СИЛА РОССИИ. Форум сайта «Отвага» (www.otvaga2004.ru)

Объявление

Вопрос с техподдержкой решен. Большое спасибо всем, кто помог проекту «Отвага»!

Информация о пользователе

Привет, Гость! Войдите или зарегистрируйтесь.


Вы здесь » СИЛА РОССИИ. Форум сайта «Отвага» (www.otvaga2004.ru) » Проекты, идеи участников » на Марс различными способами


на Марс различными способами

Сообщений 31 страница 60 из 82

31

злодеище написал(а):

а как оно обратно будет мало кто точно знает

Грузом 200 :O

32

LEONAR написал(а):

Dell объясни что не так?

я лучше условия расчетов прокоментирую.

Да и вообще основное вставлю
http://s2.uploads.ru/t/s927l.png
http://s1.uploads.ru/t/qjU8d.png
http://s8.uploads.ru/t/kQoNE.png
http://sf.uploads.ru/t/cC61X.png

http://se.uploads.ru/t/rik1z.png

и сами траектории при постоянной,  нерегулируемой тяге. С высоты 300км. Когда в реале возможна лишь с 800км. Для всего ядерного. 
http://s3.uploads.ru/t/tuDhz.png

Поэтому +-  время приблизительно то, что нужно с учетом выхода на орбиту не ниже 800 км вокруг Земли.

Отредактировано dell (2016-07-13 08:47:10)

33

ну примерно я и понял так,
Но там ускорение требуется в 0.005м/с2
А это пока нереально

34

Полезная нагрузка межпланетных кораблей с малой тягой должна составлять значительную часть начальной массы корабля. Она всегда может быть еще увеличена дополнительно, если сознательно пойти на увеличение продолжительности экспедиции. Этот метод не может быть использован в случае применения импульсных ракет, так как увеличение продолжительности экспедиции сверх того времени, которое требуется при использовании гомановских траекторий, смысла не имеет.

35

http://s5.uploads.ru/t/4XPK6.png
для ЖРД
траектория с низкой орбиты , и заканчивается торможением перед входом в атмосферу  Земли.  До 11 км/с

Облетная траектория к Марсу .

Если это будет суперэнегромассовосовершеннейшая двухступенчатая ракета , то для ПН 30 тон - стартовая с орбиты - 100 тон. Для 15 мес. Естественно без вариантов - одноразовая. И для очередных 30 тон , на орбиту придется поднять очередную махину.

Отредактировано dell (2016-07-13 09:01:28)

36

В свете уже озвученных достижений по капельному охлаждению , по легким материалам защиты от радиации - в перспективе всё не так уж плохо.
А ЭРД с ЯЭУ тем более выгодно развивать в связи с неоспоримо большими их временными возможностями по достижению Юпитера и тем более планет за ним.
Максимально возможные приращения скорости от Юпитера 42,73 км/с. Для последующего ускорения ЖРД уже давно бессмыслен.

Отредактировано dell (2016-07-13 09:07:34)

37

LEONAR написал(а):

ну примерно я и понял так,
Но там ускорение требуется в 0.005м/с2
А это пока нереально

0,0005 м/с2
5*10 в -4.  0,0001 * 5 = 0,0005 
Для нас наиболее достижима в перспективе 0,0001м/с2

Отредактировано dell (2016-07-13 09:10:48)

38

яж тоже ошибся :-) не 0.0005 а 0.0005g или 0.005 м/с2
С 0.0005 стартовая у нас 36т из них 4.5 т топлива, 25т генератор с двигателями и 6.5т пн
Но у нас ускорение должно быть в 0.005, а значит стартовая не более 3.6т  :(
Т.е никуда мы не полетим

39

я уже задолбался нули терять.

40

LEONAR написал(а):

яж тоже ошибся  не 0.0005 а 0.0005g или 0.005 м/с2
С 0.0005 стартовая у нас 36т из них 4.5 т топлива, 25т генератор с двигателями и 6.5т пн
Но у нас ускорение должно быть в 0.005, а значит стартовая не более 3.6т  
Т.е никуда мы не полетим

В Келдыше на этом ТЭМе с грузом 20 тон хотят попасть к Марсу за 1,1-1,3 года.
Что-то мы не так добавляем в его  массе .
то есть траектория, схожая с (в)  0.5*10в-4 g

Отредактировано dell (2016-07-13 09:30:42)

41

dell написал(а):

LEONAR написал(а):

    яж тоже ошибся  не 0.0005 а 0.0005g или 0.005 м/с2
    С 0.0005 стартовая у нас 36т из них 4.5 т топлива, 25т генератор с двигателями и 6.5т пн
    Но у нас ускорение должно быть в 0.005, а значит стартовая не более 3.6т 
    Т.е никуда мы не полетим

В Келдыше на этом ТЭМе с грузом 20 тон хотят попасть к Марсу за 1,3 года.
Что-то мы не так добавляем в его  массе .

http://mash-xxl.info/pic1/195057127092036061164213031208078006020208183152.png
По этой же картинке вариант полета в
Но, я не считал сколько там топлива надо...

