На Марс – одним пуском Сатурн-5!

В Сети постепенно появляются новые данные по интересующим меня (надеюсь не только) проектам взрыволетов.
http://www.astronautix.com/lvs/oriturnv.htm
Полезный груз 100т- два посадочных аппарата и 8 чел. экипаж.
Схема запуска:

Сам пепелац:

Двигательный модуль:

Хотел бы повториться - механические амортизаторы для передачи импульса во взрыволете - нонсенз. Единственный приемлимый вариант - передача импульса гидродинамическим путем через систему жидкостных струй или жидкостных слоев (например, жидкометаллических). При этом эти струи или слои выполняют роль и тяговой плиты и амортизатора. Внешние слои одновременно выполняют роль и рабочего тела, т.к. образуют плазму при воздействии светового, рентгеновского и СЖР излучений. Если внимательно читали, в своей статье я это описывал. Очень грубо можно себе представить, что если первый слой приобрел импульс p и скорость v, то второй слой после слияния с первым будет иметь тот же импульс, а скорость вдвое меньшую и т.д. Вся жидкометаллическая система в конце приобретет полный импульс при относительно небольшой скорости, который может быть передан кораблю при течении жидкости в модуле специальной конфигурации. После этого, может быть повторено создание системы струй и произведен следующий подрыв взрывного модуля.

Ударная волна при термомеханическом нагружении амортизаторов окажет разрушающее действие без эффективной передачи импульса.

[quote|Адрон, 07.09.2003 19:17:17:] Хотел бы повториться - механические амортизаторы для передачи импульса во взрыволете - нонсенз. Единственный приемлимый вариант - передача импульса гидродинамическим путем через систему жидкостных струй или жидкостных слоев (например, жидкометаллических). При этом эти струи или слои выполняют роль и тяговой плиты и амортизатора. Внешние слои одновременно выполняют роль и рабочего тела, т.к. образуют плазму при воздействии светового, рентгеновского и СЖР излучений. Если внимательно читали, в своей статье я это описывал. Очень грубо можно себе представить, что если первый слой приобрел импульс p и скорость v, то второй слой после слияния с первым будет иметь тот же импульс, а скорость вдвое меньшую и т.д. Вся жидкометаллическая система в конце приобретет полный импульс при относительно небольшой скорости, который может быть передан кораблю при течении жидкости в модуле специальной конфигурации. После этого, может быть повторено создание системы струй и произведен следующий подрыв взрывного модуля.

Ударная волна при термомеханическом нагружении амортизаторов окажет разрушающее действие без эффективной передачи импульса.
[/QUOTE]
Проект не мой - спорить не буду. Хотя по-видимому проект разрабатывался весьма детально. Видимо не все детали (в том числе и характеристики системы амортизации) пока рассекречены. Поживем- узнаем больше. Сахаров в своем взрыволете тоже ориентировался на механические (вернее газомеханические) амортизаторы. Что касается воздействия ударной волны, то в эксперименте на атолле Эниветок стальные сферы покрытые графитом были размещены в 9м(!) от эпицентра ядерного взрыва. После взрыва отброшенные сферы были найдены неповрежденными.

Вот и специалиты из Сарова считают газомеханический демпфер оптимальным:

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ЯДЕРНЫХ ВЗРЫВОВ В КОСМИЧЕСКОЙ ТЕМАТИКЕ

Вишнякова Т. А.

СарФТИ МИФИ, г. Саров

---

В настоящее время существует серьёзная проблема, связанная с возможностью попадания ОКО (опасные космические объекты) в атмосферу и на Землю. Пока единственным способом предотвращения этого является использование огромного ядерного заряда, но возникает проблема его доставки. Для этой цели и предлагается в качестве носителя заряда использовать “Ядерный взрыволёт”. Здесь перечислен ряд вариантов решения двигателя, показаны принципиальные особенности и технология сборки на орбите.

Более 30 лет назад, на заре развития ядерной техники, уже обдумывался вопрос об использовании ядерных зарядов в комической тематике, т.е. в мирных целях. Инициатором этих идей был А.Д.Сахаров. Предложенное им устройство для вывода в космос огромного полезного веса с точки зрения экологии и безопасности имеет крупные недостатки. Сегодня оно не годится, но сама идея и принцип действия остались актуальны. Причина возвращения к рассмотрению этого проекта заключается в том, что в настоящее время существует серьёзная проблема, связанная с возможностью падения на Землю ОКО (опасные космические объекты). Пока единственным способом устранения ОКО является огромный ядерный заряд, который необходимо как-то доставить. Для этой цели и предлагается в качестве носителя заряда использовать “Взрыволёт”.

