ЯРД-путь на Марс!

[PentiumIV]

ЯРД-путь на Марс!

Для пилотируемого полета на Марс нужен ЯРД, например, типа НЕРВА.У простеиших термических ЯРД с твердофазным топливом УИ ~900сек+. У газофазных ЯРД УИ- ~3000сек+, и все это при высокои тяге.

Так что, пора в Семипалатинск (или в Неваду), на испытания...

А если серьёзно, так что известно о проектах РД-0410 и РД-600? И планируется ли возобновление / ускорение работ то ЯРД в свете новои речи Буша?

[frost_ii]

ЯРД-путь на Марс!

Для пилотируемого полета на Марс нужен ЯРД, например, типа НЕРВА.У простеиших термических ЯРД с твердофазным топливом УИ ~900сек+. У газофазных ЯРД УИ- ~3000сек+, и все это при высокои тяге.

Так что, пора в Семипалатинск (или в Неваду), на испытания...

А если серьёзно, так что известно о проектах РД-0410 и РД-600? И планируется ли возобновление / ускорение работ то ЯРД в свете новои речи Буша?

Нет, и слава богу. Чтобы получить I>3000 сек не нужно напрягаться с газофазным ЯРД. Есть много других отработанных решений. Например ионный двигатель, или плазменный.

Использовать ЯРД невыгодно.

Но ядерная энергетика в космосе - практичски обязательное условие для осуществления пилотируемых полётов на планеты.

[avmich]

Имеется в виду, конечно, использовать ЯРД для получения высокого УИ и высокой тяги одновременно.

Американцы планируют получить тягу в 1 кгс на ионнике Джимо...

[PentiumIV]

Полностью согласен. 2-ю космическую скорость нужно набирать быстро, а ето требует большои тяги. ЭРД хорош для крейсерского полёта-тут большое ускорение не нужно. Особенно он хорош для ,например, полётов к газовым гигантам- Юпитеру, Сатурну и т.д.

Для быстрой пилотиуемой миссии на Марс требуется как большой УИ, так и большая тяга.

А ето значит-газофазный тепловой ЯРД.

[frost_ii]

Дело в том, что сама схема ЯРД глубоко порочна в основе своей.  Использование ядерной энергии для прямого нагрева рабочего тела (причём до очень высоких температур), как ни странно, обладает низким КПД. Теплоёмкость веществ растёт с увеличением температуры - вот что является причиной. ЯРД - это заря космонавтики и реакторосторения.

Добиться высоких значений тяги можно без использования ЯРД.

При полётах к далёким планетам прижимают два фактора - энергоёмкость и масса. Уран для реактора тоже имеет приличную массу.  По данной схеме получится очень тяжёлое решение.

Кстати для старта от планеты высокий импульс как раз и не требуется. А вот доп масса реактора лезет под логарифм!

[Streamflow]

Имеется в виду, конечно, использовать ЯРД для получения высокого УИ и высокой тяги одновременно.

Ну-ну.

"Если бы губы Никанора Ивановича да приставить к носу Ивана Кузьмича, да взять сколько-нибудь развязанности, какая у Балтазара Балтазаровича, да, пожалуй, прибавить к этому еще дородности Ивана Павловича - я бы тогда тотчас же решилась".

[X]

Тем не менее, характеристики РД-0410 позволяют послать к Марсу тонн двенадцать одним пуском Протона-М, при условии разработки соответствующего разгонного блока.

Или 23 тонны двумя пусками (и одним РД-0410).

Таким образом, имея два разгонника, плюс один КВРБ, и пять "Протонов", можно осуществить пилотируемый облёт Марса и Венеры (без высадки), скажем, "всего" за миллиард долларов.

Между тем, ионники, при прогнозируемых тяговооруженностях, требуют 4 месяцев, чтобы уйти с околоземной орбиты.

[Streamflow]

Дело в том, что сама схема ЯРД глубоко порочна в основе своей.

Ну-ну. Тогда все тепловые машины - дети порока Однако я умоляю Вас не путать их с неким Б. Моисеевым.

Использование ядерной энергии для прямого нагрева рабочего тела (причём до очень высоких температур), как ни странно, обладает низким КПД.

И какой же он, не напомните?

Теплоёмкость веществ растёт с увеличением температуры - вот что является причиной. ЯРД - это заря космонавтики и реакторосторения.