42

Ну понятно, старт с орбиты в 800км , (а не 300км), регулируемая тяга  опять же.
Мы же в массе потеряем, похудеем на топливе  и на  доставленном грузе. К Марсу с грузом, а назад  - без. Траектория тоже видоизменится , будет большее ускорение, и пусть появится пассивный участок, без расхода рабочего тела.

Отредактировано dell (2016-07-13 09:31:25)

43

Во первых нету смысла посылать людей на Марс кроме мега-гига ПР целей. Если все таки решатся на такое, то лучше (т.е. единственное правильное решение) использовать давно усвоенные и доведенные до практического совершенства конструкции на химическом топливе, скорее всего хорошо знакомая пара НДМГ + АТ. Циклопический стартовый вес гипотетического корабля с орбиты значения не имеет.

44

dell написал(а):

и пусть появится пассивный участок, без расхода рабочего тела

Увеличется время автоматически

45

prokopi написал(а):

Во первых нету смысла посылать людей

Это необсуждаемо :-)

prokopi написал(а):

до практического совершенства конструкции на химическом топливе, скорее всего хорошо знакомая пара НДМГ + АТ

Для посадочного и взлетног корабля само собой...
Есть конечно вариант с производством метана на поверхности марса...но это пока тоже фантастика

46

LEONAR написал(а):

Увеличется время автоматически

так  облегчение после выработки топлива (и пусть части ПН), - ускорение будет выше при той же тяге. Что вполне что-то компенсирует.

Отредактировано dell (2016-07-13 10:38:45)

47

Экипаж - 3 человек. Во время основного полета туда и обратно находится в защищенной сферической капсулы, приблизительно с внутренним обитаемом диаметром 2 раз бОльшим чем на кораблях типа Союз. Правда пространство будет очень мало, однако экипаж все таки должен быть хорошо подготовлен психологически, это не туристический полет в бизнес класс самолета. Двигатели химические (НДМТ + АТ), с учетом резервирования их количество несколько бОльше чем нужно. Никаких извращении с ядерными и прочими установками, все технологически усвоено и надеждно.

Отредактировано prokopi (2016-07-13 10:41:31)

48

короче надо 4МВт.  :rolleyes:  на массу буксира - 65 тон. Тогда будет счастье.

траектория в - 132 дня на орбите Марса.

Отредактировано dell (2016-07-13 10:54:57)

49

dell написал(а):

так  облегчение после выработки топлива (и пусть части ПН), - ускорение будет выше при той же тяге. Что вполне что-то компенсирует.

Согласен, но на фоне кол-ва топлива к массе двигательной установки 25т и 4...7т топлива и пн в 4...5т
Эфект будет малым
А вообще считать надо
Но я такие траектории считать не умею  :(

50

LEONAR написал(а):

Согласен, но на фоне кол-ва топлива к массе двигательной установки 25т и 4...7т топлива и пн в 4...5т
Эфект будет малым
А вообще считать надо
Но я такие траектории считать не умею

У мня ещё была расчетная часть..... В целом калькулятора слишком мало....  :rolleyes:

расход по таектории в , минсус-  132 дня на орбите

9.375 кг  :pained:

Отредактировано dell (2016-07-13 11:00:36)

51

dell написал(а):

короче надо 4МВт.  :rolleyes:  на массу буксира - 65 тон. Тогда будет счастье.

4мвт... Массой 25*4= 100
Ну если конечно  сразу большой буксир
Он то конечно возможно легче будет, но почему вы считаете что 65т?

И тяга с четырех 18н*4 =72н
72/0.0005= 144т стартовой
Топлива нам надо по 500сут схеме
?
Думается тонн 20...40

Итого на корабь 144-65-40= 39т

52

LEONAR написал(а):

4мвт... Массой 25*4= 100
Ну если конечно  сразу большой буксир
Он то конечно возможно легче будет, но почему вы считаете что 65т?


