Возвращение на Луну.

Обычно такое наблюдается при одновременном наличии символов из разных кодовых таблиц. Например, кириллица + западноевропейские. Тогда IE отсылает всё в Unicode, забыв об этом сказать серверу...

Прогони сперва через notepad.
Т.е. вставь в него, и возьми в буфер уже из него.
Юникодность должна пропасть.
Ещё лучше - через редактор FAR manager'а.

Марсианин]Была заморожена и отменена куча различных перспективных проектов... Или авария эксперементального ССТО-носителя "Дельта-Клиппер". Он тоже был отменен...
Ну что вы... Вовсе не из-за аварии DCX был отменен. Просто проект отработал свое, большинство експириментов было поставлено, делать из него полноценный РН не собирались с самого начала, вот и закрыли.

Марсианин>Была заморожена и отменена куча различных перспективных проектов... Или авария эксперементального ССТО-носителя "Дельта-Клиппер". Он тоже был отменен...
Ну что вы... Вовсе не из-за аварии DCX был отменен. Просто проект отработал свое, большинство експириментов было поставлено, делать из него полноценный РН не собирались с самого начала, вот и закрыли.

Лос-Аламосская установка.
Импульсный нейтронный источник на основе реакции T(d, n)а.
Полый урановый шар имел внешний диаметр 159,92 мм, внутренний 44,46 мм; масса 37,764 кг, химический состав: 93,5% 235U и 6,5% 238U. Шар имел три радиальных цилиндрических отверстия, обеспечивающих доступ во внутреннюю полость. Два отверстия с диаметром 11,68 и 19,56 мм служили для размещения газовой мишени в центре шара и трубки для заполнения камеры тритием. Ступенчатое цилиндрическое отверстие с диаметром внешней части 25,40 мм на длине 33,87 мм и диаметром внутренней части 19,56 мм служило для ввода пучка дейтронов.
Урановый шар состоял из двух полушарий, заключенных в оболочки. Для защиты от рассеянных в помещении тепловых нейтронов каждое полушарие покрыли снаружи кадмиевой оболочкой толщиной 0,76 мм. Коэффициент размножения для нейтронов с энергией 14 МэВ составлял примерно 11.
Источник излучения. Для получения нейтронов использована реакция T(d, я)Не. Пучок дейтронов из ускорителя Ван-де-Граафа падал на тритиевую газовую мишень через толстую молибденовую фольгу. Частота импульсов составляла 2,5 МГц, временная ширина импульса 1 нс. После торможения в фольге дейтроны имели энергию, близкую к энергии максимального сечения реакции равной 110 кэВ.
При торможении дейтронов в фольге возникает нейтронный фон вследствие реакции Mo(d, n). При уменьшении энергии дейтронов этот фон значительно уменьшается, однако уменьшается и ток ускорителя.
Максимальный выход нейтронов с энергией 14 МэВ из газовой мишени при толщине молибденовой фольги 50 мкм и давлении трития 297 кПа (3 атм) был получен для энергии дейтронов 5,05 МэВ. Средняя энергия дейтронов после фольги составляла примерно 150 кэВ.
Это к вопросу о бридере.

avmich>Вот здесь как-то обсуждалось, чего нынче стоит слетать на окололунную орбиту и обратно. Практически всё, что надо, сейчас используется или по крайней мере использовалось. Один полёт двух человек - два Протона, один Союз, 250 миллионов долларов.

Спасибо за ссылку. Если везти все топливо с собой, то действительно одного протона не хватает. Однако если "Союз-ТМУ" будет заправлятся топливом на обратную дорогу (с орбиты Луны на траекторию к земле) от танкера, который топливо заранее на лунную орбиту привез, тогда можно и одним протоном обойтись.


Считаем: Союз-ТМУ + сухой КВРБ = 6500 + 2100 = 8600кг
dV = 4200 m/c, Vr = 4500 m/c

"Мокрая" масса = 8600 * exp( 4200 / 4500 ) = 21670кг

В Proton-M влезет.

