Оптимальная транспортная система Земля-Луна

[serb]

Мой МРБ нужно собирать на МКС - одноразовые замучаешся монтировать.

Ойо... Сколько же это будет стоить...

А в чем проблема - развернуть на складных конструкциях "лопухи" и развернуть в автоматическом режиме фермы? Кришна на велит? (с)

[Agent]

Задачи такой (лунной) в ФКП нет.

А тут эту задачу никто и не обсуждает.
Тут происходит гимнастика ума.

Ну а зачем тогда такие узкие рамки - Протон, и отсутсвие ощутимых денег? Это тупик. Стратегия выживания, как максимум. На развитие не тянет даж с большими натяжками. Не до Луны при таких раскладах.

Если вариант с базой, то первым делом встает вопрос о ее разворачивании. Долго нельзя (лет 5-7 максимум), нужно около 100т посадить на поверхность. В "протонах" получаются запредельные цифры, что с СЭДУ что без оной.
Вариант с извозом для штатовской или луноходы всякие - один Протон посадит около 4т - более чем достаточно.

[Sevlagor]

Хорошо.
Давайте возмём абстрактный одноразовый РБ с характеристиками как у моего многоразового (УИ, тяга) но сухая масса в двое меньше - 2 т.

Многоразовик надо каждый раз возвращать с ЛЛО на ЛЕО
т.е. надо каждый раз выводить на ЛЕО дополнительные 400+177+885=1462 кг топлива.
Тут 400 на возврат РБ, 177 - на доставку этих 400 кг топлива до Луны и 855 - на доставку к Луне дополнительного веса МРБ (он ведь на 2т тяжелее чем одноразовый)
А ПГ на эту же величину меньше.

Одноразовик надо каждый раз изготавливать и выводить на ЛЕО с Земли.
А ПГ соответственно меньше на 2 т

Вот что дешевле
изготовить и вывести на ЛЕО 1462 кг ЖВ
или изготовить и вывести на ЛЕО 2000 кг космического железа?

[Sevlagor]

Мой МРБ нужно собирать на МКС - одноразовые замучаешся монтировать.

Ойо... Сколько же это будет стоить...

А в чем проблема - развернуть на складных конструкциях "лопухи" и развернуть в автоматическом режиме фермы? Кришна на велит? (с)

Почти всё, ИМХО, можно сделать автоматически или манипуляторами.
Но что-то всёравно останется для ручной работы.

[serb]

Многоразовик надо каждый раз возвращать с ЛЛО на ЛЕО
т.е. надо каждый раз выводить на ЛЕО дополнительные 400+177+885=1462 кг топлива.
Тут 400 на возврат РБ, 177 - на доставку этих 400 кг топлива до Луны и 855 - на доставку к Луне дополнительного веса МРБ (он ведь на 2т тяжелее чем одноразовый)
А ПГ на эту же величину меньше.

Одноразовик надо каждый раз изготавливать и выводить на ЛЕО с Земли.
А ПГ соответственно меньше на 2 т

Вот что дешевле
изготовить и вывести на ЛЕО 1462 кг ЖВ
или изготовить и вывести на ЛЕО 2000 кг космического железа?

ПН одноразового варианта будет не меньше, а больше, чем у многоразового. Вы что-то напутали с цифрами. Считаем с нуля.

Считаем одноразовый вариант.

М0=25 т.
Vз-л=4200 м/c
Isp=9000 м/с
Mбукс=2т.

Мпн=М0*exp(-(Vз-л/Isp))-Мбукс = 25т*0.627-2т=13.7 т.

Стоимость - 25т*3М$/т+2т*3М$/т=81М$ или ок. 5.9 долларов за грамм.

Считаем многоразовый вариант.
Пусть из 4 тонн Вашего буксира масса "постоянной" составляющей - 3 т, а 1-тонный бак с примерно 10 тонн ЖВ плюс система стыковки с буксиром выводится вместе с ПН. Все равно же Вам в чем-то нужно этот ЖВ везти на орбиту?

М0=25+3=28 т.
Vз-л=4200 м/c
Isp=9000 м/с
Mбукс=3т.
Мто=0.36 т (топливо на обратную дорогу, коррекции и стыковку со след. контейнером)
Мбжв=1 т (масса бака жидкого водорода, выводимого вместе с грузом (оценка))

Мпн=М0*exp(-(Vз-л/Isp))-Мбукс-Мто-Мбжв=28т*0.627-4.36т=13.2 т.

