Лунные МДж vs земных МДж

[Теоретик]

Я хочу, чтобы вы объяснили, как получается выигрыш в 27 км/с на фоне 2-й космической скорости 11,2 км/с?

Я же давал ссылку на Эффект Оберта.Смотрите в Вике .Обратите внимание на это:Параболический пример .         И если стартовать  с Земли на маневр нужно 16км\сек ,то с Луны только 8 да и то в два этапа.С несравнимо более высокой Мю ПН на первом этапе:ХС -3 км\сек.      

[benderr]

И если стартовать  с Земли на маневр нужно 16км\сек ,то с Луны только 8 да и то в два этапа.

чтобы стартовать с луны,необходимо сначала доставить туда КК.
не?
а доставить-откуда?
прааа-вильно!
с земли.
либо-создавать в вакууме луны новую цивилизацию способную строить КК на луне.

[Теоретик]

И если стартовать  с Земли на маневр нужно 16км\сек ,то с Луны только 8 да и то в два этапа.

чтобы стартовать с луны,необходимо сначала доставить туда КК.
не?
а доставить-откуда?
прааа-вильно!
с земли.
либо-создавать в вакууме луны новую цивилизацию способную строить КК на луне.

Дежурная фраза.   Сначала нужно построить базу на Луне и "свечной" завод.Да ещё и запрвочную ОКС в Лагранже.  А чем вам старая не угодила.

[cross-track]

Я хочу, чтобы вы объяснили, как получается выигрыш в 27 км/с на фоне 2-й космической скорости 11,2 км/с?

Я же давал ссылку на Эффект Оберта.Смотрите в Вике .Обратите внимание на это:Параболический пример .        И если стартовать  с Земли на маневр нужно 16км\сек ,то с Луны только 8 да и то в два этапа.С несравнимо более высокой Мю ПН на первом этапе:ХС -3 км\сек.     

Так почитайте там же Подробный расчёт примера. Смысл Эффект Оберта состоит в том, что ракетный двигатель, движущийся с высокой скоростью, совершает больше полезной работы, чем такой же двигатель, движущийся медленно. Т.е. ракетному двигателю (вместе с ракетой) вначале нужно сообщить высокую скорость, затратив на это энергию, а уж затем дополнительно разогнать, чтобы получить выигрыш в полезной работе. Вы предлагаете разгон с какой "базисной" скорости? Приведите, плз, число, и поясните, во сколько обходится доставка в эту "базисную" точку ракеты с горючим (в единицах скорости) без всякого производства горючего на Луне, а затем с производством на Луне.

[hlynin]

Закон Оберта неукоснительно используется с первых лет космонавтики. Все разгонные операции делаются в перигее

[garg]

Надо договаривать иначе не догонит. - Из лагранжа для межпланетных перелетов потребуется разгоняться на те же 3+ км/с что и с НОО - т.е. разгоняться дважды - до лагранжа и после. выигрышь по топливу с старта с НОО (экипажи, АМС и прочая от туда) - если только лететь дальше венеры/марса.
С максимальным достижимым массовым совершенством для водородного челнока танкера с долговременным хранением и системами посадки около 1/8 сухой от стартовой - до Лагранжа довезти можно около 20% стартовой массы. Т.е. на 100 стартовой и 90 заправки -привезешь под 20 т на заправку.
Если везти топливо на НОО с Луны - то даже с аэробрекингом в  лучшем случае впустую скатаешься.
даже с предельно фантастической сухой массой под 1/10 - к НОО притащишь до 10%. - но совершенство центавра с аэробрекингом у меня в голове не совмещаются. А торможение движком даже с предельными водородниками под 470с (а не дубовыми, но хреновенькими на 455-460с) потребует для холостой поездки туда обратно с идеальной баллистикой минимум 1/11, а не идельной 1/14.
забодаешься заправлять с таким длинным плечом. Да и ресурс и цена доставки добывающего и обрабатывающего оборудования на Луну. Уж лучше по Маску с земли таскать.
А вот появится крупная космическая промышленность дальнего космоса - тогда и появится осваивать лунную добычу кроме как для обеспечения самой луны.