Думаю, можно и в "стандартные" 20т впихнуть при желании. КВРБ заправлен топливом не полностью, ~13270кг вместо 19000кг. Можно лишние стенки баков убрать. Да и масса Союза-ТМУ взята с некоторым запасом.

В итоге два протона на всю миссию, которая включает посадку на Луну.

Marsianin>Но эти рекордные прыжки в общем можно применить только для раскачки обывателей - дабы они вспомнили, что над небом есть еще Космос !

Marsianin>И АБСОЛЮТНО неприемлима гибель таких КК (а это возможно - резерва нет никакого...) - вспомните гибель "Челленджера" и реакцию общественного мнения. Была заморожена и отменена куча различных перспективных проектов... Или авария эксперементального SSTO-носителя "Дельта-Клиппер". Он тоже был отменен...

Хм, а гибель какого КК приемлема? Кроме того авария у любого КК возможна. Впомним гибель "Челленджера" И полеты первых союзов. Технология пока такова, что полеты в космос всегда на пределе. Про десятикратный запас прочности, как у лифтов пока можно только мечтать. Впрочем и лифты иногда падают...

oberon>Думаю, можно и в "стандартные" 20т впихнуть при желании. КВРБ заправлен топливом не полностью, ~13270кг вместо 19000кг. Можно лишние стенки баков убрать. Да и масса Союза-ТМУ взята с некоторым запасом.

Да, еще можно разгонный блок сделать из двух наборов баков. Первый набор баков расчитан на dV = 3000m/c, второй на 1200m/c. После выхода на транслунную траекторию первый набор сбрасывается. Второй же используется для выхода на орбиту ИСЛ и обратно.

Конечно это уже будет совсем не КВРБ

> Если везти все топливо с собой, то действительно одного протона не хватает. Однако если "Союз-ТМУ" будет заправлятся топливом на обратную дорогу (с орбиты Луны на траекторию к земле) от танкера, который топливо заранее на лунную орбиту привез, тогда можно и одним протоном обойтись.

Пока что есть такие вопросы:

1) Стандартный КВРБ не рассчитан на включения после двухсуточного полёта. Надо выяснить, как он в таком случае себя поведёт. Одного же Бриза-М не хватает, что и так понятно, но всё же расчет:

Союз-ТМУ + сухой Бриз-М = 6500 + 2370 = 8870кг
dV = 4200 m/c, Vr = 3193 m/c

"Мокрая" масса = 8870 * exp( 4200 / 3193 ) = 33039кг

2)
> В итоге два протона на всю миссию, которая включает посадку на Луну.

А это как? Нужно доставить топливо (для посадки на Луну, взлёта с Луны и возвращения обратно) с лунным модулем на орбиту ИСЛ (дешёво и долго) и отдельно Союз-ТМА (дорого и быстро). Для второго нужен один Протон, неужели для первого хватит ещё всего одного? Какой лунный модуль рассматривается - с параметрами? Можно подетальнее описать доставку топлива на орбиту ИСЛ? Какой блок - Бриз-М или рассчитываем на КВРБ? Как оно расходоваться будет?

3) Эта схема несколько менее безопасна, чем аполлоновская, и вот чем. По соображениям экономии топливо на обратную дорогу ждёт Союз-ТМА на орбите ИСЛ. Если Союз-ТМА вышел на орбиту ИСЛ, а состыковаться с лунным модулем не смог, то он не может вернуться назад.

Почему не сможет? Сможет. Только долго будет тащиться. Там же еще ионный буксир подразумевается. Он, конечно, медленный, но если тащит только СОЮЗ-ТМУ, то IMHO месяца за два-три он на LEO выйдет. Напихать в него 'на всякий случай' припасов на этот срок, СЖО регенеративного типа - тонны на две-три в общей сложности - и привет! Плохо, конечно, но все лучше, чем помереть на орбите . Вот, кстати, чем хороша унификация ЛК и челнока орбита-орбита - в случае чего на том же ЛК можно вернуться с лунной орбиты на МКС. Вместо посадки на Луну.