Итого получилось даже на тонну больше, чем в Вашей оценке.
Но все равно одноразовый вариант доставил на пол-тонны больше. Это уже сразу окупило половину стоимости одноразового буксира (ок. 3 миллионов). Но Вы же выводите дополнительно бак с ЖВ, систему стыковки и дозаправки! Это еще порядка 3 лимонов за "железо"! Вот и съелся Ваш выигрыш.

Итого стоимость - 25т*3М$/т+1т(бак+система стыковки)*3М$/т=78 миллионов. Или те же 5.9 долларов за грамм ПН.

И это мы еще не учли затраты на вывод буксира, его сопровождение на трасса "Луна-Земля" и стыковки, а также стоимость регулярного техобслуживания.

[serb]

Почти всё, ИМХО, можно сделать автоматически или манипуляторами.
Но что-то всёравно останется для ручной работы.

Ну вообще-то спутники РТР со здоровенными антеннами как-то обходятся и без манипуляторов,и без ручной работы...

[Вадим Семенов]

Вообще, из трех вариантов - ЯРД, СРД, ЭРД, - СРД выглядит наиболее привлекательным
Никакой радиации, минимум преобразователей, достаточно высокая тяга и небольшое время перелета.

Зато есть проблема передачи тепла, которое выделяется на поверхности, а не в объеме. И еще одна, которая здесь не упоминалась -- необходимость весьма точной ориентации на Солнце, иначе премное окно уйдет из фокуса. Это проблемы, конечно, решаемые, но определенный геморой они создают.

Зато в  СЭДУ, в которой нагрев происходит "через электричество", нет необходимости в особо точной ориентациии. Выход энергии СБ пропорционален косинусу угла между нормалью и направлением на Солнце. Для небольших углов косинус менятеся мало и примерно равен единице. Кроме того их проще разворачивать из сложенного положения, поскольку не нужна точная форма для фокусировки, достаточна "примерно плоская". И в полете они вполне могут колыхаться без потери энерговыхода, следовательно конструкция может быть более легкой. Разумеется, КПД ниже. Но не факт, что масса СБ большей площади не компенсируюеся более прочной, навороченной и тяжелой конструкцией зеркал. Не факт, что масса преобразователей не покроется массой "плоского" теплообменника.
Так что не обязательно прямое преобразование энергии лучше, чем СЭДУ, предлагаемая центром Келдыша. Считать детально нужно.

Кстати, в принципе нагрев "через электричество" имеет резерв повышения удельного импульса, если греть водород не твердотельным нагревателем, а электрической дугой. Как за счет более высокой температуры, так и за счет диссоциации молекул водорода на атомы. Температура "прямого" преобразования всегда ограничена температурой плавления нагревателя.

А в ЯРД и ЭРД в данном контексте я тоже не верю.

[Sevlagor]

СБ с КПД 17% и средним уд.весом (включая фермы) 350 г/м2 сравняются по эффективности с моими зеркалами.

[Fakir]

Sevlagor

СРД по уд.тяге (по мощн.) гораздо ближе к ЖРД, равен ТФЯРД и достаточно далёк от ЭРД.

У ЖРД LOX/LH уд.тяга в районе ~3400 Вт/Н.
У СРД/ТФЯРД уд.тяга 5560 Вт/Н.
У ЭРД с УИ 25км/с - в районе ~25000 Вт/Н

Я вот чего не понимаю. У вашей СРД рабочее тело то же, что и у ТФЯРД, скорость истечения - такая же.

Так каким же образом мощность, нужная на 1 Н тяги, меньше аж в 7 раз? За счёт какой voodoo magic?

Кстати, утверждение , что "У ЭРД с УИ 25км/с - в районе ~25000 Вт/Н" - не совсем верно. Для КМ-100 с УИ не 2500, а 3000 с получается 25500 Вт/Н (тяга КМ-100 0,09 Н при мощности 2,3 кВт).

Берём РД-0410 и вместе со всеми его развитыми поверхностями почти буквально пилим на 100 "кусков",

какой кусочек получится такой и будет 20, 30 или там 50 см.
Собственно чем больше кусок тем легче на нём сфокусироваться.