В отличие от прежнего проекта, в котором предполагался запуск с поверхности Земли, что бесперспективно с точки зрения экологии и безопасности, в данном докладе рассматривается вариант старта “Взрыволёта”, собранного уже на орбите, с орбитальной траектории. Эти новые предложения оказывают влияние и на его конструкцию. Она может быть более легкой и более простой.

Принцип действия “Взрыволёта” заключается в создании механического импульса на экране (парусе) за счёт энергии взрыва заряда. Осуществить построение двигательной системы можно двумя различными вариантами. В одном случае в основу заложен простой обмен кинетической энергией между экраном и разлетающимся рабочим веществом, расположенном непосредственно на заряде, а в другом — импульс давления на экран трансформируется за счёт разогрева специального вещества, подаваемого на поверхности экрана непосредственно к моменту очередного взрыва (например, вариант с “потеющим” экраном).

Существует проблема, как посадить на прыгающий с большой начальной скоростью экран надстройки ракеты с жилым отсеком, системой управления, складом зарядов и пр., выдерживающие большие перегрузки, т.е. она заключается в выборе приемлемой по весовым показателям демпфирующей системы. Газовый демпфер в данном случае является наилучшим.

Проблемой в проектировании двигательной системы является экран, его размеры, прочность, стойкость к действию поражающих факторов ядерного взрыва. Конструкция экрана представляется в виде некой поверхности, связанной с выбором допустимого удельного импульса на единицу поверхности. Одним из вариантов экрана может выступать парус, вращающийся относительно оси перпендикулярной поверхности для сохранения в постоянстве плоскости экрана, сотканного из металлической проволоки.

Особой проблемы в выборе необходимых характеристик заряда не существует, т.к. на сегодняшний день мы можем создавать заряды любой мощности и с минимальным осколочным загрязнением, управлять их спектральными характеристиками,.

Конструкция такого “Взрыволёта” предполагает полезную нагрузку в 1000 и более тонн.

Доклад имеет постановочное значение, и я стремлюсь привлечь внимание молодых учёных к идее создания “Взрыволёта”. И если это покажется интересным, то предлагаю более глубоко поработать в этой области.

Serg Ivanov, 07.09.2003 23:17:39:

Вот и специалиты из Сарова считают газомеханический демпфер оптимальным:

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ЯДЕРНЫХ ВЗРЫВОВ В КОСМИЧЕСКОЙ ТЕМАТИКЕ

Вишнякова Т. А.

СарФТИ МИФИ, г. Саров

 

Просто они не придумали гидродинамический демпфер, а я придумал. Буду патентовать.

Адрон, 07.09.2003 19:17:17:

Хотел бы повториться - механические амортизаторы для передачи импульса во взрыволете - нонсенз.
Ударная волна при термомеханическом нагружении амортизаторов окажет разрушающее действие без эффективной передачи импульса.

 

 Для защиты нового командного пункта системы североамериканской ПВО от ударной волны при ядерном взрыве, рабочие устанавливают первую из более чем 1 300 гигантских металлических пружин, на которых затем будет возведено здание. Каждая пружина примерно 1.2 м в высоту и 50 см в диаметре и выдерживает максимальное давление в 30 тонн.

Для Serg Ivanov

Действительно новое - хорошо забытое старое. То, о чем вы пишете, это т.н. проект "Орион"(1). Космическая ракета по этому проекту должна быть снабжена сзади мощной стальной плитой, на которую и будет действовать давление ядерного взрыва. Взрывные устройства (ядерные бомбы) мощностью порядка 1 килотонны должны выбрасываться специальным устройством из ракеты назад через определенные интерваля времени и взрываться на заданном расстоянии от плиты. ...Считается, что он мог бы быть реализован примерно к середине 1980-х гг. Финансирование этого проекта было прекращено в связи с подписанием договора о прекращении ядерных испытаний (2). Ядерно-импульсная ракета по проекту "Орион" (диаметр 10 м и масса порядка 90 т должна была выводиться в космос ракетой-носителем "Сатурн-5" (3).
(1) American Machinist, 7.VI.1965.
(2) Space Age News, VII. 1964, p.25.
(3) Missiles and Rockets, 14.XII. 1964, p.15.

