Valery B
инфо
инструменты
<Alan>
RD
Serg Ivanov
Реклама Google — средство выживания форумов :)
-
/1299927-4484688308_ddbed7d6fb.jpg)
На Марс: концептуальные моменты создания обитаемой базы и транспортной
Теги:
Valery B
втянувшийся
Для начала предлагаю обсудить что нибудь из этого списка проблемных моментов любого марсианского проекта, и то как они решаются и как должны решаться.
1) Допустимая степень государственного (любого государства или коалиции) финансирования постоянно обитаемой базы.
2) Допустимо ли интегрировать бортовую компьютерную сеть общего назначения и бортовую систему управления.
3) Должна ли быть автоматическая схема принятия баллистических решений (СБР - управление двигателями) быть частью общей системы управления живучестью. То есть допустима ли возможность принятия решения, без участия экипажа, в случае выхода из строя критической части СЖО, о невыходе на орбиту Марса и переходе на орбиту возвращения по огибающей траектории с отработкой соответствующего импульса.
4) Принципы проектирования топливных баков РБ под использование в качестве жилых отсеков. Есть ли резон в увеличении массы РБ, насколько она увеличится.
5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
6) Выбор типа носителя на LEO. Привязка массы блоков к существующим или обоснование необходимости для носителей с ПН более 110 тонн.
7) Целесообразность многоразовости обитаемых отсеков корабля. То есть выбор из схем возвращения: а) обитаемые отсеки сгорают, экипаж призепляется в капсуле; б) возвращаемый модуль полностью затормаживается, выводится на LEO, возможно, с использованием двухкратного аэродинамического торможения с последующей состыковкой с МТС и переводом корабля на круговую орбиту, экипаж возвращается штатными средствами обслуживания ДОС. Обитаемые отсеки используются для следующего корабля. В этом варианте масса системы, входящей в СД Земли определяется массой обитаемых отсеков (два) и топливом для отработки ХС - ок.1000 м/с для гарантированного перехода с гиперболической на эллиптическую орбиту с Ra=20 000 км даже без аэроторможения.
8) Оптимальная численность первых экипажей марсианской базы (МБ), а так же максимальная проектная численность экипажа марсианского корабля.
9) Условия преобразования проекта из мононационального в международный . Условия включения в проект национальных или международных ведомств (ЕКА, НАСА) на правах партнеров или только (возможных) подрядчиков.
10) Концепция безопасности экипажа МБ: где искать спасения в случае аварийной ситуации - на орбите Марса (эвакуация) или на поверхности, максимально используя планетарные ресурсы. От этого зависит начальная инфраструктура базы, в частности степень дублирования систем и методы консервации корабля выведения на LMO.
11) Требования к месту основания базы. Геологические, климатические, широтные.
1) Допустимая степень государственного (любого государства или коалиции) финансирования постоянно обитаемой базы.
2) Допустимо ли интегрировать бортовую компьютерную сеть общего назначения и бортовую систему управления.
3) Должна ли быть автоматическая схема принятия баллистических решений (СБР - управление двигателями) быть частью общей системы управления живучестью. То есть допустима ли возможность принятия решения, без участия экипажа, в случае выхода из строя критической части СЖО, о невыходе на орбиту Марса и переходе на орбиту возвращения по огибающей траектории с отработкой соответствующего импульса.
4) Принципы проектирования топливных баков РБ под использование в качестве жилых отсеков. Есть ли резон в увеличении массы РБ, насколько она увеличится.
5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
6) Выбор типа носителя на LEO. Привязка массы блоков к существующим или обоснование необходимости для носителей с ПН более 110 тонн.
7) Целесообразность многоразовости обитаемых отсеков корабля. То есть выбор из схем возвращения: а) обитаемые отсеки сгорают, экипаж призепляется в капсуле; б) возвращаемый модуль полностью затормаживается, выводится на LEO, возможно, с использованием двухкратного аэродинамического торможения с последующей состыковкой с МТС и переводом корабля на круговую орбиту, экипаж возвращается штатными средствами обслуживания ДОС. Обитаемые отсеки используются для следующего корабля. В этом варианте масса системы, входящей в СД Земли определяется массой обитаемых отсеков (два) и топливом для отработки ХС - ок.1000 м/с для гарантированного перехода с гиперболической на эллиптическую орбиту с Ra=20 000 км даже без аэроторможения.
8) Оптимальная численность первых экипажей марсианской базы (МБ), а так же максимальная проектная численность экипажа марсианского корабля.
9) Условия преобразования проекта из мононационального в международный . Условия включения в проект национальных или международных ведомств (ЕКА, НАСА) на правах партнеров или только (возможных) подрядчиков.
10) Концепция безопасности экипажа МБ: где искать спасения в случае аварийной ситуации - на орбите Марса (эвакуация) или на поверхности, максимально используя планетарные ресурсы. От этого зависит начальная инфраструктура базы, в частности степень дублирования систем и методы консервации корабля выведения на LMO.
11) Требования к месту основания базы. Геологические, климатические, широтные.
Valery B>1) Допустимая степень государственного (любого государства или коалиции) финансирования постоянно обитаемой базы.
Я думаю, что без гос. финансирования здесь вообще не обойтись, так, что, видимо, процентов от 80 примерно.
Valery B>5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
Наверное, это даже - не вопрос - максимально возможная ко всем датам противостояния (и между ними, видимо, тоже придется делать запуски ? - особенно когда время полета до Марса сократится до недель).
Valery B>8) Оптимальная численность первых экипажей марсианской базы (МБ), а так же максимальная проектная численность экипажа марсианского корабля.
Я думаю, что этот момент прекрасно виден сейчас по МКС - три человека еле-еле обслуживают сами "себя". Так, что на вскидку - оптимально - от 10 человек.
Valery B>9) Условия преобразования проекта из мононационального в международный . Условия включения в проект национальных или международных ведомств (ЕКА, НАСА) на правах партнеров или только (возможных) подрядчиков.
Я думаю, так вопрос даже и стоять не должен, т.к. мононационального скорее всего не будет !!!
Я думаю, что без гос. финансирования здесь вообще не обойтись, так, что, видимо, процентов от 80 примерно.
Valery B>5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
Наверное, это даже - не вопрос - максимально возможная ко всем датам противостояния (и между ними, видимо, тоже придется делать запуски ? - особенно когда время полета до Марса сократится до недель).
Valery B>8) Оптимальная численность первых экипажей марсианской базы (МБ), а так же максимальная проектная численность экипажа марсианского корабля.
Я думаю, что этот момент прекрасно виден сейчас по МКС - три человека еле-еле обслуживают сами "себя". Так, что на вскидку - оптимально - от 10 человек.
Valery B>9) Условия преобразования проекта из мононационального в международный . Условия включения в проект национальных или международных ведомств (ЕКА, НАСА) на правах партнеров или только (возможных) подрядчиков.
Я думаю, так вопрос даже и стоять не должен, т.к. мононационального скорее всего не будет !!!
Поздравляю весь экипаж с успешным завершением 2001-го витка вокруг Солнца и с первыми градусами 2002-го 
Valery B>Для начала предлагаю обсудить что нибудь из этого списка...
А, щас весь список обсудим! Чё нам, трудно что ли, на свежую голову-то?
Valery B>1) Допустимая степень государственного (любого государства или коалиции) финансирования постоянно обитаемой базы.
Не только допустимая, а даже рекомендуемая степень - 100%.
Valery B>2) Допустимо ли интегрировать бортовую компьютерную сеть общего назначения и бортовую систему управления.
Недопустимо. Компьютерная сеть общего назначения должна использоваться, в частности, для тренировок членов экипажа в ходе сетевых игр. Нельзя допустить, чтобы во время этих тренировок ресурсы компьютеров отвлекались на задачи расчета коррекций и управления ориентацией комплекса.
Valery B>3) допустима ли возможность принятия решения, без участия экипажа, в случае выхода из строя критической части СЖО, о невыходе на орбиту Марса и переходе на орбиту возвращения по огибающей траектории с отработкой соответствующего импульса.
Принимать решение о невыходе на орбиту Марса, даже в случае выхода из строя критической части СЖО, не следует, поскольку возвращение всё равно будет возможно не ранее следующего астрономического окна.
Valery B>4) Принципы проектирования топливных баков РБ под использование в качестве жилых отсеков.
Главный принцип: использование топливных баков в качестве жилых отсеков допускается только после полного израсходования в них топлива. После этого должна быть заблокирована система наддува соответствующего бака сжатым газом, проложены воздуховоды и проведена полная просушка отсека, установлены системы пассивной и активной терморегуляции.
Valery B>5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
Первый запуск должен состояться в 2018 году, в год великого противостояния.
Valery B>6) Выбор типа носителя на LEO. Привязка массы блоков к существующим или обоснование необходимости для носителей с ПН более 110 тонн.
Для вывода блоков на LEO должна использоваться ракета-носитель "Энергия" грузоподъемностью 100 тонн. При проектировании отдельных блоков необходимо учитывать это ограничение.
Valery B>7) ... выбор из схем возвращения: а) обитаемые отсеки сгорают, экипаж призепляется в капсуле; б) возвращаемый модуль полностью затормаживается, выводится на LEО...
Правильный вариант - б.
Valery B>8) Оптимальная численность первых экипажей марсианской базы (МБ), а так же максимальная проектная численность экипажа марсианского корабля.
Численность экипажа марсианского корабля - 6 человек, из которых 2 остаются на орбите Марса, 4 высаживаются на поверхность.
Valery B>9) Условия преобразования проекта из мононационального в международный.
Участие других стран допустимо только в качестве финансовых спонсоров проекта, а также поставщиков бытовой электроники и лицензионного ПО для тренировок экипажа в ходе сетевых игр.
Valery B>10) Концепция безопасности экипажа МБ: где искать спасения в случае аварийной ситуации - на орбите Марса (эвакуация) или на поверхности, максимально используя планетарные ресурсы.