Нельзя так рассуждать. В ТВЭЛе тепловыделение не поверхностное, а распределенное. А в СДУ - как раз тепло выделяется в тонком-тонком нагреваемом поверхностном слое.
Тепловая картина в вашем шарике будет очень непростой.

СРД это буквально маленький ТФЯРД, без ТВЭЛов но с зеркалами.

СРД заметной (от 100-200 кВт) мощности - это штука, которая больше, тяжелее и сложнее ТфЯРД тех же мощности и УИ  
Вы ж целых 2 МВт хотите (за счёт чего и появляется шанс обойтись ХС в 4 км/с). Но если речь о таких мощностях - ТфЯРД на 2 МВт будет компактнее, легче и проще СДУ. Не говоря о возможности торможения в атмосфере.

[Waldi]

1. В ТВЭЛе тепловыделение не поверхностное, а распределенное. А в СДУ - как раз тепло выделяется в тонком-тонком нагреваемом поверхностном слое
2. если речь о таких мощностях - ТфЯРД на 2 МВт будет компактнее, легче и проще СДУ. Не говоря о возможности торможения в атмосфере.

1. Главное - не тепловыделение, а передача и съем тепла. В этом смысле ТВЭЛ ничем не отдичается от СДУ. В ТфЯРДе теплота от урана должна тоже перейти через плоскую! стенку в материал оболочки ТВЭЛа, пройти через эту оболочку и только потом отдаться :-) газу. ИМХО оптимальной формой для СДУ был бы не шарик, а плоский нагревательный элемент с развитым оребрением на поверхности для эффективной передачи теплоты газу.
2. Может быть, ТфЯРД и лучше (хотя неизвестно, как оно выглядит, если считать еще и вес приличной РЗ), но если из-за сложности,  стоимости или экологии связываться с ядерной энергией неохота в принципе, то СДУ - очень неплохая альтернатива на даровом термоядерном топливе - Солнце. Имеется в виду тока трасса Земля-Луна. А тормозиться в атмосфере с ТфЯРД  Вам никто не разрешит - плюсуйте топливо на торможение у Земли. И не спускайтесь ниже 800 км. Т.е. плюсуйте топливо для вывода ПН с Земли на такую высоту.

[Fakir]

serb

Вот и я думаю - зачем многоразовик?
Пусть полет до орбиты ИСЛ - год. Обратно - еще месяца 3.

Ну вцепились в год:)
Можно "туда" и за полгода. Можно и за три месяца, и за два даже.
Всё зависит от мощности борта и ПН.  

Двигатели деградируют, надо менять.

Поменяем. В худшем случае - через два года (а ресурс и поднять можно). Всего-то кг 100. Если только каналы - так и вообще несерьёзно.

Криптон-ксенон израсходовали, надо заправлять.

Заправим. Каждая ПН тащит с собой бак.

Остается только реактор. И тот успеет сделать максимум
2-3 рейса до перезагрузки активной зоны. Коя в условиях космического пространства, мягко говоря, не отработана.

Никакой перезагрузки, и далеко не 2-3 рейса (на Авиабазе yuu2 уже ответил). Ресурс - до 10 лет. Даже с запасом возьмём - пусть 5. За это время буксир десять ходок сделать успеет.

Так что ИМХО - массовый выпуск одноразовых буксиров с лопухами пленочных СБ на надувном самоотверждаемом каркасе (для дешевизны). Для ьуксира под списываемые МБР достаточно 30 кВт (2 ромба 10х10), под 40-тонник - 2 ромба же 30х30. Лететь год, буксир "вырабатывается" весь одновременно - и СБ, и ЭРД, и рабочее тело.

При электрических мощностях выше 30-40 кВт реактор уже однозначно выгоднее СБ по массе.  
Солнечная энергетика - вещь, от которой при заметных мощностях нужно уходить как можно скорее и дальше. Её преимущества обманчивы.

Ну вот смотрите - многроазовость на лунном маршруте предполагает как дополнительное топливо на отлет от луны и торможение у Земли (ну или ТЗ, хотя как прикрывать ТЗ такие лопухи - не совсем понятно),

Рабочее тело на отлёт - порядка 1,5 тонн для пятитонного буксира с УИ 3000 с. Кстати, ЭРД в принципе позволяют варьировать УИ в заметных пределах, поэтому при перегоне буксира обратно можно УИ повысить за счёт увеличение времени перелёта, и снизить таким образом массу рабочего тела на обратный путь.