Кстати, не надо уж думать, что ЛК - это чертовски сложная штука! Это обычный Союз, к которому прицеплен вместо служебного отсека Бриз-М. Лучше, конечно, КВРБ . И в котором проведены коммуникации для вкачки-выкачки топлива через стыковочный узел. Ну, и для питания электроники. По поверхности Бриз-М - СБ, с боков - откидные 'ноги' с пневматическими аммортизаторами во всю длину корпуса Бриз-М и Союза-ТМУ. Лесенка сбоку от орбитального отсека (он же шлюз) до поверхности. И через этот же стыковочный узел подается питание от МКС, когда ЛК к ней пристыкован. С МОРБ же (на конце которого увеличенный орбитальный отсек Союза) ЛК образует небольшую космическую станцию (я бы даже сказал - космический корабль), расчитанную на пусть не комфортную, но все-таки жизнь в течении 3-4 месяцев.

hcube>Кстати, не надо уж думать, что ЛК - это чертовски сложная штука!

А придется... Пример : Луна-15 гробанулась из-за маленькой проблемы, которую не учли при наземных испытаниях - антенна телеметрии давала наводки на посадочный радиолокатор, который в результате врал.

Просто так присобачить к "Союзу" новый АО с посадочными ногами - только кажется простым. Необходимо учесть кучу факторов и провести множество испытаний. К тому же я не думаю, что тащить на поверхность Луны и обратно на орбиту балласт спускаемого аппарата - очень хорошая идея... Разделение на орбите придумали не зря !

А вообще мне нравится схема полета, разработанная для Л3М.
Т.е. раздельный полет на орбиту Луны КК и посадочного блока с последующей стыковкой, посадкой, и прямым полетом обратно на Землю. Если блок не долетел или не получилась стыковка - КК всегда может вернутся сам. Не надо производить дозаправку.
Правда в такой схеме СА все-таки садится на Луну.

КК Л3М (два варианта, мне больше нравится второй) :


Еще рациональное предложение для снижения массы - обитаемый кокон, окружающий СА, можно сделать надувным ! По типу модуля для МКС (правда его не будут делать из-за недостатка финансирования).
Это значительно снизит массу и габариты корабля, что позволит выводить его существующими РН ("Протон" например).
Конечно, такой КК довольно тяжелый и дорогой - но он предоставляет максимальный эффект при иследовании Луны, отличный комфорт для экипажа, длительное время пребывания на Луне, высокую безопасность.

> Почему не сможет? Сможет. Только долго будет тащиться. Там же еще ионный буксир подразумевается.

Не на Союзе-ТМУ, а на лунном модуле, который запускается отдельно.

> Напихать в него 'на всякий случай' припасов на этот срок

Мы тут граммы выжимаем... не, ксли закладываться на такой вариант, вся экономия пропадает уж лучше тогда стыковаться на околоземной орбите и лететь без всяких ионников. Кстати, предлагаемый СЭДУ несколько по-другому работает.

> Вот, кстати, чем хороша унификация ЛК и челнока орбита-орбита - в случае чего на том же ЛК можно вернуться с лунной орбиты на МКС.

Если уж добрались до ЛК, то можно на Луну садиться - нет случая "в случае чего". Проблемы будут как раз если не удаётся по какой-то причине состыковаться с ЛК.

> Это обычный Союз, к которому прицеплен вместо служебного отсека Бриз-М

Что-то мне кажется, что мы о разных проектах говорим. Вместо служебного? Может, всё же вместо агрегатного, а то неудобно вверх спиной садиться? Или вместо агрегатного и спускаемого аппарата - зачем теплозащиту тащить? Так это уже совсем другой корабль.

> расчитанную на пусть не комфортную, но все-таки жизнь в течении 3-4 месяцев.

Этого уж я совсем не понимаю. На Луну 3-4 месяца пилить? Пилотируемому кораблю?

> А вообще мне нравится схема полета, разработанная для Л3М.

Это какая? Можно поподробнее?

Мне кажется, применять надувные технологии ещё вот где выгодно: надувной аэротормоз для спуска с орбиты. Его, кажется, испытывали с год назад, а недавно промелькныло сообщение об учреждении предприятия, специализирующегося на спуске с орбиты произвольных (до некоторой степени) грузов. Вот такую штуку использовать для посадки на Землю лунной экспедиции бы... Но это уже будет совсем не Союз.

