Mars Colonial Transporter

[garg]

Искандер пишет:
Про 9 Рапторов это чистое гадание. Когда появилась инфа про 230т о количестве двигателей не говорилось ничего. Может быть все что угодно.
О чем судить?

Ну вообщето судить можно. Учитывая разработанную в компании схему посадки и соответствующие плюсы и минусы представляется мне что для адекватной посадки (чтоб ТВР был не черезмерен) количество движков должно быть кратно 9-10 штук.
Значит следующие дискретные наборы это приблизительно 18 - 20  и 27 - 30.
Под 10-метровое ядро подходит конфигурация на 30 движков. Это уже Н1, большее кол-во движков в одном ядре черезвычайно сомнительно. Парвет вибрациями к черту. А это квант в 110-120 тонн (многоразовый полностью как этого хочет Маск)

Кстати думаю многоядерного не будет носителя - ибо как показала практика  (точнее последние заявленные цифры) многразовый носитель на несколько ядер или ступеней больше 2-х  теряет в грузоподъемности из-за усложненных условий спасения промежуточной ступени (черезмерно увеличеный расход топлива на безопасное торможение)

[Искандер]

1. Не факт. Мы не знаем даже приблизительно характеристики Раптора, в частности глубину дросселирования и земную тягу. Исходя из Вашей логики именно эти величины и определяют "квант". Двигателя по сути нет, нет даже газогенератора - о чем судить?
2. Отказ от сосисочности может быть вызван не только проблемой возвращения центрального блока.
Тандем намного проще и надежней, стоимость владения такой системой будет меньше.

[vlad7308]

Джентльмены, а с чего вы вообще решили что МСТ - это суперпупертяж?
Разве это где то прямо говорилось?

[Искандер]

Кто так решил?
На сколько я понимаю, МСТ это транспортная система для доставки пассажиров и грузов на Марс и супертяж ее составная часть.
Архитектура МСТ не анонсирована и мы кроме супертяжа обо всем остальном можем только гадать.
 Маск обещал анонс к концу года.

[vlad7308]

да просто по многочисленным косвенным признакам можно предположить, что очень многие всприняли масковское фигурально-умозрительно-пиаровское "100т на поверхности Марса" как обещание выполнить сие однопуском суперпупергипертяжа тонн эдак на 1000 (любимая цифра Шестопера кстати)
в то время как Маск ничего подобного не говорил и наверняка даже ввиду не имел
ибо он парень хоть и нахальный до невозможности, но при этом вполне вменяемый

[Дем]

Да, и он даже не говорил что 100 тонн будет одним кусочком опускать.
Это запросто может быть 10*10 тонн...

[Владимир Шпирько]

Характеристические скорости на данную операцию: Старт в плоскости экватора с НОО.
Гомановская скорость отлета от Земли 2,89 км/с, для чего старт с низкой орбиты - 3,65 км/с. Скорость на земной бесконечности относительно Земли 2,89 км/с, относительно Солнца 32,58 км/с. Что требует отношения масс при уд.импульсе 330с - 3,12.
 На подлете к  Марсу (га марсианской бесконечности) имеем гомановскую скорость  2,6км/с относительно Марса и 21,5км/с относительно Солнца.  При  приближении к Марсу скорость увеличится до 5,66 км/с в перицентре.  Для перехода на круговую орбиту вокруг Марса (200 км, 3,55 км/с)  еще 2,11км/с. Что требует отношения масс 1,96. при уд.импульсе 330с.
Аэродинамическое торможение 1км/с следовательно на реактивное остается 2,55 км/с. Что требует отношение масс 2,2.
Таким образом 100 т на Марсе, это 220т на орбите Марса,  432 т на подлете к Марсу. + 8% на баки и двигатели 1,08*432 = 465т.  Расходные материалы на 198 дней полета + еда + вода + кислород = 50 т ( по минимуму). И того на земной бесконечности 515т.  На НОО - 515 х 3,12 = 1600 т.
 100 т на поверхности Марса = 1600т на НОО.

[Leonar]

Владимир Шпирько пишет:
100 т на поверхности Марса = 1600т на НОО.