Еще - ЭРД в принципе могут работать на любом газообразном рабочем теле (в общем случае даже не обязательно газообразном, конечно, но для СПД - именно газообразном). Хоть на том же лунном кислороде, если задаться такой целью. Характеристики где-то могут стать похуже, но летать будет.

так и доп. оборудование - ну там системы стыковки, дозаправки, разъемные трубопроводы... Пусть это весит даже 50% дополнительно к "одноразовой" версии - ИМХО оптимистичная оценка.

Сильно пессимистичная, ИМХО. Всё это добро и на тонну не потянет.

Но это отнимает ПН на орбите ИСЛ. А она стоит минимум раза в 4 дороже, чем ПН на орбите ИСЗ. Т.е. получается дешевле вывести еще один буксир, чем потерять в ПН у цели.

Минус полторы тонны у Луны (примерно из 15-ти). Буксир - 5 тонн. Только за 4 ходки экономим 15 тонн на LEO (не считая стоимости самого буксира), теряем при этом 6 тонн на LLO (из 60-ти), за 10 - 45 тонн, теряем на LLO - 15 из 150-ти. Это в предположении, что "стандартная загрузка" у Земли - протоновские 20 тонн (ПН + рабочее тело). Но ничто не мешает иногда нагружать и больше, хоть 35.

Agent

Если вариант с базой, то первым делом встает вопрос о ее разворачивании. Долго нельзя (лет 5-7 максимум), нужно около 100т посадить на поверхность. В "протонах" получаются запредельные цифры

А откуда берутся именно 100 тонн на поверхности? Что входит?
Кстати, при использовании многоразовых буксиров, в попугаях... тьфу, в "Протонах"... получается при умном раскладе меньше 20-ти. Не что-то запредельное.
При использовании двух многоразовых буксиров - меньше 5 лет.

[Fakir]

Waldi

1. Главное - не тепловыделение, а передача и съем тепла.

Еще раз. От характера тепловыделения зависит характер теплопереноса. Зависит очень сильно. Зависит профиль температур и тепловых потоков.

В этом смысле ТВЭЛ ничем не отдичается от СДУ.

Отличается, причём сильно.

В ТфЯРДе теплота от урана должна тоже перейти через плоскую! стенку в материал оболочки ТВЭЛа, пройти через эту оболочку и только потом отдаться :-) газу.

Тут весь вопрос в том, как именно тепло приходит к поверхности контакта с газом.

ИМХО оптимальной формой для СДУ был бы не шарик, а плоский нагревательный элемент с развитым оребрением на поверхности для эффективной передачи теплоты газу.

Оребрение хорошо для относительно малых температур и температурных перепадов - как на цилиндрах ДВС воздушного охлаждения. При предлагаемых параметров толку от него будет крайне мало. Собственно, не будет вовсе.

2. Может быть, ТфЯРД и лучше (хотя неизвестно, как оно выглядит, если считать еще и вес приличной РЗ),

А на фига там приличная? Самого бака с водородом вполне хватит. У нас же грузовик, ничего нежного не возим. Остаточной радиации у нас может бояться только бортовая электроники груза - её и пакуем в маленький защищённый контейнер.

но если из-за сложности, стоимости или экологии связываться с ядерной энергией неохота в принципе,

Не из-а сложности и экологии. Просто из-за предубеждений. Космические ядерные установки для экологии безопасны абсолютно.

то СДУ - очень неплохая альтернатива на даровом термоядерном топливе - Солнце. Имеется в виду тока трасса Земля-Луна

Она неплоха лишь в том случае, если может обладать достаточной тяговооружённостью, чтобы летать по "быстрой" траектории. Что вызывает крайне большие сомнения. При малой тяговооружённости у СДУ преимуществ 0,00%.

[Sevlagor]

Sevlagor

СРД по уд.тяге (по мощн.) гораздо ближе к ЖРД, равен ТФЯРД и достаточно далёк от ЭРД.

У ЖРД LOX/LH уд.тяга в районе ~3400 Вт/Н.
У СРД/ТФЯРД уд.тяга 5560 Вт/Н.
У ЭРД с УИ 25км/с - в районе ~25000 Вт/Н

Я вот чего не понимаю. У вашей СРД рабочее тело то же, что и у ТФЯРД, скорость истечения - такая же.