Ещё одна идея - лунно-топливный модуль разгоняется малой тягой по постепенно увеличивающимся эллипсам. Надо пилотируемому модулю стыковаться с лунным сразу после разгона к Луне у Земли - поймав лунный модуль в перигее его последней орбиты. Преимущество - есть два дня на стыковку, пока к Луне летим, если не состыковались - пилотируемый корабль не выходит на окололунную орбиту а сразу возвращается. Минус - то, что на орбиту ИСЛ топливо выходит "дорогим" способом, вместе с пилотируемым модулем. Зато безопаснее хотя, подозреваю, сильно сложнее.

avmich>1) Стандартный КВРБ не рассчитан на включения после двухсуточного полёта. Надо выяснить, как он в таком случае себя поведёт.

Я вообще-то не утверждал, что это обязательно должен быть стандартный КВРБ. Я его упомянул исключительно с целью оценки сухой массы. И вообще мне кажется имеет смысл делать этот блок со сбрасываемыми баками, как я писал в предыдущем постинге, дабы еще кое-какую массу выиграть на этом деле.

Из того что КВРБ живет ~7.5 часов на орбите не следует, что больше сделать нельзя. Просто ему больше не надо — он для ГСО заточен. А вообще было бы интересно услышать мнение специалиста по поводу скорости испарения водорода в условиях космического полета, насколько сложно сделать теплоизоляцию с расчетом на несколько месяцев, сколько она будет весить, и т.д.

avmich>2)
>> В итоге два протона на всю миссию, которая включает посадку на Луну.

avmich>А это как? Нужно доставить топливо (для посадки на Луну, взлёта с Луны и возвращения обратно) с лунным модулем на орбиту ИСЛ (дешёво и долго) и отдельно Союз-ТМА (дорого и быстро). Для второго нужен один Протон, неужели для первого хватит ещё всего одного? Какой лунный модуль рассматривается - с параметрами? Можно подетальнее описать доставку топлива на орбиту ИСЛ? Какой блок - Бриз-М или рассчитываем на КВРБ? Как оно расходоваться будет?

Не Бриз и не КВРБ. Я уже писал выше как я представляю себе "танкер", правда без цифр. В отличие от варианта hcube я предлагал использовать СЭДУ. Преимущества у нее следующие:

1. Выше тяга — полет занимает в разы меньше времени, чем на ЭРД.

2. Меньше площадь требуемая площадь СБ.

3. В ней утилизуются испаряющиеся водород и кислород, стало быть нет потерь на испарение и дополнительного охлаждения компонентов в полете не требуется. (предположительно, ибо достоверно я оценить это не могу)

Недостаток — более низкий удельный импульс.

Предположим, танкер на LEO весит 22000кг, а средняя скорость истечения у СЭДУ — 8000 м/с. Тогда до лунной орбиты долетит 22000 * exp(4200/8000) = 13014кг.

На возврат Союза-ТМУ требуется 8600*exp(1100/4500) - 8600 = 2381 кг топлива. Остается 10633кг.

Пусть сухая масса танкера будет 2100кг, тогда лунному модулю достанется 8533кг топлива.

Пусть торможение/посадка/взлет/стыковка требуют dV = 4700м/с, как у LM Apollo, посчитаем сухую массу лунного модуля.

Мc + Mт = Мс * exp(4700/4500) = Мс * 2.84

Отсюда Mc = Мт / 1.84 = 4638кг

Сухая масса LM Apollo = 4173кг. Так что вроде бы достаточно...

avmich>3) Эта схема несколько менее безопасна, чем аполлоновская, и вот чем. По соображениям экономии топливо на обратную дорогу ждёт Союз-ТМА на орбите ИСЛ. Если Союз-ТМА вышел на орбиту ИСЛ, а состыковаться с лунным модулем не смог, то он не может вернуться назад.

Мне приходило это в голову. Контраргументы следующие.