Эвакуация. Использование местных ресурсов при аварийной ситуации должно быть строго запрещено из-за высокой вероятности неблагоприятного воздействия на окружающую среду Valery B>11) Требования к месту основания базы. Геологические, климатические, широтные.
Если бы не радиация, можно было бы где-нибудь недалеко от экватора, и чтобы лед неглубоко залегал. Но лучше найти область с относительно малой радиацей.
Вот так примерно!
Valery B>Для начала предлагаю обсудить что нибудь из этого списка...А, щас весь список обсудим! Чё нам, трудно что ли, на свежую голову-то?
Valery B>1) Допустимая степень государственного (любого государства или коалиции) финансирования постоянно обитаемой базы.Не только допустимая, а даже рекомендуемая степень - 100%.
Valery B>2) Допустимо ли интегрировать бортовую компьютерную сеть общего назначения и бортовую систему управления.
Недопустимо. Компьютерная сеть общего назначения должна использоваться, в частности, для тренировок членов экипажа в ходе сетевых игр. Нельзя допустить, чтобы во время этих тренировок ресурсы компьютеров отвлекались на задачи расчета коррекций и управления ориентацией комплекса.
Valery B>3) допустима ли возможность принятия решения, без участия экипажа, в случае выхода из строя критической части СЖО, о невыходе на орбиту Марса и переходе на орбиту возвращения по огибающей траектории с отработкой соответствующего импульса.
Принимать решение о невыходе на орбиту Марса, даже в случае выхода из строя критической части СЖО, не следует, поскольку возвращение всё равно будет возможно не ранее следующего астрономического окна.
Valery B>4) Принципы проектирования топливных баков РБ под использование в качестве жилых отсеков.
Главный принцип: использование топливных баков в качестве жилых отсеков допускается только после полного израсходования в них топлива. После этого должна быть заблокирована система наддува соответствующего бака сжатым газом, проложены воздуховоды и проведена полная просушка отсека, установлены системы пассивной и активной терморегуляции.
Valery B>5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
Первый запуск должен состояться в 2018 году, в год великого противостояния.
Valery B>6) Выбор типа носителя на LEO. Привязка массы блоков к существующим или обоснование необходимости для носителей с ПН более 110 тонн.
Для вывода блоков на LEO должна использоваться ракета-носитель "Энергия" грузоподъемностью 100 тонн. При проектировании отдельных блоков необходимо учитывать это ограничение.
Valery B>7) ... выбор из схем возвращения: а) обитаемые отсеки сгорают, экипаж призепляется в капсуле; б) возвращаемый модуль полностью затормаживается, выводится на LEО...
Правильный вариант - б.
Valery B>8) Оптимальная численность первых экипажей марсианской базы (МБ), а так же максимальная проектная численность экипажа марсианского корабля.
Численность экипажа марсианского корабля - 6 человек, из которых 2 остаются на орбите Марса, 4 высаживаются на поверхность.
Valery B>9) Условия преобразования проекта из мононационального в международный.
Участие других стран допустимо только в качестве финансовых спонсоров проекта, а также поставщиков бытовой электроники и лицензионного ПО для тренировок экипажа в ходе сетевых игр.
Valery B>10) Концепция безопасности экипажа МБ: где искать спасения в случае аварийной ситуации - на орбите Марса (эвакуация) или на поверхности, максимально используя планетарные ресурсы.
Эвакуация. Использование местных ресурсов при аварийной ситуации должно быть строго запрещено из-за высокой вероятности неблагоприятного воздействия на окружающую среду
Valery B>11) Требования к месту основания базы. Геологические, климатические, широтные.Если бы не радиация, можно было бы где-нибудь недалеко от экватора, и чтобы лед неглубоко залегал. Но лучше найти область с относительно малой радиацей.
Вот так примерно!
Вначале о финансировании. Разумеется, в обозримом будущем такой проект иначе как за государственный счет сделать не получится. Национальный проект сделать большим, чем погоню за рекордом вряд ли получится. Многонациональный можно реализовать тремя способами.
1) Равноправное партнерство национальных агентств. Однако – этот способ хорош только для разовых мероприятий. В долговременной программе, как показывает опыт МКС, в полной мере оправдывается поговорка - "у семи нянек – дитя без глаза".
2) Одно ведущее агентство, остальные - "младшие партнеры". Но в таком случае ведущее агентство должно брать на себя практически все финансовые затраты такого проекта, что вряд ли целесообразно.
3) Создание международного космического агентства. Разумеется, есть ряд задач, в первую очередь касающихся обеспечения национальной безопасности, которые решаемы только национальными агентствами. Но сверх этого есть множество задач, где целесообразно международное сотрудничество.
Конечно, потенциальные противники просто не в состоянии работать вместе в долговременной программе.
Valery B>5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
Основополагающим фактором должна быть способность создания базы, работающей на местных ресурсах. Отправки к "юбилею" – нецелесообразны.
Valery B>6) Выбор типа носителя на LEO. Привязка массы блоков к существующим или обоснование необходимости для носителей с ПН более 110 тонн.
V.B.>Для вывода блоков на LEO должна использоваться ракета-носитель "Энергия" грузоподъемностью 100 тонн. При проектировании отдельных блоков необходимо учитывать это ограничение.
"Энергия" – умерла. Любая реанимация старой уже несуществующей РН или создание новой должна определяться экономической целесообразностью. Значит или марсианский проект должен требовать такого грузопотока, с которым не справятся существующие носители, или же должен быть другой проект, требующий аналогичного. Вполне возможно, что стоило бы попробовать, опираясь на ОС в качестве базового лагеря действительно построить КК, а не собрать его из готовых модулей.
Valery B>7) Целесообразность многоразовости обитаемых отсеков корабля.
Естественно, только многоразовый МПКК. Более того, стоит предусмотреть возможность его модификации в дальнейшем. Любой одноразовый КК не пригоден ни для чего, кроме погони за рекордами.
V.B.>Численность экипажа марсианского корабля - 6 человек, из которых 2 остаются на орбите Марса, 4 высаживаются на поверхность.
Деление экипажа имеет смысл только в одном случае. КК – предназначен только для доставки персонала базы и не остается на орбите, а сразу возвращается.
V.B.>Участие других стран допустимо только в качестве финансовых спонсоров проекта, а также поставщиков бытовой электроники и лицензионного ПО для тренировок экипажа в ходе сетевых игр.
Т.е. чем никто заниматься не будет. Valery B>10) Концепция безопасности экипажа МБ: где искать спасения в случае аварийной ситуации - на орбите Марса (эвакуация) или на поверхности, максимально используя планетарные ресурсы.
V.B.>Эвакуация. Использование местных ресурсов при аварийной ситуации должно быть строго запрещено из-за высокой вероятности неблагоприятного воздействия на окружающую среду
Эвакуация возможна только с околоземной орбиты и с Луны. Бежать с поверхности Марса некуда, разве что в астрономическое окно. Использование местных ресурсов должно быть штатным состоянием, а не только в критической ситуации.
Valery B>11) Требования к месту основания базы.
Вода. А так еще желательно, чтобы была экваториальная или низкоширотная зона.
1) Равноправное партнерство национальных агентств. Однако – этот способ хорош только для разовых мероприятий. В долговременной программе, как показывает опыт МКС, в полной мере оправдывается поговорка - "у семи нянек – дитя без глаза".
2) Одно ведущее агентство, остальные - "младшие партнеры". Но в таком случае ведущее агентство должно брать на себя практически все финансовые затраты такого проекта, что вряд ли целесообразно.
3) Создание международного космического агентства. Разумеется, есть ряд задач, в первую очередь касающихся обеспечения национальной безопасности, которые решаемы только национальными агентствами. Но сверх этого есть множество задач, где целесообразно международное сотрудничество.
Конечно, потенциальные противники просто не в состоянии работать вместе в долговременной программе.
Valery B>5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
Основополагающим фактором должна быть способность создания базы, работающей на местных ресурсах. Отправки к "юбилею" – нецелесообразны.
Valery B>6) Выбор типа носителя на LEO. Привязка массы блоков к существующим или обоснование необходимости для носителей с ПН более 110 тонн.
V.B.>Для вывода блоков на LEO должна использоваться ракета-носитель "Энергия" грузоподъемностью 100 тонн. При проектировании отдельных блоков необходимо учитывать это ограничение.
"Энергия" – умерла. Любая реанимация старой уже несуществующей РН или создание новой должна определяться экономической целесообразностью. Значит или марсианский проект должен требовать такого грузопотока, с которым не справятся существующие носители, или же должен быть другой проект, требующий аналогичного. Вполне возможно, что стоило бы попробовать, опираясь на ОС в качестве базового лагеря действительно построить КК, а не собрать его из готовых модулей.
Valery B>7) Целесообразность многоразовости обитаемых отсеков корабля.
Естественно, только многоразовый МПКК. Более того, стоит предусмотреть возможность его модификации в дальнейшем. Любой одноразовый КК не пригоден ни для чего, кроме погони за рекордами.
V.B.>Численность экипажа марсианского корабля - 6 человек, из которых 2 остаются на орбите Марса, 4 высаживаются на поверхность.
Деление экипажа имеет смысл только в одном случае. КК – предназначен только для доставки персонала базы и не остается на орбите, а сразу возвращается.
V.B.>Участие других стран допустимо только в качестве финансовых спонсоров проекта, а также поставщиков бытовой электроники и лицензионного ПО для тренировок экипажа в ходе сетевых игр.
Т.е. чем никто заниматься не будет.
Valery B>10) Концепция безопасности экипажа МБ: где искать спасения в случае аварийной ситуации - на орбите Марса (эвакуация) или на поверхности, максимально используя планетарные ресурсы.V.B.>Эвакуация. Использование местных ресурсов при аварийной ситуации должно быть строго запрещено из-за высокой вероятности неблагоприятного воздействия на окружающую среду
Эвакуация возможна только с околоземной орбиты и с Луны. Бежать с поверхности Марса некуда, разве что в астрономическое окно. Использование местных ресурсов должно быть штатным состоянием, а не только в критической ситуации.