Так каким же образом мощность, нужная на 1 Н тяги, меньше аж в 7 раз? За счёт какой voodoo magic?

Тяга РД-0410 35.3 кН, тепловая мощность 196 МВт
Если эти данные верны: 196 000/35,3= 5 552.4 кВт/кН

Кстати, утверждение , что "У ЭРД с УИ 25км/с - в районе ~25000 Вт/Н" - не совсем верно. Для КМ-100 с УИ не 2500, а 3000 с получается 25500 Вт/Н (тяга КМ-100 0,09 Н при мощности 2,3 кВт).

Ага ... но вы пересчитайте исходя из этих данных уд.мощность для УИ=25 км/с.
Всё равно получится чуть больше 25 кВт/Н.

Берём РД-0410 и вместе со всеми его развитыми поверхностями почти буквально пилим на 100 "кусков",

какой кусочек получится такой и будет 20, 30 или там 50 см.
Собственно чем больше кусок тем легче на нём сфокусироваться.

Нельзя так рассуждать. В ТВЭЛе тепловыделение не поверхностное, а распределенное. А в СДУ - как раз тепло выделяется в тонком-тонком нагреваемом поверхностном слое.
Тепловая картина в вашем шарике будет очень непростой.

СРД это буквально маленький ТФЯРД, без ТВЭЛов но с зеркалами.

СРД заметной (от 100-200 кВт) мощности - это штука, которая больше, тяжелее и сложнее ТфЯРД тех же мощности и УИ  
Вы ж целых 2 МВт хотите (за счёт чего и появляется шанс обойтись ХС в 4 км/с). Но если речь о таких мощностях - ТфЯРД на 2 МВт будет компактнее, легче и проще СДУ. Не говоря о возможности торможения в атмосфере.

Я расписал что и как когда отвечал Суворову.
Разрешите сам себя процитирую:

В РД-0410 были именно РАЗВИТЫЕ ПОВЕРХНОСТИ ТЕПЛООБМЕНА. ТВЭЛы там были витыми стержнями миллиметрового размера и полуметровой длины, собранными в ТВС диаметром в несколько сантиметров. ТВС было 37 штук.

Мало того, энерговыделение ближе к концу ТВС намеренно делали низким - чтоб довести температуру водорода до желаемой и при этом не убить ТВЭЛ, в нём было профилированное по длине содержание урана-235.

Вам же нужно построить стенку толщиной 1 мм с гребнями в 1 же мм шагом и несколько мм высотой и т.д.

Ок.
Понимаю, у РД-0410 тепловыделение оптимально распределено по объёму.
А в СРД тепло идёт с внешней поверхности - возникают определённые трудности.

НО !

1. В РД-0410 увеличивать размеры/габариты/объём активной зоны ОЧЕНЬ не желательно т.к. тогда для сохранения средней плотности урана близкой к критической придётся существенно увеличивать его количество, а он плотный, тяжёлый.

В СРД с увеличением объёма никаких существенных проблем.
Масса нагревательной камеры составляет 1-2% от общей массы зеркал, сопла и прочего. Увиличим объём камеры в двое - масса всей ДУ возрастёт всего на 1-2%. Какие проблемы?

2. Активной зоне, по тойже причине (сохранение критичности) нельзя придавать произвольную форму.
Т.е. для активной зоны отношение площадь внешней поверхности к объёму должна быть минимальной чтоб не терять дефицитные нейтроны. Форма активной зоны должна быть как можно ближе к шарообразной.

Камеру СРД можно сделать дискообразной.
Для камеры СДУ с отношением поверхности к объёму - всё наоборот.
И достич этого нетрудно.

3. Камера СДУ маленькая (мощность в 100 раз меньше) и отношение внешней поверхности к объёму у неё уже изначально в 10 выше.

[Sevlagor]

Многоразовик надо каждый раз возвращать с ЛЛО на ЛЕО
/ ..... /

Одноразовик надо каждый раз изготавливать и выводить на ЛЕО с Земли.
А ПГ соответственно меньше на 2 т

Вот что дешевле
изготовить и вывести на ЛЕО 1462 кг ЖВ
или изготовить и вывести на ЛЕО 2000 кг космического железа?

ПН одноразового варианта будет не меньше, а больше, чем у многоразового. Вы что-то напутали с цифрами. Считаем с нуля.