1. В схеме с отдельным посадочным модулем уже есть одна стыковка критическая для выживания экипажа. (когда посадочный модуль возвращается с луны и стыкуется с Союз-ТМУ) И в Америке и в Союзе даже в далеких 60х подобный риск считали приемлимым. Вторая стыковка увеличивает риск гибели космонавтов скажем, раза в два, а не на порядки.

2. С тех далеких лет технологию стыковки похоже неплохо отработали. Даже не припомню, когда последний раз не удалось состыковаться, не то что во времена первых Салютов. Пожалуй разве что когда экспериментируя с ТОРУ повредили Мир. Но тогда, видимо, учитывая "человеческий фактор" решили больше не искушать судьбу, благо жизнь экипажа от успеха стыковки не зависела. Да, еще пару раз извлекали из стыковочного узла всякие "резинки" оставленные там по разгильдяйству экипажа, оба раза успешно.

Ещё немного фантастики, в том же духе. Если считать, что

Союз-У выводит 7500 кг на низкую околоземную орбиту
Разница скорости от низкой околоземной до низкой окололунной орбиты - 4200 м/с
Есть мифический водородный модуль со скоростью газов 4500 м/с

то на орбиту вокруг Луны один Союз-У может доставить 2900 кг. Это, кажется, почти масса Востока?

Или наоборот. Выкидываем СЭДУ, топливо везём на Протоне - вместе с кораблём и пилотом.

22 тонны на земной орбите
22 тонны / exp (4200 / 4500) = 8650 килограммов на окололунной

если и "земной", и "лунный" модули весят одинаково, то для окололунных операций можно считать топливо как если бы один модуль набрал 4500 м/с - достаточных для посадки на Луну, взлёта с неё и полёта с Земле.

4500 = 4500 * ln (8650 / x),

где x - масса модуля (которая для обоих одинакова). x получается равным примерно 3 тоннам.

Одним Протоном, водородником, Востоком - на Луну с посадкой...

Бред

Я имел в виду - пихнуть припасы и СЖО в буксир. Полтонной больше, полтонной меньше - для его 20 тонн это немного. Впрочем, там еще герметичный объем нужен... ну ладно, даже 3 тонны ПИРСа - это не так много... учитывая что как-то все равно надо стыковать и ЛК, и СОЮЗ-ТМУ, и этот самый буксир - так почему не стандартным СОЮЗовским стыковочным узлом?
Далее, относительно возврата - я имел в виду, что в крайнем случае СОЮЗ-ТМУ может перетащить обратно на LEO тот же самый ионный буксир. Медленно, плохо и через радиационные пояса - зато все-таки дотащит. А даже если и не будет тащить, а останется на окололунной орбите - тогда суммарного объема герметичного отсека буксира и СА Союза будет достаточно, чтобы обеспечить 'жилым пространством' этих самых двух туристов и водителя . Даже больше получится, чем в оригинальном Союзе.

Большой вопрос - сколько будет лететь КК с СЭДУ до орбиты Луны ?
Если не больше месяца, то приемлимо.
Тем не менее тяжелые неприхотливые грузы лучше тягать ЭРД-буксиром. Эффективность гораздо выше, а для беспилотного буксира радиационные пояса не страшны .

Подробнее про Л3М - 1) в библиотеке Авиабазы книга "Неизвестные корабли"; 2) у Вэйда Л3М - 1970 и Л3М-72 .
По моим прикидкам масса КК на основе Л3М (по современным технологиям, с применением надувного кокона и т.д) на орбите Луны должна быть около 20т. И нужен тормозной РБ - для схода с орбиты и гашения скорости до 100м/с - еще столько же.
РБ на орбиту Луны желательно доставить ЭРД буксиром (за полгода с НДМГ/АТ топливом ничего не случится). Сам КК - на СЭДУ (если время полета приемлимо), или на ЖРД.
Кстати Л3М собирали в железе - у меня дома лежит фото ЛК, где на заднем плане стоит технологический макет Л3М (где то я видел ее и у Вэйда.ё