Более реально обстояли дела у американцев с твердофазными ядерными реакторами. По проекту "Ровер" была создана серия реакторов "Киви". Испытания этих реакторов были закончены в 1964 году испытанием реактора "Киви-В-4Е-301". В ходе этого испытания двигатель работал на мощности 900 Мвт более 8 мин, развивая тягу порядка 22700 кГ при удельном импульсе 750 с.(4) Реакторы серии "Киви" предназначались только для наземных испытаний.
(4) Flight, 5.VIII. 1965.

На базе программы "Киви" с 1961 г. была начата разработка ядерного ракетного двигателя по программе "Нерва", предназначенного уже для летных испытаний...(5) Макет двигателя "Нерва" в натуральную величину общей высотой 6,6 м был представлен на выставке в Париже в 1967 г. (6). В том же году были начаты работы и по ракете, предназначенной для исмпытаний двигателя "Нерва" и получившей название "Рифт", которую предполагалось использовать в качестве третьей ступени ракеты-носителя "Сатурн-5" и, которые впоследствии были прекращены.
(5) J. of the British Interplanetary Society, 1963-1964, v. 19, p. 306.
(6) Technology Week, 12.IV.1967, v.20, No 24, p.18.

Работы по проекту "Нерва" были практически заморожены из-за нехватки бюджетных ассигнований в связи с Вьетнамской войной, по окончании которой не были продолжены. Достигнуты были примерно следующие показатели для двигателя "Нерва-1" с реактором "Феб-1":
Максимальная температура водорода в реактивной струе - 2050°С (испытания 1967 г.; Достигнутая мощность: 1250-1500 Мвт; Удельный импульс порядка 825 с.; Тяга (испытания двигателя "Нерва ХЕ-1" в июне 1969 г.) составила 22,7 т. при тепловой мощности 1100 Мвт (Aviation Week, 16.VI.1969, v.90, No 24, p.90).

Работы по данному проекту должны были закончится созданием двигателя "Нерва-2" с предполагаемыми характеристиками: тяга в диапазоне 90-110 т, удельный импульс до 900 с при температуре в реакторе 2500°С и давлении 44 атм, высота порядка 12 м, наружный диаметр по корпусу реактора 1,8 м, расход водорода 136 кГ/с, масса двигателя 13,6 т, тепловая мощность реактора двигателя до 5000 Мвт.

Данные по проектам приведены из книги: Электрические межпланетные корабли. Гильзин К.А., изд. 2-е, перераб. и дополн., "Наука", 1970, 432 с.

Centuriones, 08.10.2003 23:49:22:

Для Serg Ivanov

Действительно новое - хорошо забытое старое. То, о чем вы пишете, это т.н. проект "Орион"(1). Космическая ракета по этому проекту должна быть снабжена сзади мощной стальной плитой, на которую и будет действовать давление ядерного взрыва. Взрывные устройства (ядерные бомбы) мощностью порядка 1 килотонны должны выбрасываться специальным устройством из ракеты назад через определенные интерваля времени и взрываться на заданном расстоянии от плиты. ...Считается, что он мог бы быть реализован примерно к середине 1980-х гг. Финансирование этого проекта было прекращено в связи с подписанием договора о прекращении ядерных испытаний (2). Ядерно-импульсная ракета по проекту "Орион" (диаметр 10 м и масса порядка 90 т должна была выводиться в космос ракетой-носителем "Сатурн-5" (3).
(1) American Machinist, 7.VI.1965.
(2) Space Age News, VII. 1964, p.25.
(3) Missiles and Rockets, 14.XII. 1964, p.15.

Более реально обстояли дела у американцев с твердофазными ядерными реакторами. По проекту "Ровер" была создана серия реакторов "Киви". Испытания этих реакторов были закончены в 1964 году испытанием реактора "Киви-В-4Е-301". В ходе этого испытания двигатель работал на мощности 900 Мвт более 8 мин, развивая тягу порядка 22700 кГ при удельном импульсе 750 с.(4) Реакторы серии "Киви" предназначались только для наземных испытаний.
(4) Flight, 5.VIII. 1965.

На базе программы "Киви" с 1961 г. была начата разработка ядерного ракетного двигателя по программе "Нерва", предназначенного уже для летных испытаний...(5) Макет двигателя "Нерва" в натуральную величину общей высотой 6,6 м был представлен на выставке в Париже в 1967 г. (6). В том же году были начаты работы и по ракете, предназначенной для исмпытаний двигателя "Нерва" и получившей название "Рифт", которую предполагалось использовать в качестве третьей ступени ракеты-носителя "Сатурн-5" и, которые впоследствии были прекращены.
(5) J. of the British Interplanetary Society, 1963-1964, v. 19, p. 306.
(6) Technology Week, 12.IV.1967, v.20, No 24, p.18.