Считаем одноразовый вариант.
/ ..... /

Стоимость - 25т*3М$/т+2т*3М$/т=81М$ или ок. 5.9 долларов за грамм.

Считаем многоразовый вариант.
/ ..... /

Итого стоимость - 25т*3М$/т+1т(бак+система стыковки)*3М$/т=78 миллионов. Или те же 5.9 долларов за грамм ПН.

И это мы еще не учли затраты на вывод буксира, его сопровождение на трасса "Луна-Земля" и стыковки, а также стоимость регулярного техобслуживания.

Угу ... пересчитал снова.
Разница получается в сотню-другую килограмм ПГ в ту или иную сторону, зависит что и как считать.
Мда ... счёт уже на "копейки" пошёл  

[Waldi]

1. Солнечная энергетика - вещь, от которой при заметных мощностях нужно уходить как можно скорее и дальше. Её преимущества обманчивы.
2. [СДУ] неплоха лишь в том случае, если может обладать достаточной тяговооружённостью, чтобы летать по "быстрой" траектории
3. Оребрение хорошо для относительно малых температур и температурных перепадов. При предлагаемых параметров толку от него не будет вовсе.
4. У нас же грузовик, ничего нежного не возим. Остаточной радиации у нас может бояться только бортовая электроники груза

1. В общем - согласен, особенно на Марс и дальше. Но в данном конкретном случае - быстрая и массовая доставка 10-15 тонн на LLO - означенная выше СДУ является достойной альтернативой ЯРД. Придется покорячится со сборкой отражателей, но это и все.
2. Быстрая траектория и соотв-я энерговооруженность подразумевается.
3. Сделаем матрицу стержневых нагревателей, точно таких же, как на РД-0410: "ТВЭЛы там были витыми стержнями миллиметрового размера и полуметровой длины", тока греются они не изнутри, а снаружи - Солнышком.
4. Автоматически из списка ПН исключается продовольствие, вода?, одежда, приборы и все оборудование, которое должно работать внутри обитаемых объемов, либо обслуживаться человеком на поверхности - наведенная радиация. Остается тока ракетное топливо и кое-какое необслуживаемое оборудование.

Еще одно. Кроме технических, есть еще политические ограничения - эти т.н. предрассудки. Т.е. просто примите как данное, что ЯРД не разрешат тормозиться в атмосфере и опускаться ниже 800 км. При массовом грузопотоке аварийная ситуация - вопрос сравнительно небольшого времени. Первая же авария - крест на системе. Страховать - никакая страховая фирма не возьмется. Приплюсуйте ст-сть вывода ПН с Земли на эту высоту.

[Sevlagor]

Еще одно. Кроме технических, есть еще политические ограничения - т.н. предрассудки. Т.е. просто примите как данное, что ЯРД не разрешат тормозиться в атмосфере и опускаться ниже 800 км. Приплюсуйте ст-сть вывода ПН с Земли на эту высоту.

А ещё по тойже причине ЯРД никогда не продадут частной компании.

[Sevlagor]

Fakir:

Я вобщем не против ядерщины, мне она насамом деле нравится даже

Но только если требуется мощность выше ~2 МВт,
потому что ниже 2 МВт можно применять СТДУ не заморачиваясь с ядерщиной.

Считаю что вы правы: солнечная энергия хорошо только до некоторого предела. Выше - лучше ядерная энергия.
Просто, ИМХО, СТДУ поднимает этот предел со 100-200 кВт  до ~2 МВт.
Предел в 100-200 кВт, он для СБ.

[Fakir]

Sevlagor

Тяга РД-0410 35.3 кН, тепловая мощность 196 МВт
Если эти данные верны: 196 000/35,3= 5 552.4 кВт/кН

Нет, кажется, вы не поняли
К цифрам по ЯРД у меня особых вопросов нет. В отличие от цифр по СДУ. Так еще раз: за счёт какой магии при той же скорости истечения того же рабочего тела у вас на создание единицы тяги (т.е. на создание струи определенной мощности) расходуется всемеро (!) меньшая мощность? Без магии не обойтись - иначе с законом сохранения энергии чего-то не то выходит. Вы бы перепроверили...