Valery B>11) Требования к месту основания базы.
Вода. А так еще желательно, чтобы была экваториальная или низкоширотная зона.
DIJ
втянувшийся
>>Выбор типа носителя на LEO. Привязка массы блоков к существующим или обоснование необходимости для носителей с ПН более 110 тонн.
RD>"Энергия" – умерла. Любая реанимация старой уже несуществующей РН или создание новой должна определяться экономической целесообразностью. Значит или марсианский проект должен требовать такого грузопотока, с которым не справятся существующие носители, или же должен быть другой проект, требующий аналогичного. Вполне возможно, что стоило бы попробовать, опираясь на ОС в качестве базового лагеря действительно построить КК, а не собрать его из готовых модулей.
Энергия не умерла. Как раз-то восстановить законсервированную (хочу заметить не уничтоженную до конца) РН экономически куда выгоднее, чем разрабатывать новый проект, тратя большие средства. Реанимация при наличии сохранившейся инфраструктуры вполне возможна. Для марсианского проекта вывод модулей МТК по 100 тонн куда более быстрый, эффективный способ. К тому же более экологичный - для атмосферы лучше стерпеть выбросы одной Энергии при выводе 100 тонн (к тому же на ней стоят водородники на второй ступени), чем старт например пяти Протонов с весьма вредными "выхлопами" НДМГ+оксид азота. А сами блоки МТК собирать на орбите пока сложно - вряд ли там быстро появятся достаточные производственные мощности, лучше выводить готовые на Земле модули. А в далёкой перспективе тоже непонятно - зачем посылать на БОС детали для сборки на орбиту теми же РН, если можно вывести готовые изделия. Если только на орбите появятся сталелитейные предприятия (из астероидов например) или ,еще лучше, производство сверхчистых однородных материалов ... Тогда имеет смысл.
>Требования к месту основания базы. Геологические, климатические, широтные.
Если напряжёнка с марсотранспортом - аэропланы, быстрые марсоходы с большой дальностью езды итп, строить базу лучше первое время вблизи объектов научных исследований (марсианкий сфинкс например), а когда сделают транспортные средства - лучше вблизи источников воды, газов итп.
RD>"Энергия" – умерла. Любая реанимация старой уже несуществующей РН или создание новой должна определяться экономической целесообразностью. Значит или марсианский проект должен требовать такого грузопотока, с которым не справятся существующие носители, или же должен быть другой проект, требующий аналогичного. Вполне возможно, что стоило бы попробовать, опираясь на ОС в качестве базового лагеря действительно построить КК, а не собрать его из готовых модулей.
Энергия не умерла. Как раз-то восстановить законсервированную (хочу заметить не уничтоженную до конца) РН экономически куда выгоднее, чем разрабатывать новый проект, тратя большие средства. Реанимация при наличии сохранившейся инфраструктуры вполне возможна. Для марсианского проекта вывод модулей МТК по 100 тонн куда более быстрый, эффективный способ. К тому же более экологичный - для атмосферы лучше стерпеть выбросы одной Энергии при выводе 100 тонн (к тому же на ней стоят водородники на второй ступени), чем старт например пяти Протонов с весьма вредными "выхлопами" НДМГ+оксид азота. А сами блоки МТК собирать на орбите пока сложно - вряд ли там быстро появятся достаточные производственные мощности, лучше выводить готовые на Земле модули. А в далёкой перспективе тоже непонятно - зачем посылать на БОС детали для сборки на орбиту теми же РН, если можно вывести готовые изделия. Если только на орбите появятся сталелитейные предприятия (из астероидов например) или ,еще лучше, производство сверхчистых однородных материалов ... Тогда имеет смысл.
>Требования к месту основания базы. Геологические, климатические, широтные.
Если напряжёнка с марсотранспортом - аэропланы, быстрые марсоходы с большой дальностью езды итп, строить базу лучше первое время вблизи объектов научных исследований (марсианкий сфинкс например), а когда сделают транспортные средства - лучше вблизи источников воды, газов итп.
Valery B
втянувшийся
>>5) Привязка плана проектирования к конкретной дате (год) запуска модулей обитаемой базы.
Alan> Наверное, это даже - не вопрос - максимально возможная ко всем датам противостояния (и между ними, видимо, тоже придется делать запуски ?
Речь о первом запуске беспилотных модулей для сборки базы.
V.B.>Принимать решение о невыходе на орбиту Марса, даже в случае выхода из строя критической части СЖО, не следует, поскольку возвращение всё равно будет возможно не ранее следующего астрономического окна.
Это верно только для гомановских траекторий, сэкономленное от невыхода на орбиту топливо можно использовать для перехода на траекторию с перигелием внутри орбиты Земли, то есть догоняющую. Когда позволяет энергетика, окна исчезают.
V.B.> После этого должна быть заблокирована система наддува соответствующего бака сжатым газом, проложены воздуховоды и проведена полная просушка отсека, установлены системы пассивной и активной терморегуляции.
Сначала аргоном, потом азотом, дальше добавить немного кислорода... это само собой, но насколько это утяжелит конструкцию; далее - термоизоляция одинаково ли пригодна для криогенных баков и жилых отсеков? На что сгодятся в быту волногасители, и т.д. и т.д.
V.B.>Первый запуск должен состояться в 2018 году, в год великого противостояния.
К чему такая спешка? Я серьезно. К тому же серьезные корабли не должны проектироваться под великие противостояния.
V.B.> 100 тонн. При проектировании отдельных блоков необходимо учитывать это ограничение.
Разве масса Шаттла при максимальном весе ПН не 108 тонн?
V.B.> Численность экипажа марсианского корабля - 6 человек, из которых 2 остаются на орбите Марса, 4 высаживаются на поверхность.
А вот я категорически против разделения экипажа. Это не Луна.
Максимальная штатная численность 7 человек + возможность забрать старый экипаж МБ без высадки нового, итого - 13-14 человек в аварийном варианте.
Alan> Наверное, это даже - не вопрос - максимально возможная ко всем датам противостояния (и между ними, видимо, тоже придется делать запуски ?
Речь о первом запуске беспилотных модулей для сборки базы.
V.B.>Принимать решение о невыходе на орбиту Марса, даже в случае выхода из строя критической части СЖО, не следует, поскольку возвращение всё равно будет возможно не ранее следующего астрономического окна.
Это верно только для гомановских траекторий, сэкономленное от невыхода на орбиту топливо можно использовать для перехода на траекторию с перигелием внутри орбиты Земли, то есть догоняющую. Когда позволяет энергетика, окна исчезают.
V.B.> После этого должна быть заблокирована система наддува соответствующего бака сжатым газом, проложены воздуховоды и проведена полная просушка отсека, установлены системы пассивной и активной терморегуляции.
Сначала аргоном, потом азотом, дальше добавить немного кислорода... это само собой, но насколько это утяжелит конструкцию; далее - термоизоляция одинаково ли пригодна для криогенных баков и жилых отсеков? На что сгодятся в быту волногасители, и т.д. и т.д.
V.B.>Первый запуск должен состояться в 2018 году, в год великого противостояния.
К чему такая спешка? Я серьезно. К тому же серьезные корабли не должны проектироваться под великие противостояния.
V.B.> 100 тонн. При проектировании отдельных блоков необходимо учитывать это ограничение.
Разве масса Шаттла при максимальном весе ПН не 108 тонн?
V.B.> Численность экипажа марсианского корабля - 6 человек, из которых 2 остаются на орбите Марса, 4 высаживаются на поверхность.
А вот я категорически против разделения экипажа. Это не Луна.
Максимальная штатная численность 7 человек + возможность забрать старый экипаж МБ без высадки нового, итого - 13-14 человек в аварийном варианте.
Valery B
втянувшийся
RD> Создание международного космического агентства.
Imho, дохлый, извиняюсь, номер. Посмотрите во что превратилось ООН за неполные 60 лет!
Чем жирнее кот, тем смелее мыши...
DIJ> базу лучше первое время вблизи объектов научных исследований (марсианкий сфинкс например), а когда сделают транспортные средства - лучше вблизи источников воды, газов итп.
Да, да, DIJ, плато Кидония всегда будет под номером 1 в списке возможных мест высадки.
К этой теме примыкает вопрос о профессиональном составе экипажа - будут ли в нем кроме биологов и археологи, палеонтологи, собственно, это к конструктивной части проекта не относится, но все же... С практической точки было бы неплохо вблизи места высадки иметь относительно большую пещеру, которую можно со временем переоборудовать в первое настоящее марсианское ж_и_л_и_щ_е , каковым алюминиевые бочки по определению не являются (они есть обиталища, укрытия, словом - отсеки).
Никто не знает, подтверждено ли открытие пещер?
DIJ> Реанимация при наличии сохранившейся инфраструктуры вполне возможна. Для марсианского проекта вывод модулей МТК по 100 тонн куда более быстрый, эффективный способ.
Восстановить замороженный носилель или забытую ступень (блок) очень трудно, а что если использовать конструкцию старой ступени с новыми двигателями. Восстановить технологию изготовления топливных баков на порядок проще чем старых двигателей. Я имею в виду первую ступень Сатурна V. Полностью сохранить конструкцию за исключением переходника и двигателей (РД-170 вместо F1), на верх ставим центральный блок Энергии (без всяких боковушек), надо посчитать, но кажется, будем иметь 180 тонн на LEO , или 140 тонн с возвращаемыми двигателями Энергии для повторного использования. Все элементы отработаны, собрать воедино на порядок дешевле и быстрее чем проектировать новый носитель и не дороже, чем восстанавливать Энергию в начальном виде.
Как идея? Интересно, за сколько могут продать лицензию на первую ступень S-5 ?