[Теоретик]

Так почитайте там же Подробный расчёт примера. Смысл Эффект Оберта состоит в том, что ракетный двигатель, движущийся с высокой скоростью, совершает больше полезной работы, чем такой же двигатель, движущийся медленно. Т.е. ракетному двигателю (вместе с ракетой) вначале нужно сообщить высокую скорость, затратив на это энергию, а уж затем дополнительно разогнать, чтобы получить выигрыш в полезной работе. Вы предлагаете разгон с какой "базисной" скорости? Приведите, плз, число, и поясните, во сколько обходится доставка в эту "базисную" точку ракеты с горючим (в единицах скорости) без всякого производства горючего на Луне, а затем с производством на Луне.

Блин!Как у вас всё сложно.Попробуйте всё-таки с энергией.Начнем с начала.При старте с Земли;возьмём топливо Н2+О2,потому как на Луне керосина нет;сравнивать неудобно.Удельная энергия такого топлива(у ракетчиков это и окислитель и само топливо.) 6 мдж кг.Конструктив и дополнительное топливо для КК нужно разгонять.Для маневра,как я говорил нужно 16 км\сек.11 до Лагранжа и 5 на сам маневр.Нужно вложить 128 мдж/кг энергии .По ф-ле КЭЦ Мю ПН будет 0,0..%.Лунное топливо как я уже говорил;как и конструктив и топливо для КК УЖЕ имеет 40 мдж\кг Поднимаясь в Лагранж мы имеем топливо с энергией 40+6 мдж\кг.ХС-3 км\сек,поэтому РН будет выводить ПН около 50%.И в Лагранже будет такую же энергию как и РН стартовавшая с Земли 60 мдж\кг.Теперь сам маневр.Падая к Земле(после некоторого разгона(толчка)) КК НАБИРАЕТ СКОРОСТЬ 11 КМ\СЕК.Его потенциальная энергия превращается в кинетическую.И в перигее мы имеем топливо с энергией 66 мдж\кг!!!Вот это и позволяет КК разогнаться до столь фантастических скоростей.П с :про единицы  скоростей я так и не понял.Это ХС?

[cross-track]

Так почитайте там же Подробный расчёт примера. Смысл Эффект Оберта состоит в том, что ракетный двигатель, движущийся с высокой скоростью, совершает больше полезной работы, чем такой же двигатель, движущийся медленно. Т.е. ракетному двигателю (вместе с ракетой) вначале нужно сообщить высокую скорость, затратив на это энергию, а уж затем дополнительно разогнать, чтобы получить выигрыш в полезной работе. Вы предлагаете разгон с какой "базисной" скорости? Приведите, плз, число, и поясните, во сколько обходится доставка в эту "базисную" точку ракеты с горючим (в единицах скорости) без всякого производства горючего на Луне, а затем с производством на Луне.

Блин!Как у вас всё сложно.Попробуйте всё-таки с энергией.Начнем с начала.При старте с Земли;возьмём топливо Н2+О2,потому как на Луне керосина нет;сравнивать неудобно.Удельная энергия такого топлива(у ракетчиков это и окислитель и само топливо.) 6 мдж кг.Конструктив и дополнительное топливо для КК нужно разгонять.Для маневра,как я говорил нужно 16 км\сек.11 до Лагранжа и 5 на сам маневр.Нужно вложить 128 мдж/кг энергии .По ф-ле КЭЦ Мю ПН будет 0,0..%.Лунное топливо как я уже говорил;как и конструктив и топливо для КК УЖЕ имеет 40 мдж\кг Поднимаясь в Лагранж мы имеем топливо с энергией 40+6 мдж\кг.ХС-3 км\сек,поэтому РН будет выводить ПН около 50%.И в Лагранже будет такую же энергию как и РН стартовавшая с Земли 60 мдж\кг.Теперь сам маневр.Падая к Земле(после некоторого разгона(толчка)) КК НАБИРАЕТ СКОРОСТЬ 11 КМ\СЕК.Его потенциальная энергия превращается в кинетическую.И в перигее мы имеем топливо с энергией 66 мдж\кг!!!Вот это и позволяет КК разогнаться до столь фантастических скоростей.П с :про единицы  скоростей я так и не понял.Это ХС?