Ага ... но вы пересчитайте исходя из этих данных уд.мощность для УИ=25 км/с.
Всё равно получится чуть больше 25 кВт/Н

У меня получилось чуть больше 21 кВт/Н. Впрочем, бог с ним, сейчас это непринципиально - не о том речь. В конце концов, вы могли считать исходя из данных по движку с другим КПД и др.

1. В РД-0410 увеличивать размеры/габариты/объём активной зоны ОЧЕНЬ не желательно

Ну и на кой нам её увеличивать? Не трогайте вы РД-0410, он такой, какой есть 200 МВт ему вполне хватает.

2. Активной зоне, по тойже причине (сохранение критичности) нельзя придавать произвольную форму.

Да ну что ж вы прикопались!  Не нужно ничего менять, оставьте в покое активную зону!  Вам 200 МВт в 3,5 тоннах мало?! СДУ с десятой долей этой мощности в такую массу в жизни не вписать!
С активной зоной проблем нет. Проблемы есть с нагревателем СДУ, и проблемы серьёзные.

В СРД с увеличением объёма никаких существенных проблем.

Было бы что увеличивать...

Масса нагревательной камеры составляет 1-2% от общей массы зеркал, сопла и прочего. Увиличим объём камеры в двое - масса всей ДУ возрастёт всего на 1-2%. Какие проблемы?

Мы не знаем, какова масса нагревательной камеры. Совсем не знаем. Мы ничего не знаем о её габаритах и конструкции.

Я расписал что и как когда отвечал Суворову.

Этого недостаточно. Нужен расчёт картины температур и тепловых потоков, потока водорода и т.д. в вашем теплообменнике. Это же совсем новая вещь, какие-то аналогии - неуместны.
И сложность разработки такого теплообменника, тем более - компактного, как минимум сравнима со сложностью разработки ЯРДа.

Понимаю, у РД-0410 тепловыделение оптимально распределено по объёму.
А в СРД тепло идёт с внешней поверхности - возникают определённые трудности.

И еще какие... В самом лучшем случае вам, вероятно, придётся существенно неравномерно распределять мощность нагрева по поверхности нагревателя, т.е. зеркало становится не параболическим, а чёрт-те каким - тот еще подарочек. Что делать, такое зеркало, что обеспечивать наведение (это мы временно вынесли за скобки все огромные проблемы нагревателя)... И ожидавшаяся простота стремительно приближается к нулю

Форма активной зоны должна быть как можно ближе к шарообразной.

Пожалуйста, не надо больше про активную зону! Она не наша с вами головная боль, она уже есть!

Камеру СРД можно сделать дискообразной.

Да хоть пилообразной. Мне не так важно, какой формы мы можем её сделать, важно, как через неё будет пролезать мегаваттный тепловой поток.

Больше того, на миллиметровой стенке от миллиметровых гребней толку при таких температурах не будет вовсе.

3. Камера СДУ маленькая (мощность в 100 раз меньше) и отношение внешней поверхности к объёму у неё уже изначально в 10 выше.

Понимаете, эта камера пока что никакая. Вообще. У вас по ней вообще ничего нет, никаких расчётов теплопереноса (от прогрева) и теплосъёма. Она может оказаться вообще 10-метровой.

А ещё по тойже причине ЯРД никогда не продадут частной компании.

Ну и шут с ней. Нам не всё равно? О том, что Луна будет осваиваться частниками, пока даже в Штатах вроде бы не заикаются.

[Fakir]

Waldi

1. В общем - согласен, особенно на Марс и дальше.

Судя по всему, с Луной то же самое.

Но в данном конкретном случае - быстрая и массовая доставка 10-15 тонн на LLO

Зачем массовой доставке на LLO грузов в 10-15 тонн быть быстрой? Ей в первую очередь быть максимально экономной по выводимой с Земли массе.

- означенная выше СДУ является достойной альтернативой ЯРД.

Понимаете, "означенная выше СДУ", к сожалению, состоит пока только из благих пожеланий
Отражателей - нет и не было аналогов, опыта эксплуатации нет. О нагревателе вообще ничего неизвестно - полный туман.
На текущий момент СДУ предлагаемого типа - сплошное белое пятно. Т.е. пока всё на уровне идеи, даже об оценке массы говорить очень тяжело.

Придется покорячится со сборкой отражателей, но это и все.

Главная проблема - даже не отражатели.

2. Быстрая траектория и соотв-я энерговооруженность подразумевается.

С тем же успехом может подразумеваться использование антигравитации.