Работы по проекту "Нерва" были практически заморожены из-за нехватки бюджетных ассигнований в связи с Вьетнамской войной, по окончании которой не были продолжены. Достигнуты были примерно следующие показатели для двигателя "Нерва-1" с реактором "Феб-1":
Максимальная температура водорода в реактивной струе - 2050°С (испытания 1967 г.; Достигнутая мощность: 1250-1500 Мвт; Удельный импульс порядка 825 с.; Тяга (испытания двигателя "Нерва ХЕ-1" в июне 1969 г.) составила 22,7 т. при тепловой мощности 1100 Мвт (Aviation Week, 16.VI.1969, v.90, No 24, p.90).

Работы по данному проекту должны были закончится созданием двигателя "Нерва-2" с предполагаемыми характеристиками: тяга в диапазоне 90-110 т, удельный импульс до 900 с при температуре в реакторе 2500°С и давлении 44 атм, высота порядка 12 м, наружный диаметр по корпусу реактора 1,8 м, расход водорода 136 кГ/с, масса двигателя 13,6 т, тепловая мощность реактора двигателя до 5000 Мвт.

Данные по проектам приведены из книги: Электрические межпланетные корабли. Гильзин К.А., изд. 2-е, перераб. и дополн., "Наука", 1970, 432 с.

 

Хорошая книга, у меня есть. Прочел ее в год издания. Только жаль Гильзин не привел удельный импульс того Ориона - 2500с. Сравните с Нерва. И жидкий водород Ориону не нужен.

Для Serg Ivanov
Как я понял, все дело в ядерных зарядах, которые в космос выводить запрещено. Примерный удельный импульс Гильзин приводит на стр. 120 (привожу по 2-му изданию).
Там он дает примерно такую табличку:



Поскольку проект "Орион" не был реализован, то все его данные — прикидочные расчеты. Конечно удельный импульс в 2500 с впечатляет, но это расчетный, а не реальный. Двигатель "Нерва-1" и реакторы "Феб-1" и "Феб-2" проходили наземные испытания.
Кстати, по некоторым слухам, аналогичные исследования проводились и у нас, были . по этим же слухам ЧП на Байконуре с радиоактивным заражением.
Может-ли кто нибудь их подтвердить или опровергнуть? А то все пиндосия да пиндосия

Что до удельного импульса - по оценкам наших разработчиков, УИ газофазника может достигать 6000 с. Вопрос: зачем возиться с амортизацией и кучей ядерных зарядиков, которые в любом случае останутся довольно непростой конструкцией (для сравнения - на порядок сложнее мишеней для инерциального УТС)?

На УТС- тот же импульсный принцип - без амортизаторов не обойтись. Мишени может и проще - только вот никто пока поджечь мишень иначе как взрывом деления не сумел. По оценкам у импульсника может и 200000с. Главная же фишка проекта тяга -350т. Вы про такой газофазник слыхали? Аппарат сам себя разгоняет до орбитальной скорости, только благодаря этому схема однопусковая.

Испытания Советского ЯРД проводились на Семипалатинском полигоне. См.

[html_a href='http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/219/37.shtml' target='_blank']http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content...rs/219/37.shtml
Испытаний Ориона не было- тогда амы боялись нарушать международные договора. Но ядерные заряды - основная деталь проекта, испытывались в мире более 2000 раз и доведены до высочайшей степени надежности. В космос запрещено выводить ядерное ОРУЖИЕ и только.

Забыли добавить, что командный пункт будет возведен в полости внутри горы. Так что основная защита - горой. В случае космического ЯВ порядка килотонны - будет термомеханический удар от рентгеновского излучения с импульсом давления до 10¹² Па.

Для лучшего понимания, ПОЧЕМУ механические амортизаторы не будут работать, написал небольшую статью под названием "Жидкометаллический многослойный преобразователь импульса как решение проблемы амортизаторов для ядерных импульсных реактивных систем." Адрес здесь - .

Вот мне интересно, как посчитали УИ ядерно-импульсного двигателя... просто умножили среднюю по бомбе скорость продуктов деления при температуре ядерного взрыва на относительную площадь кормового щита? Или как? А вес устройства хранения заряда учли? А интерференцию нейтронных полей при хранении? Я так тоже могу сказать, что УИ у термоядерного двигателя с непрерывным горением тоже может быть до 1 миллиона секунд - то есть до 10 тыс. км/c, или 0.03 С скорости истечения. Ну и что?