Так Вы хотите зарю погасить?  :wink:

Добиться высоких значений тяги можно без использования ЯРД.

И как? Неужели с помощью химических РД?

При полётах к далёким планетам прижимают два фактора - энергоёмкость и масса. Уран для реактора тоже имеет приличную массу.  По данной схеме получится очень тяжёлое решение.

Есть легче?

Кстати для старта от планеты высокий импульс как раз и не требуется.

"Для старта от планеты..." - это как. Нельзя ли выражаться яснее? Похоже, Вы журналист...

[Зомби. Просто Зомби]

"Не могу молчать" (с)

УИ 9000 при массе конструкции 40 тонн, раб.тела 160 (итого = 200 тонн) (конструкционное соотношение 1:4) запузыривает к Марсу (ХС = 3.649 > потребной 3.577) 280 тонн корабля, который уже может быть пилотируемым.

Выводы:
(1) "Вулкан" - ЕСТЕСТВЕННЫЙ верхний предел для сверхтяжелых носителей (все задачи данного этапа так или иначе им решаются).
(2) Марсианская экспедиция - технически реализуема, необходимые доразработки выглядят вполне мыслимыми по объему и реалистическими по фактуре, как и ее сценарий
(3) В отличие от (очень желательных - в будущем...) перспективных гибридов Реактор-ЭРД как минимум с точки зрения радиационной нагрузки на экипаж все гораздо симпатичнее, так же и по времени хранения жидкого Н2 на орбите (двумя - какими! - проблемами меньше...).
Реактор в разогретом состоянии находится буквально только лишь десятки минут (а не годы) в составе корабля, к тому же в самом хвосте связки, будучи отделен от экипажа не только десятками метров расстояния, но и тоннами топлива.
В случае отказа чего-то на этапе старта (ну, кроме как если просто рванет, да и то?) корабль остается на околоземной орбите с большим ресурсом СЖО и долгохранимого топлива - то есть, экспедиция просто отменяется, а у экипажа есть средства и возможности для благополучного возвращения
(4) Существование вообще криогенного блока в 200 тонн как на базе ЖРД так и на ЯРД - это возможность для редких - да! - но очень внушительных транспортных операций, которые вполне могут составить основу как для лунной базы, так и периодических марсианских экспедиций и вообще более масштабной деятельности в космосе.

Вариант с твердофазным ЯРД - РЕАЛИСТИЧЕСКИЙ и, видимо, интересный в отношении РАЗВИТИЯ технологий. (Если сам ЯРД - реалистичен, конечно. Но вроде бы, были даже испытания, хотя и не по полной программе? Так что - в принципе - доработка, наверное, возможна.)

...

Я не против ЭРД, но у меня трудности с воображением: не могу представить постоянной работы двигателя и ВСЕГО, что с этим связано (обязательное поддержание определенной ориентации в течение всего полета, например. И др. А психологически как это будет нагружать? Слушать всегда и думать: "вот отрубится, и ничего же не сделаешь?" - не знаю, не знаю...)
То есть ЭРД перспективен как буксир для транспортных операций, спору нет, но, может лучше - лет эдак 20 без людей? А там видно будет, по результатам...

[frost_ii]

Господа! Давайте немного сменим ТОН постингов.

Для начала - я инженер. И разработка КА - моя профессия. Отсутствие гуманитарного образования является причиной некоторой невнятности моих заявлений.

Я не в состоянии проводить здесь лекции по ракетостроению, надеюсь, необходимый материал желающие подчерпнут из литературы. Предлагаю следующее - Крутов "Техническая термодинамика" и "Теория ракетных двигателей" Алемасов В.Е..

Предлагаю тезисы для изучения.

1. НЕТ никаких ограничений на величину тяги ЭРД, кроме мощности источника энергии. Не одним ионником живы.
2. Отвлекитесь от идеальных тепловых машин - в реальности на каждом шагу потери мощности.
3. В ЯРД необходим компрессор для нагнетания РТ в реактор - вычтите его мощность из мощности двигателя. (Кстати - он тоже не идеален и его КПД далёк от 100%).
4. Посчитайте температуру РТ, для достижения I>~30000 м/с.
5. Посчитайте тепловую мощность реактора, необходимую для этого.
6. Посчитайте потери на теплозащиту двигателя при такой тепловой мощности.
7. Кстати, насос для ядерного топлива тоже требует энергии.