3. Сделаем матрицу стержневых нагревателей, точно таких же, как на РД-0410: "ТВЭЛы там были витыми стержнями миллиметрового размера и полуметровой длины", тока греются они не изнутри, а снаружи - Солнышком.

Вы попробуйте себе это нарисовать, нарисовать, как будет направляться и распределяться солнечная энергия, какие будут плотности световой мощности, и какой формы у вас будут получаться отражатели...
Для начала о картине течения водорода внутри нагревателя можно не задумываться.
Не забывайте также, что вам необходимо "склеить" высокую степень черноты в оптическом диапазоне с хорошей теплопроводностью и т.д.

4. Автоматически из списка ПН исключается продовольствие, вода?, одежда, приборы и все оборудование, которое должно работать внутри обитаемых объемов, либо обслуживаться человеком на поверхности - наведенная радиация.
 Остается тока ракетное топливо и кое-какое необслуживаемое оборудование.

Во-первых, бОльшую долю грузов составляет как раз железо и топливо для лэндеров и обратного пути.  С водой не случится вообще ничего.
По всему остальному - нужно считать. Считать как наведенную радиацию, так и дозу, которую могут получить в результате космонавты.
Кроме того, за счёт достаточно длинной фермы, соединяющей ПН с буксиром, облучение легко уменьшить на порядки даже безо всякой защиты.
Т.к. время работы ЯРД большой тяги невелико, то и наведенная радиация - ничтожна. И значительная её доля высветится уже за месяц.

Еще одно. Кроме технических, есть еще политические ограничения - эти т.н. предрассудки. Т.е. просто примите как данное, что ЯРД не разрешат тормозиться в атмосфере и опускаться ниже 800 км.

Кто не разрешит? Все ограничения, наложенные не фундаментальными законами природы, при желании можно обойти.
800 км - не так и страшно. А если вспомнить, что куда более опасные (опасные начиная не с включения на орбите, как реакторы, а непосредственно с земли) изотопные генераторы запускали не один раз - проблема вообще выглядит надуманной.

При массовом грузопотоке аварийная ситуация - вопрос сравнительно небольшого времени. Первая же авария - крест на системе.

Как вы себе представляете аварию, которая могла бы нанести хоть какой-то ущерб? Ну сдохнет реактор на пол-дороге, и груз улетит в никуда - ну и что? Что страшного произошло?
Падение реактора на Землю - ситуация исключительно маловероятная, и возможная лишь при использовании торможения в атмосфере. И даже при таком раскладе падение маловероятно. И даже в случае падения возможный ущерб ничтожен. Потому что тормозить в атмосфере можно только буксир с ЯРД высокой тяги, а он в сумме работает недолго, и в нём не накапливается очень высокая активность. А при падении активная зона разрушается до частиц микронного размера и распыляется в верхней атмосфере - как было предусмотрено на советских реакторах, почему после известного случая с падением спутника в Канаде практически никакого заражения не было.
Все экологические проблемы с реакторами - это именно предрассудки.
Они в какой-то мере оправданы только для изотопных генераторов.

Страховать - никакая страховая фирма не возьмется. Приплюсуйте ст-сть вывода ПН с Земли на эту высоту.

Некритична. Увеличит стоимость выведения по сравнению с 200-километровой, скажем, орбитой, на какие-то проценты.

[Sevlagor]

Тяга РД-0410 35.3 кН, тепловая мощность 196 МВт
Если эти данные верны: 196 000/35,3= 5 552.4 кВт/кН

Нет, кажется, вы не поняли
К цифрам по ЯРД у меня особых вопросов нет. В отличие от цифр по СДУ. Так еще раз: за счёт какой магии при той же скорости истечения того же рабочего тела у вас на создание единицы тяги (т.е. на создание струи определенной мощности) расходуется всемеро (!) меньшая мощность? Без магии не обойтись - иначе с законом сохранения энергии чего-то не то выходит. Вы бы перепроверили...

Ничего не понял ... откуда вы взяли что у меня уд.мощность изменилась в 7 раз???

...................... Тяга .......... Мощность
РД-0410 ...... 35 300 Н ....... 196 МВт
СТДУ .............. 360 Н .............2 МВт

Тяга меньше в ~100 раз и мощность меньше в ~100 раз
уд. мощн. как была так и осталась ... где тут "в 7 раз"