Lunar optimized Starship / Лунный Старшип от SpaceX

[Настрел]

Нет таких данных. Есть те, что я показал. Цифры в вики были взяты на основании того что писал Маск, есть там ссылки. А на счет ангелов и иголок, то да, из за того что других цифр у нас нет, приходится пользоваться этими.

Это цифры, ито приближенные про обычный НОО старшип. Про лунный там нет ни слова. Этих цифр никто не знает. Но опираясь на базовые, можно прикинуть хрен к носу и понять, что никакой гравицапы или 16ти танкеров там не понадобится.

И это всё при условии, что рапторы не начнут вести себя как НК-15.

[pignus]

Ни Маск, ни НАСА сейчас не скажут вам, сколько пассажиров может нести Старшип лендер какую массу он будет иметь, какова будет его заправка при старте с НОО

Да ясно что не знает ни кто. Я же говорю о приблизительных расчётах, масса системы не может увеличиться/уменьшится на порядок. Чтобы показать что ни каких 16 танкеров не надо, можно и 8, достаточно иметь и эти приблизительные цифры.

[Quetzalcoatl]

Конечно. Вот если бы топливные баки из нержавейки были бы сделаны с двойной вакуумной теплоизоляцией (или хотя бы одинарной), то может быть и прокатит.

Ну я как-то думал над тем как можно что-то удобное реализовать. В качестве ПН Старшип-супертанкер выводит кроме криокулеров, панель объединяющую в себе СБ и вакуумную изоляцию, которая раскрывшись заслоняет собой одну проекцию Старшипа. Ориентация на орбите танкера будет всегда этой панелью к Солнцу. Да, конечно это не идеальная теплоизоляция, но энергопотребление кулеров сократит довольно сильно.

Все это хорошо, но опять есть проблемы. Дело в том, что использование криокулеров тоже предполагает сложную конструкцию топливных баков. Ведь бак придется завернуть в криошрауд (криооболочку).   И опять придется менять технологию и конструкцию баков. И может быть баки из нержавейки с вакуумной изоляцией получатся в Бока Чике быстрее и проще.
Потом, идейка топливного склада на орбите с солнечным экраном пришла ЮЛЕ еще в 2008 году. Читаем A Practical, Affordable Cryogenic Propellant Depot Based on ULA's Flight Experience. Да, все выглядит красиво на бумаге. Только вот выводы не такие обнадеживающие. На 6-й странице приведена развесовка предлагаемого бака. Бачок размерами 14 футов на 31 фут имеет массу 1,3 тонны, масса солнечного экрана - 0,5 тонны, а масса прочих причиндалов - 1,1 тонны. Аппроксимируем все это для бака размерами и массой со Старшип и получаеи мегалитическую конструкцию. 

[Quetzalcoatl]

Не придётся ничего радикально менять, потому, что вакуумная теплоизоляция топливных баков нужна только на ОЛО и на поверхности Луны, а там, к счастью, кругом вакуум.

В школе физику не учил? Про теплопроводность металлов не слышал? На НОО, говоришь, нету вакуума? Ну-ну!
Теплоизоляция топливных баков для длительного (месяцы) хранения криогенного топлива в космосе обязательно нужна. Какая она там будет, многослойная (или однослойная) вакуумная или активная криокулерная изоляция - это уже другой вопрос. Понимаешь? Если ты не понимаешь такой простой вещи, то почитай работы НАСА, они уже бьются над этим не один десяток лет. 

[Дем]

Конечно. Вот если бы топливные баки из нержавейки были бы сделаны с двойной вакуумной теплоизоляцией (или хотя бы одинарной), то может быть и прокатит. Но ведь тогда придется менять весь технологический процесс по производству топливных баков в Бока Чике.  Ну, а вот это маловероятно. 

Не потребуется - теплоизоляцию можно развернуть уже на орбите.

Хоть в виде большого condom из плёнки-ЭВТИ в который запихнуть весь корабль.

[Quetzalcoatl]

Не потребуется - теплоизоляцию можно развернуть уже на орбите.

Хоть в виде большого condom из плёнки-ЭВТИ в который запихнуть весь корабль.

Конечно, с дивана можно что угодно развернуть на орбите. 

[Верный Союзник с Окинавы]

для пары метан+кислород в справочниках приводится значение V истечения газа 3400 м/сек.

Не знаю, где ты нашёл такие справочники, мои источники говорят о УИ в 380 секунд при давлении в КС = 300 атм и степени расширения в 84 секунды.

И порог в 3400 м/с в вакууме метановые ЖРД давно перешли. Тот же РД-0162 в вакууме давал 356 секунд.

Ну так покажи свой убойный рассчёт

Что показывать? Формулу Циолковского? Изволь. Ничего убойного.