Насчет единиц скорости: вы писали про выигрыш в 27 км/с, и это в единицах скорости. Вот я и прошу все остальные сравнения делать в тех же единицах скорости.

Теперь насчет точки Лагранжа. Нашей целью является полет на Марс, а не полет в точку Лагранжа. Поэтому рассматриваем два варианта:

1. Прямой полет Земля-Марс, dV1 = ...  km/s.
2. Полет Земля-Луна (с дозаправкой) - Лагранж - Марс, dV2 = ...  km/s.

Заполните поля с dV, добавьте ваши "энергетические" расчеты, и тогда обсудим выигрыш в энергии-работе. 

[Теоретик]

С максимальным достижимым массовым совершенством для водородного челнока танкера с долговременным хранением и системами посадки около 1/8 сухой от стартовой - до Лагранжа довезти можно около 20% стартовой массы. Т.е. на 100 стартовой и 90 заправки -привезешь под 20 т на заправку.

[th]Первая ступень (Falcon 9 FT (Block 5))[/th]

[th]Сухая масса[/th] ~22,2 т [th]Стартовая масса[/th] ~431,7 т И это при в 6 раз большей гравитации.Баки с Н2 конечно больше,но ведь его нужно почти в 2 раза меньше по массе.Кстати пустые перегоны они что ли бесплатные? Да и дробить нужно полёты на участки,ХС уменьшается.С НООдо ЛОО ;С Луны до ЛОО и обратно с дозаправками.

[garg]

И это при в 6 раз большей гравитации.Баки с Н2 конечно больше,но ведь его нужно почти в 2 раза меньше по массе.

Водорода и КИСЛОРОДА нужно столько сколько дает баллистика и формула циолковского. Считайте правильно. вам выше указали маршруты. Водород имеет просто безумно малую плотность - 70 кг/куб. Средняя плотность топливной пары H2+O2 - 300-330 кг/куб. В то время как керосина+кислорода 850-900 приблизительно.

Да плюс водород охрупчивает сосуды, на него повышенные требования по прочности и не по гравитации. а по давлению+вибрации.
Короче, смотрите реальные примеры: 3-я ступень Сатурн-5 - и РБ Центавр. Везде в пределе 1/10. И это с малым временем активной работы (без теплоизоляции серьезной или систем охлаждения) и без посадочных устройств (лапы/фермы.), без систем стыковок и перекачки. Без запаса прочности на длительную и многократную эксплуатацию.
И опять про гравитацию - изделие на луне самозародится чтоли? Нет, его сделают на земле и отправят своим ходом, в той самой земной гравитации.
До полноценной замкнутой промышленности на луне надо ее сначало застроить как мегаполис -зачем вот еще в таких маштабах, поди поищи причин.

[garg]

Теоретик, учите теорию. Всю, а не кусками. А если хотите безумным массовым совершенством козырять без мыслях о топливе и оснастке (вы привели пример одноразовой ступени) -смотрите уж лучше на 2-ю ступень того же фалькона - 111 тонн и 4-4,2 тонны сухого веса.

[Теоретик]

Теперь насчет точки Лагранжа. Нашей целью является полет на Марс, а не полет в точку Лагранжа. Поэтому рассматриваем два варианта:

1. Прямой полет Земля-Марс, dV1 = ...  km/s.
2. Полет Земля-Луна (с дозаправкой) - Лагранж - Марс, dV2 = ...  km/s.

Заполните поля с dV, добавьте ваши "энергетические" расчеты, и тогда обсудим выигрыш в энергии-работе. 