Imho, дохлый, извиняюсь, номер. Посмотрите во что превратилось ООН за неполные 60 лет!
Чем жирнее кот, тем смелее мыши...
DIJ> базу лучше первое время вблизи объектов научных исследований (марсианкий сфинкс например), а когда сделают транспортные средства - лучше вблизи источников воды, газов итп.
Да, да, DIJ, плато Кидония всегда будет под номером 1 в списке возможных мест высадки.
К этой теме примыкает вопрос о профессиональном составе экипажа - будут ли в нем кроме биологов и археологи, палеонтологи, собственно, это к конструктивной части проекта не относится, но все же... С практической точки было бы неплохо вблизи места высадки иметь относительно большую пещеру, которую можно со временем переоборудовать в первое настоящее марсианское ж_и_л_и_щ_е , каковым алюминиевые бочки по определению не являются (они есть обиталища, укрытия, словом - отсеки).
Никто не знает, подтверждено ли открытие пещер?
DIJ> Реанимация при наличии сохранившейся инфраструктуры вполне возможна. Для марсианского проекта вывод модулей МТК по 100 тонн куда более быстрый, эффективный способ.
Восстановить замороженный носилель или забытую ступень (блок) очень трудно, а что если использовать конструкцию старой ступени с новыми двигателями. Восстановить технологию изготовления топливных баков на порядок проще чем старых двигателей. Я имею в виду первую ступень Сатурна V. Полностью сохранить конструкцию за исключением переходника и двигателей (РД-170 вместо F1), на верх ставим центральный блок Энергии (без всяких боковушек), надо посчитать, но кажется, будем иметь 180 тонн на LEO , или 140 тонн с возвращаемыми двигателями Энергии для повторного использования. Все элементы отработаны, собрать воедино на порядок дешевле и быстрее чем проектировать новый носитель и не дороже, чем восстанавливать Энергию в начальном виде.
Как идея? Интересно, за сколько могут продать лицензию на первую ступень S-5 ?
HIPER
втянувшийся
На счет астрономических окон - вряд ли этот проект будет реально осуществим, если все будет завязанно на времени запуска, поэтому здесь к месту придется ядерно-импульсный двигатель, энергетики хватит на любой перелет, а так как это только межорбитальный грузовик, то и проблем с экологией меньше.Останется проблема изготовить и доставить на орбиту,+ доставка ядерных зарядов на оррбиту.
RD>>"Энергия" – умерла. Любая реанимация старой уже несуществующей РН или создание новой должна определяться экономической целесообразностью.
DIJ>Энергия не умерла. Как раз-то восстановить законсервированную (хочу заметить не уничтоженную до конца) РН экономически куда выгоднее, чем разрабатывать новый проект, тратя большие средства. Реанимация при наличии сохранившейся инфраструктуры вполне возможна.
Вот-вот. Все упирается в сохранение инфраструктуры, а этого то и нет. Компоненты изготавливались по всему Союзу. Чем восстанавливать многое практически заново, лучше создать новый носитель под конкретный груз, используя опыт и наработки "вымерших" проектов.
DIJ> строить базу лучше первое время вблизи объектов научных исследований (марсианский сфинкс например), а когда сделают транспортные средства - лучше вблизи источников воды, газов и т.п.
Привязывать проект к таким сомнительным объектам как "сфинкс" лучше не стоит. Для первых исследований стоит ориентироваться на "русла" и осадочные породы. Очень многое наверное дало бы исследование такого каньона, как Долина Маринера.
RD>> Создание международного космического агентства.
Valery B>Imho, дохлый, извиняюсь, номер. Посмотрите во что превратилось ООН за неполные 60 лет! Чем жирнее кот, тем смелее мыши...
Да, но у ООН нет ясно выраженной цели – это не инструмент интеграции, а просто для разрешения трений между разными государствами. И сравнивать международное космическое агентство стоит не с такой аморфной структурой, а ближе к военному блоку. Более того, гарантией (не бог весть какой, но все же) более эффективной работы было бы как минимум не противостояние стран участников. Потенциальные военные противники и оппоненты экономических войн просто не способны ни к чему продуктивному. К тому же главная цель такого агентства сконцентрировать финансовые, интеллектуальные и прочие усилия в начальный период программы освоения. Потом "мавр сделает свое дело … и т.д."
Valery B>Никто не знает, подтверждено ли открытие пещер?
Если их искать, то там где были в свое время большие потоки.
DIJ>Энергия не умерла. Как раз-то восстановить законсервированную (хочу заметить не уничтоженную до конца) РН экономически куда выгоднее, чем разрабатывать новый проект, тратя большие средства. Реанимация при наличии сохранившейся инфраструктуры вполне возможна.
Вот-вот. Все упирается в сохранение инфраструктуры, а этого то и нет. Компоненты изготавливались по всему Союзу. Чем восстанавливать многое практически заново, лучше создать новый носитель под конкретный груз, используя опыт и наработки "вымерших" проектов.
DIJ> строить базу лучше первое время вблизи объектов научных исследований (марсианский сфинкс например), а когда сделают транспортные средства - лучше вблизи источников воды, газов и т.п.
Привязывать проект к таким сомнительным объектам как "сфинкс" лучше не стоит. Для первых исследований стоит ориентироваться на "русла" и осадочные породы. Очень многое наверное дало бы исследование такого каньона, как Долина Маринера.
RD>> Создание международного космического агентства.
Valery B>Imho, дохлый, извиняюсь, номер. Посмотрите во что превратилось ООН за неполные 60 лет! Чем жирнее кот, тем смелее мыши...
Да, но у ООН нет ясно выраженной цели – это не инструмент интеграции, а просто для разрешения трений между разными государствами. И сравнивать международное космическое агентство стоит не с такой аморфной структурой, а ближе к военному блоку. Более того, гарантией (не бог весть какой, но все же) более эффективной работы было бы как минимум не противостояние стран участников. Потенциальные военные противники и оппоненты экономических войн просто не способны ни к чему продуктивному. К тому же главная цель такого агентства сконцентрировать финансовые, интеллектуальные и прочие усилия в начальный период программы освоения. Потом "мавр сделает свое дело … и т.д."
Valery B>Никто не знает, подтверждено ли открытие пещер?
Если их искать, то там где были в свое время большие потоки.
Valery B>сэкономленное от невыхода на орбиту топливо можно использовать для перехода на траекторию с перигелием внутри орбиты Земли, то есть догоняющую.
А где должен быть перигелий, чтобы догнать Землю, улетевшую градусов на 60 вперед, если наш афигелий... пардон, афелий находится около Марса?
Valery B>Когда позволяет энергетика, окна исчезают.
Чем больше энергетика, тем окна ширше, спору нет. Но такой энергетики, чтобы окна совсем исчезли, у нас никогда не будет. Под словом "нас" я понимаю нас, а не наших потомков.
Valery B>термоизоляция одинаково ли пригодна для криогенных баков и жилых отсеков?
Думаю, неодинаково, потому что для баков она должна сохранять холод, а для жилых отсеков - тепло. А вообще-то, кто автор этой оригинальной идеи - поселить людей в бензобаке?
V.B.>>Первый запуск должен состояться в 2018 году
Valery B>К чему такая спешка? Я серьезно.
Не так давно "Энергия" на полном серьёзе планировала запуск на 2015 год. Американцы планируют полёт с VASIMRом на 2018-й.
Valery B>серьезные корабли не должны проектироваться под великие противостояния
В первый раз и так трудно будет, пусть хоть для первого полета условия будут получше.
Valery B>Разве масса Шаттла при максимальном весе ПН не 108 тонн?
Шаттл - это не только ПГ, но и двигатели, и другие системы ракеты-носителя. Внешний бак для него - это действительно бак. А "Энергия" - это ракета-носитель, и на неё навешивается чистый ПГ (не считая креплений и обтекателя, разумеется).
Valery B>А вот я категорически против разделения экипажа. Это не Луна.
Дык это ещё хуже, что не Луна. Посадить на Марс, а потом вернуть с поверхности целую ораву гораздо труднее, чем на Луну.
hcube>проще всего восстановить проект ... в котором из четырех Зенитов собиралась двухступенчатая ракета
Может, оно и дешевле, но полетит ли? А если полетит, то долетит ли до орбиты? Чем хороша "Энергия": уже летала, надежность 100% (два успешных пуска из двух). Не говоря уж о том, что 100 тонн лучше, чем 2 по 50.
RD>Привязывать проект к таким сомнительным объектам как "сфинкс" лучше не стоит.
Это точно! Особенно понимаешь это после фильма "Миссия на Марс" Когда они зашли внутрь, и за ними закрылась щель, было очень весело наблюдать их испуг вместе с четкой, но запоздалой мыслью: "доигрались!" Ужасно хотелось спросить: а на что вы рассчитывали, когда туда полезли?
А где должен быть перигелий, чтобы догнать Землю, улетевшую градусов на 60 вперед, если наш афигелий... пардон, афелий находится около Марса?
Valery B>Когда позволяет энергетика, окна исчезают.
Чем больше энергетика, тем окна ширше, спору нет. Но такой энергетики, чтобы окна совсем исчезли, у нас никогда не будет. Под словом "нас" я понимаю нас, а не наших потомков.
Valery B>термоизоляция одинаково ли пригодна для криогенных баков и жилых отсеков?
Думаю, неодинаково, потому что для баков она должна сохранять холод, а для жилых отсеков - тепло. А вообще-то, кто автор этой оригинальной идеи - поселить людей в бензобаке?
V.B.>>Первый запуск должен состояться в 2018 году
Valery B>К чему такая спешка? Я серьезно.
Не так давно "Энергия" на полном серьёзе планировала запуск на 2015 год. Американцы планируют полёт с VASIMRом на 2018-й.
Valery B>серьезные корабли не должны проектироваться под великие противостояния
В первый раз и так трудно будет, пусть хоть для первого полета условия будут получше.
Valery B>Разве масса Шаттла при максимальном весе ПН не 108 тонн?