На на http://ttsw.com/orion/LASL1970.pdf пишут, что масса рабочего тела попадающего на плиту составляет 50% общей массы модуля импульса (заряд+рабочее тело).
Скорость струи рабочего тела направленной на плиту в принципе может быть и больше средней скорости разлета вещества после взрыва (кумулятивный заряд).
При тяге в 350т и УИ=2500с на экран (плиту) ежесекундно должно попадать 350000/2500=140кг рабочего тела. При одном взрыве в секунду исходя из вышеизложенного масса модуля импульса составит 280кг. Если считать скорость разлета одинаковой, то эти 280кг должны разлетаться со скоростью 2500*9,81=24500м/с (хотя и неравномерно в пространстве). Отсюда можно посчитать энергию взрыва E=mV²/2. Если считать что в кинетическую энергию осколков перейдет 70%, то для нашего случая получается потребная мощность взрыва =0,03Кт (1Кт=4,12*10¹²Дж). Тротиловый эквивалент в 30 тонн - сверхмалый ядерный взрыв. Минимальная масса заряда - порядка 15кг (у нас 140кг). Пока все правдоподобно.
Не следует считать. что тяговая плита это просто большой кусок железа. Судя по рисункам и описаниям она устроена довольно сложно. Сначала относительно тонкий и по видимому гибкий абляционный экран, затем несколько слоев блинообразных надутых гелием пневмокамер (газовый демпфер) и лишь затем довольно массивная алюминиевая или стальная плита - поглотитель импульса. Плита опирается на 6 поршней входящих в большой баллон с газом. Тонкий и гибкий абляционный экран передает ударную волну находящемуся за ним слою газа, этот слой через гибкую мембрану следующему слою газа и т.д., вовлекая в движение все новые и новые слои газа и разделяющие их мембраны удар как бы "размазывается" во времени скорость ударной волны и максимальное давление уменьшаются, а время воздействия соответственно увеличивается до допустимых для плиты величин. При движении плиты поршни преодолевают сопротивление сжатого газа в большом баллоне. Т.к. объем баллона много больше объема поршней то это давление при ходе поршней практически не меняется поэтому не меняется и сила тяги воздействующая на корабль- ускорение становится равномерным. Это все конечно ИМХО - подробности по Ориону по прежнему засекречены (что само по себе интересно - "гласность" получается только в том в чем мы впереди).
Схема импульсного ядерного двигателя внешнего действия:

Nuclear pulse orbital launch vehicle. Year: 1968. Family: Orion. Country: USA. Manufacturer: General Atomic.

The ablative version of Dyson's starship would be smaller and faster then the heat sink version. It would have a mass of 100,000 tons unloaded and be equipped with 300,000 one megaton bombs. It would accelerate in ten days to 10,000 km/sec, a velocity of 1 parsec per century. It therefore could reach Alpha Centauri in 130 years and would cost only one tenth of a GNP, or $ 150 per kilogramme of payload. Total Mass: 500,000,000 kg.

Bibliography:
Brower, Kenneth, The Starship and the Canoe, Bantam, 1979.

СЛАБО ?

А что так много? В смысле - чтобы на плиту попало 50% продуктов взрыва надо, чтобы взрыв произошел непосредственно на плите . Так что наверное процентов 10. Потом, надо создать такое покрытие, чтобы оно 'держало' близкий ядерный взрыв, причем не один, а тысячи и десятки тысяч. Надо чтобы оно, поглотив энергию нагретых до 10к К 150 кг плазмы в секунду не расплавилось на месте.... ну, это все не считая радиационной задщиты экипажа и так далее .

Пусть заряд в 1 Мт подрывается на расстоянии 1 км от кормы космического корабля длиной 1 км. Тогда на корму с тяговой плитой будет действовать 5,5 килокалогии на 1 см2 или термомеханический удар в примерно 2,6*10¹² Па (для 10 нс длительности).Но, предположим, эту проблему решили тем же жидкометаллическим преобразователем импульса ( Сервисы РОЛ, Сервисы РОЛ ). Отсек полезной нагрузки во время каждого взрыва получит дозу гамма-излучения порядка

D=3,33e6*n*q*(mu/ro)/R², где n- выход мгновенного гамма-излучения (~0,026), q-мощность ЯБП, кт (1000), (mu/ro) - массовый коэф. погл. для в-ва см2/г (примерно 0,02 для C или Si при 1 МэВ гамма), в кот. рассм. погл.доза, D в рад.