С чего это вы решили что речь шла о полете к Марсу?В том числе да,но главное то ,это быстрые пилотируемые полёты в "малой"солнечной системе ,включая пояс астероидов,и быстрые АМС в дальний космос.С использованием лунного топлива и эффекта Оберта.С рачётом орбит и ХС для различных орбит вам нужно обратиться к Штернфельду и калькулятору.Ведь полеты из Лагранжа не я придумал,а  он.Так и написал в своей книге :Все межпланетные полёты в будущем будут начинаться в Лагранже.

[garg]

Но пересказываете здесь его вы. И пытаетесь так же отстаивать именно этот метод. Но не факт что сами его поняли. в полной мере. Пояс конечно хорошо - но! Там уже реально крупные астероиды. Там крупная разработка и промышленность. Нам бы пока определиться из околоземных астероидов можно ли хоть что-то рентабельно добыть.
Ну и тогда уже можно будет в тот же лагранж тупо притащить астероид и не париться с луной. Луна как сырьевой источник хороша сама для себя. А вот как верфь космических маштабов, так себе.

[Теоретик]

Теоретик, учите теорию. Всю, а не кусками. А если хотите безумным массовым совершенством козырять без мыслях о топливе и оснастке (вы привели пример одноразовой ступени) -смотрите уж лучше на 2-ю ступень того же фалькона - 111 тонн и 4-4,2 тонны сухого веса.

Зря вы так,как раз наоборот первая ступень многоразовая,вторая ступень не имеет посадочных ног,необходимых для возврата.Да и размерность для танкера маловата.

[garg]

Если смотреть на энергетические расчеты, сферические в вакууме - то все прекрасно. Но вот когда думаешь о практической реализации, финансировании. Тут все становится веселее и неоднозначнее.

[garg]

Зря вы так,как раз наоборот первая ступень многоразовая,вторая ступень не имеет посадочных ног,необходимых для возврата.Да и размерность для танкера маловата.

Это сейчас она многоразовая, но цифры вы взяли от одноразовой. Многоразовая с лапками - весит 27т с копейками.  Проверяйте источники, ну или проверяйте что именно из них вы копируете. Будет вам счастье.

А на счет размера танкера и многоразового - берите хотя бы какие нибудь версии близкие по назначению. Это я намекаю на разные итерации Старшипа/MCT.
Там красиво 90 сухой 2500 заправка. Правда опять таки на метане. и прожект еще на композитах. После которого был первый стальной прожект с 85 сухой при 1100 заправки который превратился в текущий 120 на 1200. И это на метане.
Правда с крылышками и теплозащитой. Но те потянут максимум на тонн 30-35. Итого 85 на 1200 (1/14) - в хотелках Маска по качеству. (плывут как видим) И это на метановой паре, который все равно плотностью под 500-550 кг/куб. Т.е в 1,6 раза большей. без проблем с охрупчиванием конструкций и наоборот -с криоупрочнением. (криогенность кислорода хорошо, водорода - плохо)
Маштаб вполне себе. Со всеми пропорциями без учета возможных технолгических проблем - идеал 1/10. Но достижим ли? Еще посмотреть надо какой сделают рядовой агрегат, какой проект нарисуют под лунный лендер для НАСА, который близок к идеальному для вашей идеи танкеру.

А исходя из реально сделанных  водородных разгонников, ступеней - пока в лучшем случае 1/8 сухой массы светит.

[Теоретик]

Да плюс водород охрупчивает сосуды, на него повышенные требования по прочности и не по гравитации. а по давлению+вибрации.

С чего вы взяли,что водородный бак должен быть прочнее кислородного?"Атласы складывались без наддува,что не мешало им летать в космос.Вибрации  при шестикратно меньшей тяге гораздо меньше.И если бак при старте с Землии,это ПН то нагрузки на него гораздо меньше.Да и масса водорода всего 15% топлива,что также уменьшает нагрузки.

[Теоретик]

Ну и тогда уже можно будет в тот же лагранж тупо притащить астероид и не париться с луной. Луна как сырьевой источник хороша сама для себя.