Шаттл - это не только ПГ, но и двигатели, и другие системы ракеты-носителя. Внешний бак для него - это действительно бак. А "Энергия" - это ракета-носитель, и на неё навешивается чистый ПГ (не считая креплений и обтекателя, разумеется).
Valery B>А вот я категорически против разделения экипажа. Это не Луна.
Дык это ещё хуже, что не Луна. Посадить на Марс, а потом вернуть с поверхности целую ораву гораздо труднее, чем на Луну.
hcube>проще всего восстановить проект ... в котором из четырех Зенитов собиралась двухступенчатая ракета
Может, оно и дешевле, но полетит ли? А если полетит, то долетит ли до орбиты? Чем хороша "Энергия": уже летала, надежность 100% (два успешных пуска из двух). Не говоря уж о том, что 100 тонн лучше, чем 2 по 50.
RD>Привязывать проект к таким сомнительным объектам как "сфинкс" лучше не стоит.
Это точно! Особенно понимаешь это после фильма "Миссия на Марс"
Когда они зашли внутрь, и за ними закрылась щель, было очень весело наблюдать их испуг вместе с четкой, но запоздалой мыслью: "доигрались!" Ужасно хотелось спросить: а на что вы рассчитывали, когда туда полезли?
А зачем продавать? Они то же самое могут сделать и с SSME вместо РД-120. И, соотвественно, с баком шаттла вместо Энергиевского. Только вот зачем?
Если уж надо на орбиту вытаскивать очень большой груз, надо использовать очень дешевый на единицу веса транспорт. Желательно с минимальными инвестициями. Поэтому, IMHO, проще всего восстановить проект, проект... эээ.. номер забыл - в общем, в котором из четырех Зенитов собиралась двухступенчатая ракета, в котором три Зенита (а точнее, первых ступени Зенита) играли роль первой ступени, а четвертый - второй. Этакая Ангара-5, только вместо УРМ - блок А. И грузоподъемность этого чуда была, AFAIK, была той же, что у Энергии-М - 35 тонн на LEO. А то и поболее. Движки вчетверо мощнее РД-190, 'пропорции' те же, а Ангара - 5 без водородной ступени выводит 22 тонны. Соответственно это чудо можно довести тонн до 60-70 в самом навороченном варианте (аналогичном Ангаре-5 по конфигурации). Движки есть, да и баки Зенита хохлы производят как минимум для SL. Стол есть - Энергиевский стенд-старт. Водород не нужен, да и вообще, Зенит - ракета 'безлюдного' пуска. Топливо 'чистое'. Стоимость пуска будет примерно как у трех Зенитов, при этом на орбиту, считай, будет вытащено столько же, только одним кусочком. Ну, и всяко в два раза больше максимальной ПН шаттла.
Если уж надо на орбиту вытаскивать очень большой груз, надо использовать очень дешевый на единицу веса транспорт. Желательно с минимальными инвестициями. Поэтому, IMHO, проще всего восстановить проект, проект... эээ.. номер забыл - в общем, в котором из четырех Зенитов собиралась двухступенчатая ракета, в котором три Зенита (а точнее, первых ступени Зенита) играли роль первой ступени, а четвертый - второй. Этакая Ангара-5, только вместо УРМ - блок А. И грузоподъемность этого чуда была, AFAIK, была той же, что у Энергии-М - 35 тонн на LEO. А то и поболее. Движки вчетверо мощнее РД-190, 'пропорции' те же, а Ангара - 5 без водородной ступени выводит 22 тонны. Соответственно это чудо можно довести тонн до 60-70 в самом навороченном варианте (аналогичном Ангаре-5 по конфигурации). Движки есть, да и баки Зенита хохлы производят как минимум для SL. Стол есть - Энергиевский стенд-старт. Водород не нужен, да и вообще, Зенит - ракета 'безлюдного' пуска. Топливо 'чистое'. Стоимость пуска будет примерно как у трех Зенитов, при этом на орбиту, считай, будет вытащено столько же, только одним кусочком. Ну, и всяко в два раза больше максимальной ПН шаттла.
Убей в себе зомби!
Ядерно-импульсный марсианский экспресс - самый экспресистый!
Valery B
втянувшийся
V.B.> Думаю, неодинаково, потому что для баков она должна сохранять холод, а для жилых отсеков - тепло.
А какая разница для термостата какую температуру поддерживать, если это хороший термостат.
V.B.> Американцы планируют полёт с VASIMRом на 2018-й.
Америкацы или их конгресс? У нас с ними сильно разное понимание слова "планировать" - то что у нас эскизный проект, у них - план полета...
V.В.> А вообще-то, кто автор этой оригинальной идеи - поселить людей в бензобаке?
Прямой вопрос - прямой ответ:
King, Dutterfield, Hypes, Nealy. Lunar habital concept employing the Space Shuttle external tank.
"J. Spacecraft" 1990, 27, № 3, pp 225-226. Перевод - в "Астронавтике и ракетодинамике" 1991 №23.Там предлагается кислородную емкость (552 м3 )+ межбаковый отсек из состава внешнего бака пользовать как жилой модуль лунной базы на 12 человек, причем после использования по прямому назначению. А вообще то все началось со Скайлэба, в каком то смысле.
А какая разница для термостата какую температуру поддерживать, если это хороший термостат.
V.B.> Американцы планируют полёт с VASIMRом на 2018-й.
Америкацы или их конгресс?
У нас с ними сильно разное понимание слова "планировать" - то что у нас эскизный проект, у них - план полета... V.В.> А вообще-то, кто автор этой оригинальной идеи - поселить людей в бензобаке?
Прямой вопрос - прямой ответ:
King, Dutterfield, Hypes, Nealy. Lunar habital concept employing the Space Shuttle external tank.
"J. Spacecraft" 1990, 27, № 3, pp 225-226. Перевод - в "Астронавтике и ракетодинамике" 1991 №23.Там предлагается кислородную емкость (552 м3 )+ межбаковый отсек из состава внешнего бака пользовать как жилой модуль лунной базы на 12 человек, причем после использования по прямому назначению. А вообще то все началось со Скайлэба, в каком то смысле.
Valery B
втянувшийся
О разделении экипажа на орбитальный и посадочный. Для 26-месячной экспедиции это даже как то странно обсуждать.
hcube> Ангара - 5 без водородной ступени выводит 22 тонны. Соответственно это чудо можно довести тонн до 60-70 в самом навороченном варианте (аналогичном Ангаре-5 по конфигурации).
Прав, ох прав Старый, когда говорит что Ангара суть мертворожденный проект. Если центральный блок имея такой же двигатель как боковушки работает на 1/3 дольше их, это же полутора- а не двухступенчатый носитель. Это почти то же самое, как моноблок первой ступени, баки которого разделены внутренними продольными переборками на пять частей, а сверху поставлен укороченый УРМ - такая схема более эффективна чем Ангара 5 (даже с внутренними переборками!!) поскольку вторая ступень не тянет на 3/4 пустые баки.
Тема потребных для марсианского проекта носителей требует отдельного обсуждения.
Диапазон массы модулей для марсианского корабля - в диапазоне 100 -180 тонн, самые тяжелые из современных и проектируемых ПН менее 30 тонн, поэтому невостребованность диапазона 40-90 тонн будет существовать лет 50, если не всегда. Отсюда следует, что нет резона планировать возможность расширения грузоподьемности планируемых носителей до 60 - 100 тонн. Нужно сразу создавать 100 тонный с вриантами до 180 тонн. Тогда вторую ступень с боковыми ускорителями можно использовать для ПН до 25-30 тонн (вариант Энергии М). Это что то вроде линии Сатурн 5 - Сатурн 1В.
Другими словами, унификацию можно делать не через вариацию числа боковушек, а через использование водородной ступени в пакетной или последовательной схеме, плюс линия типоразмеров топливных баков ступеней по длине при одинаковом диаметре и числе двигателей. Легко приходим к унифицированному ряду двухступенчатых носителей на орбиту 160 х 300 км:
Зенит - класс 15 тонн;
Энергия + блоки А - класс 30 тонн;
Энергия (вторая ступень) + укороченная 1 ступень Сатурна5 с 4-мя РД-170 - класс 100-110 тонн
Удлиненная на 15% Энергия + 1 ступень Сатурна5 с 4-мяи РД-170 - класс 180 тонн.
hcube> Ангара - 5 без водородной ступени выводит 22 тонны. Соответственно это чудо можно довести тонн до 60-70 в самом навороченном варианте (аналогичном Ангаре-5 по конфигурации).
Прав, ох прав Старый, когда говорит что Ангара суть мертворожденный проект. Если центральный блок имея такой же двигатель как боковушки работает на 1/3 дольше их, это же полутора- а не двухступенчатый носитель. Это почти то же самое, как моноблок первой ступени, баки которого разделены внутренними продольными переборками на пять частей, а сверху поставлен укороченый УРМ - такая схема более эффективна чем Ангара 5 (даже с внутренними переборками!!) поскольку вторая ступень не тянет на 3/4 пустые баки.
Тема потребных для марсианского проекта носителей требует отдельного обсуждения.
Диапазон массы модулей для марсианского корабля - в диапазоне 100 -180 тонн, самые тяжелые из современных и проектируемых ПН менее 30 тонн, поэтому невостребованность диапазона 40-90 тонн будет существовать лет 50, если не всегда. Отсюда следует, что нет резона планировать возможность расширения грузоподьемности планируемых носителей до 60 - 100 тонн. Нужно сразу создавать 100 тонный с вриантами до 180 тонн. Тогда вторую ступень с боковыми ускорителями можно использовать для ПН до 25-30 тонн (вариант Энергии М). Это что то вроде линии Сатурн 5 - Сатурн 1В.