я имею ввиду. если бы удалось залепить 1 штука 4МВт в таких весах. Без топлива. Тогда было бы.
Нам надо выйти на схему а, рис 172.
кстати при том же ускорении и гораздо большем УИ - время значительно возрастает. Рис 171  б

Есть зависимость с потерей массы корабля. Хорошая зависимость.
Если мы достигаем хороших ускорений но при меньшем УИ - это  выходит что  в плюс.  :unsure:

Ведь у нас при одной и той же тяге , с расходом топлива ускорение будет расти. Что бы оно оставалось постоянным - нужно "сбавить газу".
Тут ещё одна закономерность.

В итоге схема (в) для нашего УИ будет более быстрая.

Отредактировано dell (2016-07-13 12:19:43)

53

prokopi написал(а):

Во первых нету смысла посылать людей на Марс кроме мега-гига ПР целей.

что за цели такие? и кто вам сказал, что нету смысла?

prokopi написал(а):

Двигатели химические (НДМТ + АТ), с учетом резервирования их количество несколько бОльше чем нужно. Никаких извращении с ядерными и прочими установками, все технологически усвоено и надеждно.

лично я вообще за пропеллер...

54

что за цели такие? и кто вам сказал, что нету смысла?

Потому что все мыслимые и немыслимые виды научных исследовании (Марса) могут выполнить роботы, включительно посадка, добыча и доставка на Земли вещества (однако практического смысла нету, все сможет сделать лаборатория на месте).

лично я вообще за пропеллер...

Использование "дубовых" и якобы "циклопических" кораблей на химическом топливе имеет и преимущество по радиационной защиты энипажа - все эти сотни тонн топлива будут хорошо экранировать космических частиц.

55

Советую считать на 6Мвт, по крайней мере такая цифра мелькала в отношении ТЭМ второго этапа.

56

prokopi написал(а):

Во первых нету смысла посылать людей на Марс кроме мега-гига ПР целей.

+100500. Этим все сказано.

57

Кстати, проект полета существует аж с .... 1962 года! и это оказывается единственный проект который имеет статус официального и принят на самом высшем уровне. Осуществление полета 3-х человек возможно на существующих технологиях с ЖРД и на самом деле не такой уж и сверхзатратный. Правда, с НОО стартовая масса будет где то 1500 тонн и для этого понадобится не один и два старта сверхтяжелых ракет носителей. Стоимость вывода на орбиту 1кг будет к 3000 $ , соответно 1500 тонн к 5 млрд $ , однако один такой полет и программа в целом не превысит стоимость 10 млрд $ .

П.С. таким образом возможен полет туриста мультимилиардера  :D  типа Била Гейтса

Отредактировано prokopi (2016-07-13 21:15:10)

58

prokopi написал(а):

Потому что все мыслимые и немыслимые виды научных исследовании (Марса) могут выполнить роботы, включительно посадка, добыча и доставка на Земли вещества (однако практического смысла нету, все сможет сделать лаборатория на месте).

Глупость какая

prokopi написал(а):

Кстати, проект полета существует аж с .... 1962 года! и это оказывается единственный проект который имеет статус официального и принят на самом высшем уровне. Осуществление полета 3-х человек возможно на существующих технологиях с ЖРД и на самом деле не такой уж и сверхзатратный. Правда, с НОО стартовая масса будет где то 1500 тонн и для этого понадобится не один и два старта сверхтяжелых ракет носителей. Стоимость вывода на орбиту 1кг будет к 3000 $ , соответно 1500 тонн к 5 млрд $ , однако один такой полет и программа в целом не превысит стоимость 10 млрд $ .

Еще Циолковский планировал на Марс :-) бери раньше

По существу то?
Про 1500т стартовой
Зачем так много?
Созвездие у мериканцев меньше было

59

Глупость какая

Еще к начале 70-х годах все нужные исследования Луны совершили советские автоматические станции, нужно вспомнить о луноходах.

60

prokopi написал(а):

все нужные исследования Луны совершили советские автоматические стан

Какие нужные?
Узнали состав грунта на глубине в полметра на одном участке?
Увидели кратеры на 20км отрезке?
А что есть в кратерах?
А что есть на глубине в 10...20...30..500м?
А что есть в полостях у поверхности луны?
И т.д. И т.п.


Вы здесь » СИЛА РОССИИ. Форум сайта «Отвага» (www.otvaga2004.ru) » Проекты, идеи участников » на Марс различными способами