                                    V = I*ln(M1/M2)
Где V - характеристическая скорость, для старта с НОО и посадки на Луну ~6 км/сек, для старта с Луны и выхода на ОЛО + ~0,85 км/сек, итого для миссии посещения Луны с возвратом на ОЛО как то нужно набрать 6,85 км/сек, почти как для выхода на НОО с Земли. М1 - стартовая масса, т.е. ПН + сухой вес + топливо. М2 - конечная масса ПН + сухой вес. I - уи, для пары метан+кислород в справочниках приводится значение V истечения газа 3400 м/сек.
Задаетесь массой М2 и считаете массу М1 для чего угодно, зная требуемую хс. Для старта с Земли и выхода на НОО берете первую космическую для Земли (в первом приближении можно даже не заморачиваться на составной формуле многоступенчатой РН), для старта с НОО и посадки на Луну (~6)  а если еще не оставлять несчастных астронавтов на Луне, то еще прибавьте 0,85, числа я Вам привел, хотя можете сами по справочникам поискать. Короче, подставляйте и считайте сами требуемую М1. Я свои соображения приводил.

Для стартовой массы 1200 тонн топлива + 100-150 тонн конструкции + 100 тонн ПН выходит 1450 тонн стартовой массы, при УИ в 380 секунд выходит ХС 7251-6550 м/с.

[Верный Союзник с Окинавы]

Т.е., если я Вас правильно понял, чем выше уи, тем большую скорость нужно набрать КА чтобы достичь желаемой орбиты/цели?

Выше УИ - выше располагаемая ХС космического аппарата. 

Проблемы?

Хмм... А я, по простоте душевной, полагал, что ХС это скорость необходимая для достижения какой либо орбиты. Например для старта с поверхности Земли на НОО она равна 7,9 км/сек. Для перелета потом на поверхность Луны + еще 6 км/сек. Для старта с Луны на ОЛО + еще 0,85км/сек. Но теперь видимо, в свете новых изысканий, выясняется, что  чем лучше будет уи, тем притяжение у Земли тоже будет выше...

Дурака включаете?

[Верный Союзник с Окинавы]

Как не хватает то? 8 вполне хватит.

Элементарно может не хватить и 18. Весь этот процесс дозаправок растягивается на месяцы. И есть такой показатель у топливных баков криогенного топлива, как % потерь в день. Понимаете? Например, отечественные криогенные РБ (водородно-кислородные) "живут" не более 7 часов. Поэтому, не зная точно, какой процент потерь в день получится в супертанкере и Лунном Старшипе нужен приличный (большой) запас криогенного топлива. 

А отечественных летающих/летавших криогенных РБ и нет в природе.

[pignus]

Бачок размерами 14 футов на 31 фут имеет массу 1,3 тонны, масса солнечного экрана - 0,5 тонны, а масса прочих причиндалов - 1,1 тонны. Аппроксимируем все это для бака размерами и массой со Старшип и получаеи мегалитическую конструкцию.

Аппроксимировать конструкцию массой 1,3 тонны на конструкцию массой 100+ тонн не правильно. Хотя бы потому что применимо к криогенному наполнению, при увеличении массы топлива в 100 раз площадь бака ну или там теплоизоляционного щита вырастет всего в 10 раз. Я не говорю что масса солнечного щита будет тогда 5 тонн, а прочих причиндалов 11 тонн, но линейно увеличивать и говорить что будет мегалитическая конструкция - не верно.

Наоборот, ссылка показывает что всё это реально и для Старшипа поместиться в приемлемую массу.

[Верный Союзник с Окинавы]

Поэтому, не зная точно, какой процент потерь в день получится в супертанкере и Лунном Старшипе

Скорее всего вообще 0%. В криогенном супертанкере поставят два ожижителя газа для метана и кислорода + панели СБ для питания этого хозяйства вместо ПН. Он с жидким газом в такой конфигурации может летать вечно.

Мечтать, конечно, не  вредно.   Но в НАСА (и в SpaceX) работают реалисты и понимают, что с 0% потерь в супертанкере из нержавейки вряд ли такой фокус прокатит.  И НАСА пока сомневается в криокулерах, так как криокулеры для космоса пока еще не отработаны. Их еще надо испытать и проверить в космосе. Кстати, Безосу НАСА дала отворот поворот, потому что тот как раз хотел использовать криокулеры для жидкого водорода. С метаном, конечно попроще, но 0% пока не достижим. Да, и Лунный Старшип может болтаться на ОЛО месяцы. Это предусмотрено требованием НАСА. Запас нужен и в танкере, и в лэндере.

Я не особо в курсе, но знаю, что наши для долгого срока жизни керосин-кислородных РБ много сделали, но ссроки жизни не знаю.

Для Centaur V вообще обещают срок жизни в недели, и это с водородом.

Но да, 0% потерь зело сложно добиться.

Как и 100%-ного перелива между бортами.

[Верный Союзник с Окинавы]

Так ты тут свою простоту душевную пришел демонстрировать? Так бы и сказал: "Дяденьки, я не знаю, что находится в левой части формулы Циолковского, подскажите пожалуйста?".

Ну так подставь циферки СШ и утрись. Чеж ты формулу знаешь, а посчитать по ней не можешь?

В левой части формулы при расчетах характеристическая скорость это скорость для достижения требуемой орбиты/цели. И для выхода на околоземную орбиту она не зависит от уи. От уи зависит отношение М1/М2. Что до утрись, то пока тут утерся ты. С цифрами, которые ты тут привел, каменный цветок не выходит.