Другими словами, унификацию можно делать не через вариацию числа боковушек, а через использование водородной ступени в пакетной или последовательной схеме, плюс линия типоразмеров топливных баков ступеней по длине при одинаковом диаметре и числе двигателей. Легко приходим к унифицированному ряду двухступенчатых носителей на орбиту 160 х 300 км:
Зенит - класс 15 тонн;
Энергия + блоки А - класс 30 тонн;
Энергия (вторая ступень) + укороченная 1 ступень Сатурна5 с 4-мя РД-170 - класс 100-110 тонн
Удлиненная на 15% Энергия + 1 ступень Сатурна5 с 4-мяи РД-170 - класс 180 тонн.
Последний вариант не пойдет - нужны дополнительные бустеры.
Те же блоки А, к примеру.
Народ, а зачем вам 100, или, тем более, 200 тонн на орбите, а?
Те же блоки А, к примеру.
Народ, а зачем вам 100, или, тем более, 200 тонн на орбите, а?
Убей в себе зомби!
V.B.>>Американцы планируют полёт с VASIMRом на 2018-й.
Valery B>Американцы или их конгресс?
Американцы. Конгресс пока не в курсе
Valery B>О разделении экипажа на орбитальный и посадочный. Для 26-месячной экспедиции это даже как то странно обсуждать.
А как получилось 26 месяцев? Если считать от старта с Земли до возвращения, это слишком мало, а если от момента прибытия к Марсу до отчаливания оттуда - слишком много.
И почему странно обсуждать разделение экипажа? В длительной экспедиции тем более нужно, чтобы кто-то присматривал за орбитальным кораблем. Может, чего-нибудь починить потребуется. Или, например, попадет какая-нибудь резинка в стыковочный узел - кто доставать будет?
Valery B>Энергия (вторая ступень) + укороченная 1 ступень Сатурна5 с 4-мя РД-170 - класс 100-110 тонн
А чем сама "Энергия" не устраивает?
hcube>Народ, а зачем вам 100, или, тем более, 200 тонн на орбите, а?
В смысле, зачем выводить 100 тонн одним куском? Ну, в принципе, можно было бы втиснуться в 70 тонн. Но, если уж есть 100-тонный носитель, зачем его портить, увеличивая тем самым число необходимых пусков?
Valery B>Американцы или их конгресс?
Американцы. Конгресс пока не в курсе
Valery B>О разделении экипажа на орбитальный и посадочный. Для 26-месячной экспедиции это даже как то странно обсуждать.
А как получилось 26 месяцев? Если считать от старта с Земли до возвращения, это слишком мало, а если от момента прибытия к Марсу до отчаливания оттуда - слишком много.
И почему странно обсуждать разделение экипажа? В длительной экспедиции тем более нужно, чтобы кто-то присматривал за орбитальным кораблем. Может, чего-нибудь починить потребуется. Или, например, попадет какая-нибудь резинка в стыковочный узел - кто доставать будет?
Valery B>Энергия (вторая ступень) + укороченная 1 ступень Сатурна5 с 4-мя РД-170 - класс 100-110 тонн
А чем сама "Энергия" не устраивает?
hcube>Народ, а зачем вам 100, или, тем более, 200 тонн на орбите, а?
В смысле, зачем выводить 100 тонн одним куском? Ну, в принципе, можно было бы втиснуться в 70 тонн. Но, если уж есть 100-тонный носитель, зачем его портить, увеличивая тем самым число необходимых пусков?
1) «Планирование полетов космических кораблей на химическом топливе для межпланетной миссии человека является пустой тратой времени» - Эрике К. Космический полет. Т. II, ч. II.- М.: Наука, 1970.
Из вышесказанного следует, что на корабле будет ядерный реактор – возвращать на орбиту вокруг Земли такой корабль путем аэродинамического торможения рискованно для ее населения. Да и зачем? Неизвестно будет ли второй полет. Поэтому, по крайней мере, в первых полетах жилые отсеки вместе с ядерной энергетической установкой должны по пролетной траектории лететь куда подальше, а экипаж с материалами исследований возвращаться после коррекции в капсуле типа «Зари»-
Опять таки, исходя из 1), следует максимально использовать для движения корабля ядерную энергию. Единственным типом двигателя, обеспечивающим не только межорбитальные маневры, но и выход на околоземную орбиту (наиболее дорогостоящая часть операции, так как груз максимален) является ядерно-импульсный. По древнему американскому проекту «Орион» http://www.ttsw.com/Orion/orion.html предполагался вывод на орбиту двумя-тремя «Сатурнами-5» корабля диаметром 10м. С экипажем 8 человек, при Isp=1800-2500сек (величина ограничена диаметром «Сатурна-5», при диаметре 20м Isp=4000сек) он должен был за 125 суток слетать на Марс и обратно при массе полезного груза на околоземной орбите 45% (по моим подсчетам время должно быть раза в 4 больше). Фото его модели см. на http://www.webcreations.com/ptm/contract.htm
Но зачем нужен монтаж на орбите при наличии ядерного двигателя неограниченной тяги? Чтобы не загрязнять атмосферу достаточно подбросить корабль вверх километров на 100-150, а дальше ядерный двигатель горизонтально разгонит до 1(2)-ой космической скорости. Для такого «прыжка» больше всего IMHO подходит твердотопливный ускоритель (или связка из нескольких). При времени его работы 120сек и начальном отношении тяги к массе системы 1,45 для вертикального подъема на высоту 185км с учетом гравитационных и аэродинамических потерь ХС=3000м/сек. Для ускорителя c Isp=238сек отношение масс = 3,6. Т.е. для корабля в 500т стартовая масса будет 1800т. На Марс одним пуском при весе системы в 1,5 раза меньше чем «Сатурн-5» для полета на Луну! Вот что сулит неограниченное мощностью преобразователя (и предрассудками) использование ядерной энергии. Если считать, что в первом приближении стоимость проекта пропорциональна стартовой массе, то это не должно быть слишком дорогим и может быть под силу даже одной стране имеющей достаточное для полета количество ядерных зарядов.
Из вышесказанного следует, что на корабле будет ядерный реактор – возвращать на орбиту вокруг Земли такой корабль путем аэродинамического торможения рискованно для ее населения. Да и зачем? Неизвестно будет ли второй полет. Поэтому, по крайней мере, в первых полетах жилые отсеки вместе с ядерной энергетической установкой должны по пролетной траектории лететь куда подальше, а экипаж с материалами исследований возвращаться после коррекции в капсуле типа «Зари»-
Опять таки, исходя из 1), следует максимально использовать для движения корабля ядерную энергию. Единственным типом двигателя, обеспечивающим не только межорбитальные маневры, но и выход на околоземную орбиту (наиболее дорогостоящая часть операции, так как груз максимален) является ядерно-импульсный. По древнему американскому проекту «Орион» http://www.ttsw.com/Orion/orion.html предполагался вывод на орбиту двумя-тремя «Сатурнами-5» корабля диаметром 10м. С экипажем 8 человек, при Isp=1800-2500сек (величина ограничена диаметром «Сатурна-5», при диаметре 20м Isp=4000сек) он должен был за 125 суток слетать на Марс и обратно при массе полезного груза на околоземной орбите 45% (по моим подсчетам время должно быть раза в 4 больше). Фото его модели см. на http://www.webcreations.com/ptm/contract.htm
Но зачем нужен монтаж на орбите при наличии ядерного двигателя неограниченной тяги? Чтобы не загрязнять атмосферу достаточно подбросить корабль вверх километров на 100-150, а дальше ядерный двигатель горизонтально разгонит до 1(2)-ой космической скорости. Для такого «прыжка» больше всего IMHO подходит твердотопливный ускоритель (или связка из нескольких). При времени его работы 120сек и начальном отношении тяги к массе системы 1,45 для вертикального подъема на высоту 185км с учетом гравитационных и аэродинамических потерь ХС=3000м/сек. Для ускорителя c Isp=238сек отношение масс = 3,6. Т.е. для корабля в 500т стартовая масса будет 1800т. На Марс одним пуском при весе системы в 1,5 раза меньше чем «Сатурн-5» для полета на Луну! Вот что сулит неограниченное мощностью преобразователя (и предрассудками) использование ядерной энергии. Если считать, что в первом приближении стоимость проекта пропорциональна стартовой массе, то это не должно быть слишком дорогим и может быть под силу даже одной стране имеющей достаточное для полета количество ядерных зарядов.
Valery B
втянувшийся
hcube> А зачем продавать? Они то же самое могут сделать и с SSME вместо РД-120. И, соотвественно, с баком шаттла вместо Энергиевского. Только вот зачем?
А вот этого не будет. Почему? Их конгресс костьми ляжет но не даст НАСА первым высадится на Марс, а тем более присоединиться к каким-то сомнительным проектам с русскими...
Смешно, но кажется это бОльшая правда, чем можно себе представить...
V.B.> А где должен быть перигелий, чтобы догнать Землю, улетевшую градусов на 60 вперед, если наш афигелий... пардон, афелий находится около Марса?
Если доганять по гомановской тогда перигелий будет ~0.19 а.е.- в два раза меньше орбиты Меркурия и займет это не более 250 дней, правда это потребует ок 10 км/с характеристической скорости, но если глубоко войти в СД Марса, можно ок 3 км/с сэкономить. Вы правы, эти обстоятельства мало способствуют немедленному возвращению, но если поставить задачу иметь возможность возвращения до выхода на орбиту Марса, то в принципе это достижимо.
А вот этого не будет. Почему? Их конгресс костьми ляжет но не даст НАСА первым высадится на Марс, а тем более присоединиться к каким-то сомнительным проектам с русскими...
Смешно, но кажется это бОльшая правда, чем можно себе представить...
V.B.> А где должен быть перигелий, чтобы догнать Землю, улетевшую градусов на 60 вперед, если наш афигелий... пардон, афелий находится около Марса?