А кто же мешает?Базу и "свечной заводик на нем ещё проще чем на Луне забацать.Только вот тягать лет эсколько придётся.Но правда и изучать там будет есть чего,да и проще чем на на Луне.Если судить по снимкам на них за миллиарды лет столько всего налипло с разных концов СС,а может и с других звёздных систем

[cross-track]

.С рачётом орбит и ХС для различных орбит вам нужно обратиться к Штернфельду и калькулятору.Ведь полеты из Лагранжа не я придумал,а  он.Так и написал в своей книге :Все межпланетные полёты в будущем будут начинаться в Лагранже.

Про Штернфельда я слышал краем уха, но у него, оказывается, замечательная биография. Родился на территории нынешней Польши, получил образование во Франции, перед войной переехал в СССР, где и прожил всю оставшуюся жизнь. 

Ари Абрамович Штернфельд (14 мая 1905, Серадз, Калишская губерния, Российская империя — 5 июля 1980, Москва, Россия) — учёный, один из пионеров современной космонавтики.

Рассчитал и теоретически исследовал множество траекторий космических полётов, определив энергетически оптимальные. Эти траектории, с предварительным удалением от цели, позволяющие значительно экономить топливо, называют «штернфельдовскими»[1]. Он ввёл понятие космических скоростей и рассчитал их стартовые значения. Сформулировал проблему существования «сезонов космической навигации». Термины «космонавтика», «первая космическая скорость», «космодром» введены им впервые в его книге «Введение в космонавтику» (1934; на русском языке — Москва, 1937).

Работая над диссертацией, Штернфельд узнал о трудах Циолковского в 1929 году из немецкого научного журнала «Die Raket». В те годы Штернфельд не знал русского языка и именно труды Циолковского послужили толчком к изучению им русского. Первой книгой, прочитанной им на русском языке, была книга Циолковского «Исследование мировых пространств реактивными приборами», изданная в 1926 г. в Калуге. Достать работы Циолковского в Париже было невозможно. Их не было в каталогах ни одной из парижских библиотек.
Последнее письмо К. Э. Циолковского из Калуги Ари Штернфельду в Париж. 4 июля 1934.
11 июня 1930 года Штернфельд пишет Циолковскому письмо с просьбой прислать некоторые его труды. С тех пор дружеская переписка между ними длилась до самой смерти Константина Эдуардовича.

[cross-track]

Теперь насчет точки Лагранжа. Нашей целью является полет на Марс, а не полет в точку Лагранжа. Поэтому рассматриваем два варианта:

1. Прямой полет Земля-Марс, dV1 = ...  km/s.
2. Полет Земля-Луна (с дозаправкой) - Лагранж - Марс, dV2 = ...  km/s.

Заполните поля с dV, добавьте ваши "энергетические" расчеты, и тогда обсудим выигрыш в энергии-работе.

С чего это вы решили что речь шла о полете к Марсу?В том числе да,но главное то ,это быстрые пилотируемые полёты в "малой"солнечной системе ,включая пояс астероидов,и быстрые АМС в дальний космос.С использованием лунного топлива и эффекта Оберта.С рачётом орбит и ХС для различных орбит вам нужно обратиться к Штернфельду и калькулятору.Ведь полеты из Лагранжа не я придумал,а  он.Так и написал в своей книге :Все межпланетные полёты в будущем будут начинаться в Лагранже.

Все же лучше проиллюстрировать энергетический выигрыш на конкретном примере.

 Можно взять для примера проект Старшип, где для полета на Марс на орбиту Земли выводится КК общей массой 220 тонн, а затем танкеры подвозят еще 1100-1200 тонн горючего (включая окислитель). Для простоты можно считать, что заправка для полета на Марс с орбиты Земли - 5-кратная по отношению к сухой массе КК вместе с ПН.

Аналогичный расчет хорошо бы сделать для Старшипа с заправкой в точке Лагранжа, и понять, какой конкретно выигрыш можно получить. Это было бы наглядно, и это можно уже обсуждать в деталях.