квантом 150...160т  10 полетов супертяжа = 100т на Марсе

[Leonar]

Владимир Шпирько пишет:
100 т на поверхности Марса = 1600т на НОО.

а вопрос,
от перестановки слагаемых сумма не меняется?
если по 160т с НОО запускать к Марсу, то 10т на Поверхности?

[garg]

Владимир Шпирько пишет:
 Для перехода на круговую орбиту вокруг Марса (200 км, 3,55 км/с) еще 2,11км/с. Что требует отношения масс 1,96. при уд.импульсе 330с. 
Аэродинамическое торможение 1км/с следовательно на реактивное остается 2,55 км/с. Что требует отношение масс 2,2.

 100 т на поверхности Марса = 1600т на НОО.

 А что, прямой аэробрэкинг религия совершить не позволяет? Современные тенденции ретроградам не помеха и последний марсоход не показатель? (там напомню была прямая посадка). Потом, с чего вы взяли что при приземлении аэробрэкинг даст только 1 км/с.

К примеру даже пессиместичные расчеты корпорации Энергии для посадки 30 - тонного модуля дают возможность затормозить от 500 до 300 м/с финальных!!! - Т.е. на реактивное останется 500 м/с + на зависание и подруливание - еще 200-300 м/с. итого максимум 800 минимум 500 м/с - т.е соотношение 1,3. Плюс пару десятков тонн теплозащиты и суммарно на подлете - 150 тонн. Расходные материалы все кроме еды - подлежат восстановительным технологиям по циклу и являются той самой ПН. Еды сублимированной на полет потребуется не более 100 кг на тушку. 10 тонн по максимуму а возможно и меньше при примененеии агротехнологий (колонистам придется так и так их развивать, иначе никакая это не колония). Итого стартовых выйдет 450 - 500 тонн. Это если Маск не прикупит на стороне ионников и ядерных реакторов.

[Димитър]

garg пишет:

Владимир Шпирько пишет:
100 т на поверхности Марса = 1600т на НОО.

А что, прямой аэробрэкинг религия совершить не позволяет? 
К примеру даже пессиместичные расчеты корпорации Энергии для посадки 30 - тонного модуля дают возможность затормозить от 500 до 300 м/с финальных!!! - Т.е. на реактивное останется 500 м/с + на зависание и подруливание - еще 200-300 м/с. итого максимум 800 минимум 500 м/с - т.е соотношение 1,3. Плюс пару десятков тонн теплозащиты и суммарно на подлете - 150 тонн.  Итого стартовых выйдет 450 - 500 тонн. 

И еще:

при уд.импульсе 330с.

РБ на метане может дать до 380 сек УИ.

[garg]

Ага, только метан - в лучшем случае при старте с орбиты Земли. А возле Марса - исключительно гидрозин - все остальное успеет несколько раз испариться. И 330 сек - для гидрозина практически предел.
Хотя от Земли можно и на водороде стартануть - там импульс 460-470 с. соотношение - 2,25. Стартовая тогда - 340-350 тонн. РБ массой - 200 тонн. Возможно при такой массе довести срокжизни одородного РБ до суток а то и двух. тогда все куладывается в 3-х пуск: перелетно-посадочный до 120 тонн (скажем неделю колеблется на орбите в ожидании да, и еще два водородных РБ с сервисными модулями для прелетника (батарейки,  топливо для посадки, Рад. защита.

[Apollo13]

garg пишет:
Ага, только метан - в лучшем случае при старте с орбиты Земли. А возле Марса - исключительно гидрозин - все остальное успеет несколько раз испариться.

Многие проекты НАСА предусматривают длительное хранение водорода и метана. В частности в DRA 5 метан хранится для старта с Марса (кислород получается на месте), а водород используется в обоих вариантах (с ядерными и химическими РБ) на дорогу туда и обратно. 

Программа Созведие также предусматривала лунный лэндер Альтаир на водороде.

[garg]

Вот интересно, а на сколько утяжеляются баки для хорошей термоизоляции, чтоб так долго хранить водород? Может выигра из-за ухудшения  конструктивного совершенства почти и нет? А технологически применение водорода всегда все усложняет на порядок.