Если доганять по гомановской тогда перигелий будет ~0.19 а.е.- в два раза меньше орбиты Меркурия и займет это не более 250 дней, правда это потребует ок 10 км/с характеристической скорости, но если глубоко войти в СД Марса, можно ок 3 км/с сэкономить. Вы правы, эти обстоятельства мало способствуют немедленному возвращению, но если поставить задачу иметь возможность возвращения до выхода на орбиту Марса, то в принципе это достижимо.
Serg Ivanov>Из вышесказанного следует, что на корабле будет ядерный реактор...
...или ЭРД и солнечные батареи. Посмотрите проект марсианской экспедиции на сайте РКК "Энергия" им. С.П. Королёва
Serg Ivanov>Единственным типом двигателя, обеспечивающим не только межорбитальные маневры, но и выход на околоземную орбиту ... является ядерно-импульсный.
Опровержение опять на РКК "Энергия" им. С.П. Королёва
Serg Ivanov>Но зачем нужен монтаж на орбите при наличии ядерного двигателя неограниченной тяги?
Действительно неограниченной?
Serg Ivanov>это ... может быть под силу даже одной стране имеющей достаточное для полета количество ядерных зарядов.
А сколько их нужно для полета?
И еще сомнение закрадывается: не будет ли ваш корабль кувыркаться после каждого взрыва?
...или ЭРД и солнечные батареи. Посмотрите проект марсианской экспедиции на сайте РКК "Энергия" им. С.П. Королёва
Serg Ivanov>Единственным типом двигателя, обеспечивающим не только межорбитальные маневры, но и выход на околоземную орбиту ... является ядерно-импульсный.
Опровержение опять на РКК "Энергия" им. С.П. Королёва
Serg Ivanov>Но зачем нужен монтаж на орбите при наличии ядерного двигателя неограниченной тяги?
Действительно неограниченной?
Serg Ivanov>это ... может быть под силу даже одной стране имеющей достаточное для полета количество ядерных зарядов.
А сколько их нужно для полета?
И еще сомнение закрадывается: не будет ли ваш корабль кувыркаться после каждого взрыва?
V.B.> ...или ЭРД и солнечные батареи. Посмотрите проект марсианской экспедиции на сайте РКК "Энергия" им. С.П. Королёва
Этот марсианский проект вначале базировался на ядерном реакторе (это видно даже на заставке сайта). Затем под влиянием «экологической моды» переделали под солнечные батареи. Лучше бы они это не делали – под корабль размером 0,7 км с 15 гектарами солнечных тонкопленочных батарей денег точно никто не даст – слишком сложно, ненадежно и дорого.
V.B.> Действительно неограниченной?
Конечно, тяга ограничена прочностью конструкции корабля. Обычно в расчетах принимают среднее ускорение для ядерно-импульсных систем =30м/с2. Если в рассматриваемом примере на восходящем участке траектории корабль будет с высоты 120 км разгоняться горизонтально с ускорением 3g, то он уже не опустится ниже этой высоты.
Serg Ivanov>Единственным типом двигателя, обеспечивающим не только межорбитальные маневры, но и выход на околоземную орбиту ... является ядерно-импульсный.
V.B.> Опровержение опять на
Имелось в виду: …единственным типом ядерного двигателя, обеспечивающим…
V.B.> А сколько их нужно для полета? И еще сомнение закрадывается: не будет ли ваш корабль кувыркаться после каждого взрыва?
По данным на сайте http://www.ttsw.com/Orion/orion.html приращение скорости на один импульс составляет - 30 м/сек. Для ХС= 30км/сек нужно 1000 ядерных зарядов. Россия и США собираются сокращать свои ядерные арсеналы с 6000 и 7000 зарядов соответственно до 1500-2000 у каждой (не говоря о уже сокращенных по прежним соглашениям).
Кувыркаться не будет – проверено на летающей модели на химическом ВВ.
Этот марсианский проект вначале базировался на ядерном реакторе (это видно даже на заставке сайта). Затем под влиянием «экологической моды» переделали под солнечные батареи. Лучше бы они это не делали – под корабль размером 0,7 км с 15 гектарами солнечных тонкопленочных батарей денег точно никто не даст – слишком сложно, ненадежно и дорого.
V.B.> Действительно неограниченной?
Конечно, тяга ограничена прочностью конструкции корабля. Обычно в расчетах принимают среднее ускорение для ядерно-импульсных систем =30м/с2. Если в рассматриваемом примере на восходящем участке траектории корабль будет с высоты 120 км разгоняться горизонтально с ускорением 3g, то он уже не опустится ниже этой высоты.
Serg Ivanov>Единственным типом двигателя, обеспечивающим не только межорбитальные маневры, но и выход на околоземную орбиту ... является ядерно-импульсный.
V.B.> Опровержение опять на
Имелось в виду: …единственным типом ядерного двигателя, обеспечивающим…
V.B.> А сколько их нужно для полета? И еще сомнение закрадывается: не будет ли ваш корабль кувыркаться после каждого взрыва?
По данным на сайте http://www.ttsw.com/Orion/orion.html приращение скорости на один импульс составляет - 30 м/сек. Для ХС= 30км/сек нужно 1000 ядерных зарядов. Россия и США собираются сокращать свои ядерные арсеналы с 6000 и 7000 зарядов соответственно до 1500-2000 у каждой (не говоря о уже сокращенных по прежним соглашениям).
Кувыркаться не будет – проверено на летающей модели на химическом ВВ.
S.I.>Если считать, что в первом приближении стоимость проекта пропорциональна стартовой массе, то это не должно быть слишком дорогим и может быть под силу даже одной стране имеющей достаточное для полета количество ядерных зарядов.
О да, если в эту топку можно кидать и стратегические моноблоки по 25 Мт, и обычные БЧ по 420-550-750 кт - то конечно. Только что-то мне говорит что максимальная мощность зарядов для такого корабля (по диаметру отражателя) - ну 1 кт. Т.е. заряды надо проектировать. Если обойтись без антиротонной катализации, то заряды получаться чудовищно неэффективными (для 1 кт вес плутония составит ~2.5-3 кг, вес заряда - килограмм 20-30).
О да, если в эту топку можно кидать и стратегические моноблоки по 25 Мт, и обычные БЧ по 420-550-750 кт - то конечно. Только что-то мне говорит что максимальная мощность зарядов для такого корабля (по диаметру отражателя) - ну 1 кт. Т.е. заряды надо проектировать. Если обойтись без антиротонной катализации, то заряды получаться чудовищно неэффективными (для 1 кт вес плутония составит ~2.5-3 кг, вес заряда - килограмм 20-30).
Shadows of Invasion.
Serg Ivanov>под корабль размером 0,7 км с 15 гектарами солнечных тонкопленочных батарей денег точно никто не даст – слишком сложно, ненадежно и дорого.
Разве сложность и надежность зависят от размера? Если бы вы сказали "слишком трудоёмко", я бы согласился. Что касается дороговизны, то мне трудно сравнивать цену таких СБ с ценой 2-х реакторов по 7,5 МВт на орбите. Вы можете привести какие-то оценки?
Serg Ivanov>Кувыркаться не будет – проверено на летающей модели на химическом ВВ.
А есть ссылка на этот эксперимент?
Разве сложность и надежность зависят от размера? Если бы вы сказали "слишком трудоёмко", я бы согласился. Что касается дороговизны, то мне трудно сравнивать цену таких СБ с ценой 2-х реакторов по 7,5 МВт на орбите. Вы можете привести какие-то оценки?
Serg Ivanov>Кувыркаться не будет – проверено на летающей модели на химическом ВВ.
А есть ссылка на этот эксперимент?
Valery B
втянувшийся
hcube> Народ, а зачем вам 100, или, тем более, 200 тонн на орбите, а?
Отвечаю. Минимальная конфигурация марсианского транспорта только на химическом топливе - 9 модулей по 100 - 110 тонн, из них 6 - модули разгонного блока, масса их ограничена, понятно только грузоподъемностью носителя. Если иметь носитель в 180 -200 тонн, марсианский транспорт можно собрать 3+1+1 - пятью запусками вместо девяти.
Valery B>Энергия (вторая ступень) + укороченная 1 ступень Сатурна5 с 4-мя РД-170 - класс 100-110 тонн
V.B.> А чем сама "Энергия" не устраивает?
От замены 4 боковушек одним моноблоком полезная нагрузка и надежность ее выведения тоько выиграет:
1) меньший вес баков на единицу массы топлива первой ступени + отсутсвие парашютной системы;
2) соотношение сечений миделей 4 блоков А и центрального у Э (без ПН!), и 1й ступени у S-5 соотносятся как 128 / 100, аэродинамическое сопротивление вносит до 15% от общей потери ХС для первой ступени, только за счет этого имеем 15%*0.2 =3 % снижения потерь скорости для 1й ступени.
3) в случае отказа одного двигателя 1ст, оставшиеся три спокойно несут нагрузку - стартовая масса до 2500 тонн, тяга трех двигателей - 2700 тонн, а в случае отказа 1 дв. на Энергии придется отстреливать боковушку вместе с неиспользованым топливом;
4) не расходуется водородное горючее при неэффективной работе РД-120 на малой высоте;
5) диаметр ракеты на атмосферном участке полностью определяется 1й керосиновой ступенью, то есть снимается главный недостаток водородного топлива - малая плотность, можно при сохранении веса баков и топлива довести диаметр 2ст до диаметра первой с утолщением стенок и тогда ПН можно ставить наверху.
6) если вместо ПН использовать удлиненые баки второй ступени с соответствующей заправкой топливом, а выведенную на орбиту ступень с двигателями использовать в качестве последней ступени разгонного блока марсианского корабля с последующей доставкой пустых баков (или только кислородного бака) на орбиту Марса, то их можно использовать в составе марсиансой орбитальной станции, например для оранжереи.
Можно даже использовать кислородный бак второй ступени в качестве аэродинамического тормоза (щита) при входе посадочного модуля в марсианскую атмосферу. Для представления о сухой массе внешнего бака шаттла: кислородный 5600 кг, межбаковый отсек 5500 кг, водородный 13000 кг.