Тебе тут не раз посчитали и показали, что располагаемая ХС Starship'а на орбите достаточна для полётов к Луне.

[Верный Союзник с Окинавы]

Конечно. Вот если бы топливные баки из нержавейки были бы сделаны с двойной вакуумной теплоизоляцией (или хотя бы одинарной), то может быть и прокатит. Но ведь тогда придется менять весь технологический процесс по производству топливных баков в Бока Чике.  Ну, а вот это маловероятно. 

Думаю не проблема сделать это для топливного накопителя на орбите.

[Верный Союзник с Окинавы]

Старшип ( имеется в виду вторая ступень ) имеет полную массу 1320 тонн. Из них 120 тонн сам Старшип, 100 тонн - ПН. Это я беру из того что сейчас опубликовано, реально как оно будет разумеется не известно.

Вот где написано, что Старшип-лендер будет иметь полную массу 1320 тонн? И в какой момент он будет иметь такую массу? Вы не понимаете, что Старшип-лендер может иметь, например, сухую массу 150 тонн, и заправку в момент старта с НОО 1800 тонн? При этом с Земли он будет иметь полную массу ваши 1320 тонн, например.
 
Ваш спор напоминает спор о том, сколько ангелов поместится на острие иглы. Не имея реальных параметров Старшипа и парковочной орбиты вы насчитаете только цену дров.

Оф сайт говорит про 1200 тонн топлива, ПН в районе 100 тонн (Маск говорит про 100-150-180 достижимых тонн ПН на НОО, и сухую массу 150-80 тонн, в зависимости от удачности программы и оптимизации).

[Верный Союзник с Окинавы]

Конечно. Вот если бы топливные баки из нержавейки были бы сделаны с двойной вакуумной теплоизоляцией (или хотя бы одинарной), то может быть и прокатит.

Ну я как-то думал над тем как можно что-то удобное реализовать. В качестве ПН Старшип-супертанкер выводит кроме криокулеров, панель объединяющую в себе СБ и вакуумную изоляцию, которая раскрывшись заслоняет собой одну проекцию Старшипа. Ориентация на орбите танкера будет всегда этой панелью к Солнцу. Да, конечно это не идеальная теплоизоляция, но энергопотребление кулеров сократит довольно сильно.

[Zhilinsky Valerij]

Не придётся ничего радикально менять, потому, что вакуумная теплоизоляция топливных баков нужна только на ОЛО и на поверхности Луны, а там, к счастью, кругом вакуум.

В школе физику не учил? Про теплопроводность металлов не слышал? На НОО, говоришь, нету вакуума? Ну-ну!
Теплоизоляция топливных баков для длительного (месяцы) хранения криогенного топлива в космосе обязательно нужна. Какая она там будет, многослойная (или однослойная) вакуумная или активная криокулерная изоляция - это уже другой вопрос. Понимаешь? Если ты не понимаешь такой простой вещи, то почитай работы НАСА, они уже бьются над этим не один десяток лет. 

Вероятно, ты сам плохо читал работы НАСА, да и ULA за компанию.
   

   
Этот проект появился ещё в далёком 2009 году. Это орбитальная заправка, и "волан" из ЭВИ служит для теплозащиты бака жидкого водорода. Достаточно отвернуть раструб "волана" от источников тепла - Земли, Луны, Солнца. Поэтому нет никаких проблем в теплозащите топливных баков на НОО. А вот на Луне такая теплозащита не поможет - в течении лунного дня вокруг раскалённый ландшафт, а по Старшипу астронавты ползают.
   

[Верный Союзник с Окинавы]

Вы действительно не понимаете, что сейчас просто не существует ещё этих цифр? Вспомните историю о том, что высота "высокого залива" оказалась недостаточной, и пришлось укоротить Супер Хэви на метр...

Это пока не более слуха на NSF.

[Верный Союзник с Окинавы]

От уи зависит отношение М1/М2.

Ты вообще не в себе?

Думаю он имел ввиду, что при заданной потребном значении ХС чем выше УИ, тем хуже может быть весовое совершенство ракеты и наоборот.

Так что тут вы оба правы.

[Quetzalcoatl]

А отечественных летающих/летавших криогенных РБ и нет в природе.

Начальник отдела баллистики РКК "Энергия" Рафаил Муртазин авторитетно заявляет, что, де, мол, кислородно-водородный разгонный блок живет только семь часов,  Эксперт: полететь на Луну на "Ангаре" можно только с помощью быстрых схем стыковки

Он объяснил, что для полетов к Луне пилотируемый корабль на орбите нужно будет состыковать с кислородно-водородным разгонным блоком. "Одно плохо - этот разгонный блок живет только семь часов, поэтому надо быстро состыковаться с ним и оперативно выполнить отлетный импульс к Луне", - пояснил Муртазин.

[Zhilinsky Valerij]

Вы действительно не понимаете, что сейчас просто не существует ещё этих цифр? Вспомните историю о том, что высота "высокого залива" оказалась недостаточной, и пришлось укоротить Супер Хэви на метр...

Это пока не более слуха на NSF.

Нет. Был твит Маска.