Флюенс нейтронов

F=7,5*e12*q/R²

Тогда без защиты, отсек полезной нагрузки ( на расстоянии 2 км) получит после первого же взрыва 433 кРад гамма и 1,9 * 10¹⁵ н/см2 и вся электронная аппаратура, не говоря о человеке, сдохнет после того же первого взрыва. Взорвем на расстоянии 10 км - самая стойкая аппаратура сдохнет после третьего подрыва. Про человека не говорим совсем - у него уровень поражения 500-600 рад. Конструкционные материалы будут так же активированы при воздействии нейтронов.

Поэтому, мегатонна не проходит даже умозрительно. Единственный вариант - заряды сверхмалой мощности (тонны- до килотонны) с подрывом в непосредственной близости от жидкометаллической системы преобразования импульса, максимальным отнесением отсека полезной нагрузки (на сотни метров вперед) в сочетании с комбинированной активной защитой от нейтронов и гамма-излучения.

Оценочные параметры ЯВ - из книжки "Проектирование электронных схем с учетом радиационных воздействий", М., МИФИ, 1984г .

hcube, 12.10.2003 20:43:36:

А что так много? В смысле - чтобы на плиту попало 50% продуктов взрыва надо, чтобы взрыв произошел непосредственно на плите . Так что наверное процентов 10. Потом, надо создать такое покрытие, чтобы оно 'держало' близкий ядерный взрыв, причем не один, а тысячи и десятки тысяч. Надо чтобы оно, поглотив энергию нагретых до 10к К 150 кг плазмы в секунду не расплавилось на месте.... ну, это все не считая радиационной задщиты экипажа и так далее .

 

Форма и конструкция заряда специальная, образует узкую струю в нужном направлении. 50% массы изделия разлетается в конусе с углом при вершине 30 градусов.

Димитър, 12.10.2003 19:43:45:

Nuclear pulse orbital launch vehicle. Year: 1968. Family: Orion. Country: USA. Manufacturer: General Atomic.

The ablative version of Dyson's starship would be smaller and faster then the heat sink version. It would have a mass of 100,000 tons unloaded and be equipped with 300,000 one megaton bombs. It would accelerate in ten days to 10,000 km/sec, a velocity of 1 parsec per century. It therefore could reach Alpha Centauri in 130 years and would cost only one tenth of a GNP, or $ 150 per kilogramme of payload. Total Mass: 500,000,000 kg.

Bibliography:
Brower, Kenneth, The Starship and the Canoe, Bantam, 1979.

СЛАБО ?

 

Было и покруче:
Nuclear pulse orbital launch vehicle. Year: 1967. Family: Orion. Country: USA. Manufacturer: General Atomic.
The heat sink version of Dyson's starship would have a pusher plate made of copper. This would require 5 million tonnes of exposed surface to absorb and then reradiate 1 megaton of bomb energy. The plate would have to be 20 km in diameter. 15 billion kg of deuterium would be used in 30 million bombs. The spacecraft would have an empty weight of 10 million tons and a loaded weight of 40 million tons. The bombs would explode 120 km behind the pusher plate at 1000-second intervals over 500-year acceleration and deceleration periods. Payload would be several million tonnes, enough to house a city of 20,000 people. The starship would reach a velocity of 1000 km/sec. Effective exhaust velocity would be 150,000 seconds. The cost would be equal to the entire Gross National Product of the United States. This generation ship would take 1800 years to reach Alpha Centauri. Total Mass: 40,000,000,000 kg. Core Diameter: 20,000.00 m.

Ядерный импульс орбитальная ракета - носитель. Год: 1967. Семейство: Orion. Страна: США. Изготовитель: Атомный Генерал.
Версии теплопоглотителя starship Дайсона (это которого "сфера Дайсона") сделали бы пластину толкача из меди. Это требовало бы 5 миллионов тонн выставленной(подвергнутой) поверхности, чтобы поглотить и затем повторно излучать 1 мегатонну энергии бомбы. Пластина должна была бы быть 20 км в диаметре. 15 миллиардов кг дейтерия использовались бы в 30 миллионах бомб. Космический корабль имел бы пустой вес 10 миллионов тонн и загруженного веса 40 миллионов тонн. Бомбы взорвали бы 120 км позади пластины толкача в 1000 секунд интервала по 500-летнему ускорению и периодам замедления. Полезный груз был бы несколько миллионов тонн, достаточно к дому город 20 000 человек. starship достиг бы скорости 1000 км/секунд. Эффективная скорость истечения была бы 150 000 секунд. Стоимость была бы равна полному Валовому национальному продукту Соединенных Штатов. Этот корабль поколения(генерации) взял бы 1800 лет, чтобы достигнуть Алфы Синтори. Полная Масса: 40 000 000 000-килограммовый Основной Диаметр: 20 000.00 м.