Nick_Crak>"Ядерные реакции, представляющие интерес для управляемого термоядерного синтеза
Nick_Crak>Реакция Энергетический
Nick_Crak>выход, q, (МэВ)
Nick_Crak>1 D + T = He4 + n 17.6
Nick_Crak>2 D + D = He3 + n 3.27
Nick_Crak>3 D + D = T + p 4.03
Nick_Crak>4 D + He3 = He4 + p 18.4
Nick_Crak>5 p + B11 = 3He4 8.7
Nick_Crak>6 Li6 + n = He4 + T 4.8
Nick_Crak>7 Li7 + n = He4 + Т + n -2.47
Nick_Crak>Еще обратите внимание на продукты реакции (правая часть равенства).
Nick_Crak>В первой реакции мы видим, что выделяется Гелий-4, точнее сначала (сразу после реакции, пока продукты находятся еще в состоянии неостывшей плазмы) это ядро Гелия-4 - положительно заряженная a частица и нейтрон. Причем только 20% (3.52МэВ) энергии приходится на заряженную a частицу, а 80% энергии - на нейтральный нейтрон, который невозможно использовать для производства электроэнергии в связи с отсутствием заряда.

Это ещё почему? прямого способа преобразования энергии заряженных частиц плазмы в электрическую не придумано, так что всё равно сначала приходится греть воду, а потом подавать на турбину, а энергия нейтрона, в конце концов тоже переходит в тепловую, хотя конечно сечение взаимодействия нейтронов с теплосьёмником значительно меньше чем у заряженных частиц, но всё-таки не ноль, ну и нейтронная активация тоже не подарок.

Nick_Crak>В четвертой же реакции Энергоотдача в этой реакции получается 100%, то есть все 18.4 МэВ, что в 5.22 раза больше,[/b] чем в первой реакции.

Бред.

Nick_Crak>Еще одна цитата из вышеназванной статьи:
Nick_Crak>«…термоядерная энергетика по-видимому начнет использовать DT-цикл,

У этой реакции самый низкий порог, вот её и используют сейчас.

Nick_Crak>D-He3- реакция имеет относительно высокое сечение, но в то же время требует больших температур смеси. Недостатком этой реакции является практическое отсутствие Не3 на Земле, что делает освоение этой реакции в Земных условиях практически безнадежным делом.

He3 на земле гораздо больше чем Т, он хотя бы стабильный, в отличии от трития, а не используют эту реакцию из-за того, что столкнуть два однозарядных иона D и T проще чем двухзарядное ядро гелия соответственно и температура нужна больше.

последние две реакции вообще не являются термоядерными, и могут идти не зависимо от температуры.

Vovakur>Это ещё почему? прямого способа преобразования энергии
заряженных частиц плазмы в электрическую не придумано

Придумано - МГД генератор. Но в данном случае все равно там плазма, как ни крути Нейтроны тоже будут тратить энергию на ионизацию среды.

VovaKur>Бред.

Извините - у Вас или у журналиста который ЭТО писал? Если у Вас -рекомендую лечится электричеством

VovaKur>У этой реакции самый низкий порог, вот её и используют сейчас.
Порог? А как насчет наличника и притолоки?

VovaKur>He3 на земле гораздо больше чем Т, он хотя бы стабильный, в отличии от трития,
Ага, стабильный, но ооочень ЛЕГКИЙ

VovaKur>а не используют эту реакцию из-за того, что столкнуть два однозарядных иона D и T проще чем двухзарядное ядро гелия соответственно и температура нужна больше.
VovaKur>последние две реакции вообще не являются термоядерными, и могут идти не зависимо от температуры.

И Вы не поняли ЗАЧЕМ они там?

Ник

hcube>Я имел в виду - пихнуть припасы и СЖО в буксир.

Так проблема возникает, только если до буксира не удаётся добраться? Если уж добрались - СЖО не нужна, просто включаем двигатель на том топливе, которое буксир привёз.

Или не об этом речь?

Адрон>>Это к вопросу о бридере.

CaRRibeaN>Странно, а зачем У235? Если нейтроны 14 Мэв то все равно какой уран, сечения фактически одинаковы.

Наверно просто "Годиву" запрягли на новые эксперименты.

Адрон>>Коэффициент размножения для нейтронов с энергией 14 МэВ составлял примерно 11.

Скорее "удельный выход нейтронов" чем "коэффициент размножения"