[Apollo13]

garg пишет:
Вот интересно, а на сколько утяжеляются баки для хорошей термоизоляции, чтоб так долго хранить водород? Может выигра из-за ухудшения конструктивного совершенства почти и нет? А технологически применение водорода всегда все усложняет на порядок.

Не интересовался, но в любом случае выгоднее вонючки. Можете здесь посмотреть.

http://www.ulalaunch.com/uploads/docs/Published_Papers/Exploration/DepotBasedTransportationArchitecture2010.pdf

http://www.nasa.gov/pdf/373665main_NASA-SP-2009-566.pdf

[Grus]

garg пишет: Люди вообще склонны слышать то чего нет или о что хотят.
А Маск известный мастер давать непонятные цифры с плохими пояснениями.
Обещалось просто 100 тонн на поверхности Марса - не ПН. А значит скорее всего это все вместе с кораблем.

Пример - Дракон обещался грузоподъемностью в 6 тонн. И до сих пор гуляет такое заблуждение, тогда как реально даже не на МКС он не поднимет больше 4.5 тонн. А на МКС так тем более не более 3.4 тонн.

Вы малоизвестный мастер читать то, чего нет:
http://www.spacex.com/dragon

"Total launch payload mass 6,000 kg". А теперь вы приведете свой источник о "тем более".

Ну и скорее всего многопуск. С коммерческим базовым многоразовым модулем на 40-45 тонн на НОО (больше из 9 рапторов последней известной конфигурации не выжать).
Моногруз трехблоком - тоже порядка 100-120 тонн. Вот и дискретные модули для перелетного комплекса.

Но для полностью многоразового комплекса - разгонник олжен быть многоразовый - прибавте к нему топливо на торможение после разгона отлетного коробля и на тормоение возле земли защитные покрытия.

Стартовая масса комплекса таким образом в зависимости от выбора технологий может плясать от 400 до всех 800-900 тонн

Маск описывал цели проект. О Raptore вам ничего не известно, потому что немногие сведения вы превращаете в чепуху.

[Grus]

vlad7308 пишет:
Джентльмены, а с чего вы вообще решили что МСТ - это суперпупертяж?
Разве это где то прямо говорилось?

Это прямое утверждение Маска. Цель разработки Raptor в начале 2015 - 230 тс тяги, "but we will have a lot of them".

[Grus]

Apollo13 пишет: Многие проекты НАСА предусматривают длительное хранение водорода и метана. В частности в DRA 5 метан хранится для старта с Марса (кислород получается на месте), а водород используется в обоих вариантах (с ядерными и химическими РБ) на дорогу туда и обратно.

Программа Созведие также предусматривала лунный лэндер Альтаир на водороде.

Не знаю как НАСА, а ULA для работы водородной ступени порядка пары недель собирается использовать поршневой насос. Именно это новшество выделяли в связи с требованием длительного хранения.

[Salo]

Grus пишет:

garg пишет: Люди вообще склонны слышать то чего нет или о что хотят.
А Маск известный мастер давать непонятные цифры с плохими пояснениями.
Обещалось просто 100 тонн на поверхности Марса - не ПН. А значит скорее всего это все вместе с кораблем.

Пример - Дракон обещался грузоподъемностью в 6 тонн. И до сих пор гуляет такое заблуждение, тогда как реально даже не на МКС он не поднимет больше 4.5 тонн. А на МКС так тем более не более 3.4 тонн.

Вы малоизвестный мастер читать то, чего нет:
 http://www.spacex.com/dragon

"Total launch payload mass 6,000 kg". А теперь вы приведете свой источник о "тем более".

Дайте ссылочку в каком полёте Драгона достигнут этот показатель.

[vlad7308]

Grus пишет:

vlad7308 пишет:
Джентльмены, а с чего вы вообще решили что МСТ - это суперпупертяж?
Разве это где то прямо говорилось?

Это прямое утверждение Маска. Цель разработки Raptor в начале 2015 - 230 тс тяги, "but we will have a lot of them".

и чо?
как из этого "прямого утверждения" следует, что МСТ - это суперпупертяж на тысячу тонн ПН?
никак.
если линейка РН на Рапторах будет в общих чертах повторять архитектуру Ф9/Ф9Х, то и будет у нее ПН 45-130т