Не-а. 50% - это теоретический предел, если заряд взрывается двумя пучками направленными в обе стороны . А так будет скорость пучка ниже скорости разлета остальных частей, потому как ему от чего-то отталкиваться надо. Не. в 50% не верю . В 10 - верю. Но при этом не верю в многоразовость данного агрегата .

The nuclear pulse drive was conceived of H-bomb designers Stanislaw Ulam and Cornelius Everett at Los Alamos in 1955. Ted Taylor at Los Alamos further developed the concept. By the winter of 1957 Turner was working at General Atomics after developing the Triga small research reactor design with Freeman Dyson. Dyson managed to take a one-year sabbatical from his post at Princeton in order to work with Taylor on development of the nuclear pulse design at Los Alamos in 1958.

The nuclear pulse design, dubbed Orion, was a counter-intuitive approach to using the huge potential of nuclear energy for spacecraft propulsion without the costly development required for nuclear thermal or nuclear electric systems. Atomic bombs would be ejected aft of the rocket and exploded some distance away. Propellant (water or wax) surrounding the bombs would be transformed into high-energy plasma and bounce off a pusher plate at the rear of the rocket and push it forward. Shock absorbers would even out the ride. Although the plasma from the explosion would have a temperature of 80,000 deg K, the impulse would be brief and only a tiny layer of the ablative pusher plate would sublimate after each explosion. A method was developed of 'greasing' the plate between explosions to protect it.

Two shock absorber designs were explored. The first consisted of three donut-shaped gas-filled cushions, each one meter high, looking like a stack of tires. Six-meter high aluminium pistons rose from these absorbers. This system would limit peak G forces to 3 to 4 G’s. But it would be a bumpy ride for the passengers. Therefore the second design was more complex but allowed the shock absorbers to operate in synchronisation in order to further even out the G-forces. This would limit peak forces to 1.5 to 2.0 G’s.

The design allowed vast payloads to be hurled to the planets. A typical design had a payload of hundreds of tonnes, meaning no high-tech environmental recycling systems or lightweight structures or equipment would be needed. The pusher plate was typically about one third of the weight of the craft. The General Atomics team saw themselves in the post-Sputnik period as in direct competition with Von Braun’s chemical rockets. Dyson and the other believers thought they could land a huge manned expedition on Mars by 1964 and tour the moons of Saturn by 1970. Dyson particularly was anxious to bypass Mars and explore the moons of Jupiter and Saturn. They hoped to make these trips personally, in their lifetime.

Briane Dunne, the head of hardware development for the project, was less optimistic. He believed a practical design would not be ready until 2010-2050.

In the summer of 1959 Von Braun won the competition for selection of chemical or nuclear pulse rockets for use in the space program in the immediate future. The project was moved to the US Air Force, but the Air Force was not interested. Nevertheless the project struggled along for six years. Von Braun had enthusiasm for the design for use in Mars expeditions. A single launch of a Saturn V could orbit an Orion spacecraft that could take an expedition to Mars and back, whereas nuclear thermal or chemical designs would take 6 to 12. Therefore the General Atomics team later designed increasingly detailed but smaller and more limited designs for this approach. But Von Braun could not convince the NASA hierarchy of the scheme. It would put NASA in the position of arguing for an exception to the 1963 Nuclear Test Ban Treaty to allow firing of nuclear explosions in space. Finally funding was deleted entirely in 1965.

As a lark, at the end of the project, Dyson designed and published his theoretical designs for the ultimate nuclear pulse spacecraft - a starship. The pusher plate would be kilometres in diameter, and one megaton H-bombs would be ignited several kilometres behind the plate to propel it. Accelerations would be low, so the light structure would have to be built in space. Two versions were proposed, but even the faster model would only allow the grandchildren of the participants to reach Alpha Centauri.

Ядерный двигатель импульса был задуман из проектировщиков H-бомбы Станислоу Улама и Корнелиуса Эверетта в Лос-Аламосе в 1955. Тэд Тэйлор в Лос-Аламосе далее развивал понятие(концепцию). К зиме 1957 Turner занимался Общей Атомной энергетикой после развития Triga маленького проекта реактора исследования с Почетным гражданином Дизоном. Дизон сумел взять однолетний творческий отпуск от его поста в Принстоне, чтобы работать с Тэйлором на развитии ядерного проекта импульса в Лос-Аламосе в 1958.