Проектирование транспортной системы куда более комплексный вопрос, чем банальное определение параметров импульс-тяга.

Существенную роль играет отношение мощности энергоустановки к её массе. Это несколько иная песня, нежели КПД, тяга, импульс. Можно прикинуть КПД транспортной системы в целом - как отношение изменения энергии КК ко всей потраченной на этапе разгона энергии.
Очевидно, что часть энергии уйдёт в разгон струи РТ. И тем больше, чем выше импульс. При этом требуется и энергоустановка большей мощности, а значит и большей массы со всеми вытекающими. Т.о. растим импульс - снижаем КПД транспортной системы, растим массу.
Тут есть определённое оптимальное соотношение параметров.

Несколько сумбурно и на пальцах...

[Streamflow]

Господа! Давайте немного сменим ТОН постингов.

ОК

Для начала - я инженер. И разработка КА - моя профессия...

Я не в состоянии проводить здесь лекции по ракетостроению..

Лекций не надо. Вы сделали несколько серьезных заявлений, по которым я задал 5 простых вопросов (на вопрос о заре космонавтики можно не отвечать ). Я полагаю, что, отвечая на эти вопросы, Вы могли бы обосновать Ваши утверждения. В противном случае не вижу смысла продолжать какую-либо дискуссию на эту тему, а тем более "изучать" тезисы типа: "7. Кстати, насос для ядерного топлива тоже требует энергии". Кстати, а что это за ядерное топливо в твердофазном ЯРД, которое перекачивается насосом?

[frost_ii]

Автор говорил о ГАЗОФАЗНОМ ЯРД, и я не отклонялся от этого предложения. Для газофазного ЯРД нужен насос, или другое средство доставки делящегося вещества в реактор.

Обоснованием могут быть только рассчёты по предложенным конструкциям. Это достаточно большой объём текста и формул, который в форум просто не полезет. Вот я и предложил их выполнить самостоятельно. Указал необходимую литературу и дал список вопросов для проработки. Вот ещё книжка - на этот раз популярна "Космические двигатели: состояние и перспективы" (Мир, 1988) Автора не помню. Её недостаток - описание американского опыта в этой области. Наши разработки (более успешные, чем басурманские), как всегда засекречены. Но общее представление о состоянии эта книга даёт.

Если Вам действительно интересна космонавтика, как отрасль - загляните, не пожалеете, ей богу.

Забавно, но факт - для пилотируемой экспедиции, схема с посадкой на Марс с ЯРД (твёрдофазным), накачкой местной атмосферы в качестве РТ для старта с поверхности, оказывается менее выгодной (по массе), по сравнению с использованием обычного гидразинового движка.

[Streamflow]

Если Вам действительно интересна космонавтика, как отрасль - загляните, не пожалеете, ей богу.

Если это ко мне, то уверяю Вас, что Вы несколько неадекватно оцениваете ситуацию. Возвращаю Вам Ваш совет и рекомендую научиться хотя бы иногда подтверждать свои заявления чем-нибудь кроме безадресных ссылок на учебники и флейма.

Finita.

[frost_ii]

:shock:

[avmich]

Да, Streamflow часто бывает резок :) . Не всегда по делу, конечно...

[PentiumIV]

"Не могу молчать" (с)


Вариант с твердофазным ЯРД - РЕАЛИСТИЧЕСКИЙ и, видимо, интересный в отношении РАЗВИТИЯ технологий. (Если сам ЯРД - реалистичен, конечно. Но вроде бы, были даже испытания, хотя и не по полной программе? Так что - в принципе - доработка, наверное, возможна.)

...

Твердовазный ЯРД был ИСПЫТАН американцами в 58-72гг(NERVA project)! Основная его проблема- эрозия графитового топлива под воздействием водорода. Эта проблема упрощается с применением уран-цирконий-карбидного топлива.

[pkl]

Американцы собираются вроде делать свой CAV для полётов и на Луну, и на Марс. Если это правда, то что за двигатель на нём стоит? ЭРД - но тогда до Луны корабль полгода тащиться будет /если только они не создадут двигательную установку, приемлемую по критерию тяга/масса/. ЖРД - но тогда корабль будет слишком тяжёлым. Замучаются заправлять. Значит - ЯРД? Ведь это единственный реализуемый в настоящее время двигатель, способный доставить пилотируемый корабль и к Луне, и к Марсу при приемлемых затратах. Или я что-то не понял?