Отвечаю. Минимальная конфигурация марсианского транспорта только на химическом топливе - 9 модулей по 100 - 110 тонн, из них 6 - модули разгонного блока, масса их ограничена, понятно только грузоподъемностью носителя. Если иметь носитель в 180 -200 тонн, марсианский транспорт можно собрать 3+1+1 - пятью запусками вместо девяти.
Valery B>Энергия (вторая ступень) + укороченная 1 ступень Сатурна5 с 4-мя РД-170 - класс 100-110 тонн
V.B.> А чем сама "Энергия" не устраивает?
От замены 4 боковушек одним моноблоком полезная нагрузка и надежность ее выведения тоько выиграет:
1) меньший вес баков на единицу массы топлива первой ступени + отсутсвие парашютной системы;
2) соотношение сечений миделей 4 блоков А и центрального у Э (без ПН!), и 1й ступени у S-5 соотносятся как 128 / 100, аэродинамическое сопротивление вносит до 15% от общей потери ХС для первой ступени, только за счет этого имеем 15%*0.2 =3 % снижения потерь скорости для 1й ступени.
3) в случае отказа одного двигателя 1ст, оставшиеся три спокойно несут нагрузку - стартовая масса до 2500 тонн, тяга трех двигателей - 2700 тонн, а в случае отказа 1 дв. на Энергии придется отстреливать боковушку вместе с неиспользованым топливом;
4) не расходуется водородное горючее при неэффективной работе РД-120 на малой высоте;
5) диаметр ракеты на атмосферном участке полностью определяется 1й керосиновой ступенью, то есть снимается главный недостаток водородного топлива - малая плотность, можно при сохранении веса баков и топлива довести диаметр 2ст до диаметра первой с утолщением стенок и тогда ПН можно ставить наверху.
6) если вместо ПН использовать удлиненые баки второй ступени с соответствующей заправкой топливом, а выведенную на орбиту ступень с двигателями использовать в качестве последней ступени разгонного блока марсианского корабля с последующей доставкой пустых баков (или только кислородного бака) на орбиту Марса, то их можно использовать в составе марсиансой орбитальной станции, например для оранжереи.
Можно даже использовать кислородный бак второй ступени в качестве аэродинамического тормоза (щита) при входе посадочного модуля в марсианскую атмосферу. Для представления о сухой массе внешнего бака шаттла: кислородный 5600 кг, межбаковый отсек 5500 кг, водородный 13000 кг.
Реклама Google — средство выживания форумов :)
CaRRibeaN.>О да, если в эту топку можно кидать и стратегические моноблоки по 25 Мт, и обычные БЧ по 420-550-750 кт - то конечно. Только что-то мне говорит, что максимальная мощность зарядов для такого корабля (по диаметру отражателя) - ну 1 кт. Т.е. заряды надо проектировать. Если обойтись без антипротонной катализации, то заряды получаться чудовищно неэффективными (для 1 кт вес плутония составит ~2.5-3 кг, вес заряда - килограмм 20-30).
Конечно, топливные ядерные заряды должны быть специально спроектированы. Но плутоний, дейтерид легкого лития и другие материалы в основном и определяющие стоимость заряда могут быть взяты из списанных боеголовок. Как пишут на http://www.ttsw.com/orion/Orion%20calc%20comp.xls стоимость 1кг оружейного плутония $50000, DLi6= $15000 за 1 кг – но продать их все равно некому (разве что Бен Ладену- но это себе дороже).
На [html_a href=http://www.fas.org/nuke/hew/Nwfaq/Nfaq4-2.html#Nfaq4.2 target=_blank]http://www.fas.org/nuke/hew/Nwfaq/Nfaq4-2.html#Nfaq4.2[/html_a] пишут, что минимальная масса плутония для имплозивного ядерного заряда =1кг при этом мощность взрыва 0,1кт может быть усилена до 1кт за счет термоядерных компонентов. На этом сайте еще много интересного про ядерное оружие, жаль, что на английском языке.
Мощность же зарядов «Ориона» предполагалась порядка 20кт.
А вообще заряды неэффективны по сравнению с чем? Ядерная бомба как компактный и мощный источник энергии настолько чудовищно эффективна, что сгодится общий КПД двигателя и в 5%.
V.B.>Разве сложность и надежность зависят от размера? Если бы вы сказали "слишком трудоёмко", я бы согласился. Что касается дороговизны, то мне трудно сравнивать цену таких СБ. с ценой 2-х реакторов по 7,5 Мвт на орбите. Вы можете привести какие-то оценки?
Сложность и надежность зависят, в том числе и от размера, вспомните трудности с развертыванием даже относительно небольших солнечных парусов. Трудоемкость же не была связана со стоимостью только в СССР. Сколько времени понадобится такому кораблю на уход по спирали с монтажной орбиты? В том числе, сколько времени в радиационных поясах Земли? Что будет после этого с экипажем и «солнечными тонкопленочными батареями»? А метеорная эрозия в районе Марса все тех же батарей? А что будет, если посадочный блок въедет в солнечную тонкопленочную батарею на орбите вокруг Марса? – В 15 гектар трудно промахнуться. Помниться «Прогресс» сумел въехать в гораздо меньший «Мир».
Serg Ivanov.>Кувыркаться не будет – проверено на летающей модели на химическом ВВ.
V.B.>А есть ссылка на этот эксперимент?
Ссылка есть на [html_a href=http://www.astronautix.com/articles/probirth.htm target=_blank]http://www.astronautix.com/articles/probirth.htm[/html_a] - правда на английском языке.
Фото летавшей модели:
[img="http://airbase.ru/cache/sites/www.rz.uni-frankfurt.de/~guzijan/468x468/orion_big.jpg" href="http://airbase.ru/sites/www.rz.uni-frankfurt.de/~guzijan/orion_big.htm"]
Вообще кувыркание или не кувыркание ракет зависит не от типа двигателя, а от системы управления вектором тяги – он должен проходить через центр массы корабля. Если Вы обратили внимание на чертеже «Ориона» несколько телескопических амортизаторов расположены по периметру тяговой плиты. Меняя давление газа в амортизаторе можно регулировать силу, передаваемую каждым из них от плиты к кораблю, т. е. смещать их равнодействующую так, что бы она проходила через центр масс. Цикл работы амортизаторов «сжатие-расжатие» во всех проектах не менее 1 секунды – вполне достаточно для работы быстродействующих пневмоклапанов.
Конечно, топливные ядерные заряды должны быть специально спроектированы. Но плутоний, дейтерид легкого лития и другие материалы в основном и определяющие стоимость заряда могут быть взяты из списанных боеголовок. Как пишут на http://www.ttsw.com/orion/Orion%20calc%20comp.xls стоимость 1кг оружейного плутония $50000, DLi6= $15000 за 1 кг – но продать их все равно некому (разве что Бен Ладену- но это себе дороже).
На [html_a href=http://www.fas.org/nuke/hew/Nwfaq/Nfaq4-2.html#Nfaq4.2 target=_blank]http://www.fas.org/nuke/hew/Nwfaq/Nfaq4-2.html#Nfaq4.2[/html_a] пишут, что минимальная масса плутония для имплозивного ядерного заряда =1кг при этом мощность взрыва 0,1кт может быть усилена до 1кт за счет термоядерных компонентов. На этом сайте еще много интересного про ядерное оружие, жаль, что на английском языке.
Мощность же зарядов «Ориона» предполагалась порядка 20кт.
А вообще заряды неэффективны по сравнению с чем? Ядерная бомба как компактный и мощный источник энергии настолько чудовищно эффективна, что сгодится общий КПД двигателя и в 5%.
V.B.>Разве сложность и надежность зависят от размера? Если бы вы сказали "слишком трудоёмко", я бы согласился. Что касается дороговизны, то мне трудно сравнивать цену таких СБ. с ценой 2-х реакторов по 7,5 Мвт на орбите. Вы можете привести какие-то оценки?
Сложность и надежность зависят, в том числе и от размера, вспомните трудности с развертыванием даже относительно небольших солнечных парусов. Трудоемкость же не была связана со стоимостью только в СССР. Сколько времени понадобится такому кораблю на уход по спирали с монтажной орбиты? В том числе, сколько времени в радиационных поясах Земли? Что будет после этого с экипажем и «солнечными тонкопленочными батареями»? А метеорная эрозия в районе Марса все тех же батарей? А что будет, если посадочный блок въедет в солнечную тонкопленочную батарею на орбите вокруг Марса? – В 15 гектар трудно промахнуться. Помниться «Прогресс» сумел въехать в гораздо меньший «Мир».
Serg Ivanov.>Кувыркаться не будет – проверено на летающей модели на химическом ВВ.
V.B.>А есть ссылка на этот эксперимент?
Ссылка есть на [html_a href=http://www.astronautix.com/articles/probirth.htm target=_blank]http://www.astronautix.com/articles/probirth.htm[/html_a] - правда на английском языке.
Фото летавшей модели:
[img="http://airbase.ru/cache/sites/www.rz.uni-frankfurt.de/~guzijan/468x468/orion_big.jpg" href="http://airbase.ru/sites/www.rz.uni-frankfurt.de/~guzijan/orion_big.htm"]
Вообще кувыркание или не кувыркание ракет зависит не от типа двигателя, а от системы управления вектором тяги – он должен проходить через центр массы корабля. Если Вы обратили внимание на чертеже «Ориона» несколько телескопических амортизаторов расположены по периметру тяговой плиты. Меняя давление газа в амортизаторе можно регулировать силу, передаваемую каждым из них от плиты к кораблю, т. е. смещать их равнодействующую так, что бы она проходила через центр масс. Цикл работы амортизаторов «сжатие-расжатие» во всех проектах не менее 1 секунды – вполне достаточно для работы быстродействующих пневмоклапанов.
Copyright © Balancer 1997..2018
Создано 01.01.2002
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 01.01.2002
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