Ядерный проект импульса, дублированный Orion, был противоинтуитивным подходом к использованию огромного потенциала ядерной энергии для двигателя космического корабля без дорогостоящего развития, требуемого для ядерных тепловых или ядерных электрических систем. Атомные бомбы были бы изгнанной хвостовой частью ракеты и взорвали некоторое расстояние далеко. Ракетное топливо (вода или воск) окружающий бомб был бы преобразован в высокоэнергетическую плазму и сильный удар от пластины толкача в хвостовой части ракеты и толчка, который это отправляет(ускоряет). Амортизаторы выравнивались бы поездка. Хотя плазма от взрыва имела бы температуру 80 000 градусов K, импульс будет краток, и только крошечный слой абляционной пластины толкача сублимировался бы после каждого взрыва. Метод был развит из 'смазки' пластины между взрывами, чтобы защитить это.

Два проекта амортизатора исследовались. Первый состоял из трех имеющих форму пончика газонаполненных амортизаторов, каждый один метр высотой, напоминая стек шин. Алюминиевые поршни шесть метров высотой повысились от этих поглотителей. Эта система ограничила бы пиковые силы Г 3 - 4 г. Но это была бы ухабистая поездка для пассажиров. Поэтому второй проект был более сложен, но позволил амортизаторам работать в синхронизации, чтобы далее выравниваться Перегрузки. Это ограничило бы пиковые силы 1.5 к 2.0 г.

Проект позволил обширным полезным грузам швыряться к планетам. Типичный проект имел полезный груз сотен тонн, не означая никакие высоко-технические экологические системы рециркуляции или легкие структуры, или оборудование будет необходимо. Пластина толкача была типично приблизительно одной третью веса аппарата. Общая команда Атомной энергетики видела себя в период постспутника как на прямом соревновании с химическими ракетами Фон Брауна. Дизон и другие сторонники думали, что они могли сажать огромную пилотируемую экспедицию на Марсе к 1964 и совершать поездку по лунам Сатурна к 1970. Дизон особенно стремился обходить Марс и исследовать луны Юпитера и Сатурн. Они надеялись делать эти поездки лично, в их целой жизни.

Briane Dunne, голова развития аппаратных средств ЭВМ для проекта, был менее оптимистический. Он полагал, что практический проект не будет готов до 2010-2050.

Летом 1959 Фон Браун выиграл соревнование за выбор химических или ядерных ракет импульса для использования в космической программе в непосредственном(немедленном) будущем. Проект был перемещен(тронут) в американские Военно-Воздушные силы, но Военно-Воздушные силы не интересовались. Однако проект боролся вперед в течение шести лет. Фон Браун имел энтузиазм к проекту для использования в Марсских экспедициях. Единственный(отдельный) запуск Сатурна V мог облететь по орбите Orion космический корабль, который мог взять экспедицию в Марс и назад, тогда как ядерные тепловые или химические проекты возьмут 6 - 12. Поэтому Общая команда Атомной энергетики позже разработала все более и более детальные, но меньшие и более ограниченные проекты для этого подхода. Но Фон Браун не мог убедить иерархию НАСА схемы. Это поместило бы НАСА в положение(позицию) приведения доводов в пользу в пользу исключения к 1963 Соглашению Запрещения Ядерного испытания, чтобы позволить стрелять из ядерных взрывов в космос. Наконец финансирование(консолидирование) было удалено полностью в 1965.

Как жаворонок, в конце проекта, Дизон разработал и издал его теоретические проекты для окончательного ядерного космического корабля импульса - starship. Пластина толкача была бы километрами в диаметре, и одна H-бомбы мегатонны будут зажжены несколько километров позади пластины, чтобы привести в движение это. Ускорение было бы низко, так что легкая структура должна будет быть построена в космосе. Две версии были предложены, но даже более быстрая модель только позволит внукам участников достигать Алфы Синтори.

hcube, 13.10.2003 20:08:42:

Не-а. 50% - это теоретический предел, если заряд взрывается двумя пучками направленными в обе стороны . А так будет скорость пучка ниже скорости разлета остальных частей, потому как ему от чего-то отталкиваться надо. Не. в 50% не верю . В 10 - верю. Но при этом не верю в многоразовость данного агрегата .

 

За что купил - за то продаю. См. http://ttsw.com/orion/LASL1970.pdf [zero size or time out] - вроде люди серезные работали.