Взлёт с Земли на ЯЭДУ

[sharp]

А как же гиперзвуковые самолеты летают? Если на гиперзвуке то это явно не только грузовик, но и ступень, придающая существенное ускорение.

Так в моем посте написано об этом: физика гиперзвукового самолета не позволяет ему быть сильно грузоподъемным. Он заключен в довольно узком диапазоне массогабаритных и аэродинамических характеристик.

Головам специалистов как-то больше доверия, чем форумчанину.

Спросите у AlexAV если не верите простому форумчанину sharp'у Его вполне можно считать специалистом.

в частности проблемы с изменением тяги

В ЯЭДУ эта проблема решена радикально: нет тяги, нет проблемы Утрирую конечно, но тяга например в проекте межорбитального буксира 20Н на 20-тонный корабль, что сами понимаете маловато.

необходимость израсходовать много водорода для охлаждения активной зоны перед повторным запуском

Много - это сколько?

[Vadims]

Там не объяснено. Только отмечено, что для ЯРД возврат с марсианской орбиты невозможен, в отличие от ЯЭДУ:

Это исключительно вопрос выбора конкретной реализации ЯРД.ТЯРД РД-0410, например, создавался с возможностью многократных запусков, но можно, конечно, сконструировать и совершенно одноразовый ЯРД. Без указания конкретной конструкции представлять в качестве общего недостатка ЯРД одноразовость несколько некорректно.

Нет, причина не в этом. Нашел, где было объяснение от специалистов, почему ЯРД не может вернуться с Марса:

Для  вариантов  МЭК  на  базе  двигателей  большой тяги (ЖРД или ЯРД) практически невозможно  реализовать  баллистическую  схему  с возвращением комплекса на околоземную орбиту  вследствие  неприемлемого  возрастания  стартовой массы комплекса. Поэтому для таких  вариантов МЭК рассматривают пролётные траектории с прямым входом корабля возвращения  в атмосферу Земли со скоростью 15 км/с и более,  что определяет высокий риск для экипажа. Недостатками таких вариантов МЭК являются также:

[Vadims]

Спросите у AlexAV если не верите простому форумчанину sharp'у Его вполне можно считать специалистом.

Он тоже форумчанин, как и вы. То что он специалист, надо поверить на слово?

Много - это сколько?

Читал об этом где-то, подробностей не помню. Из того что быстро удалось найти:

В ЯРД, рассчитанных на многократное включение, необходимо принимать специальные меры по охлаждению конструкции реактора (после его выключения) из-за так называемого остаточного внутреннего тепловыделения в конструкции. Оно является следствием активации конструкции, происходящей при работе реактора, и радиоактивного распада продуктов деления. Остаточное тепловыделение постепенно спадает, но может оставаться на опасном уровне в течение нескольких часов и даже дней (рис. 10).
Охлаждение производится путем непрерывного или периодического пропускания рабочего тела через реактор. Для этой цели в баке двигательной установки необходимо предусматривать соответствующий запас рабочего тела. Тяга, создаваемая при охлаждении реактора, ничтожно мала по сравнению с тягой в основном режиме.

http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/znan/1978/6/panevin.html

[sharp]

    Для  вариантов  МЭК  на  базе  двигателей  большой тяги (ЖРД или ЯРД) практически невозможно  реализовать  баллистическую  схему  с возвращением комплекса на околоземную орбиту  вследствие  неприемлемого  возрастания  стартовой массы комплекса.

Из уравнения Циолковского следует, что при возрастании удельного импульса в N раз, соотношение масс меняется в e^N раз. В случае ЯРД N = 2, то есть стартовая масса космического корабля уменьшается в е² = 7,3 раза.

Понятно что стартовая масса ракеты уменьшилась бы не так сильно, потому что она сама взлетает на ЖРД, и взлет с Марса тоже на ЖРД. Но как минимум 3-4-кратная экономия стартовой массы будет.

Кроме того даже указанные 800 тонн - это не так много для стартовой массы ракеты, всего на 100 тонн больше "Протона".

Он тоже форумчанин, как и вы. То что он специалист, надо поверить на слово?

Ну давайте тогда запретим всякие обсуждения и будем только обмениваться ссылками на прямую речь товарищей специалистов Учитывая что по любому вопросу можно найти прямо противоположные высказывания разных специалистов, это будет весьма забавно...

[sharp]

•  возможность регулярных полётов к Марсу с периодом ~ 2,1 года

Так для обычных полетов к Марсу разве не такая же периодичность стартовых окон?

•  большая  продолжительность  окон  старта  (несколько месяцев).

Это на самом деле является продолжением недостатка ЯЭДУ в виде малой тяги. Корабль будет долго болтаться на орбите Земли, постепенно поднимая ее, прежде чем наберет 2-ю космическую и начнет ускоряться к Марсу.
С тем же успехом можно и на обычном ЖРД стартовать когда захочется, а оптимального момента для перехода на трансферную траекторию дождаться на орбите

при продолжительности перелёта 1,2-1,3  года

На ЯРД и тем более ЖРД летим быстрее (9 месяцев).

[Vadims]

Ну давайте тогда запретим всякие обсуждения и будем только обмениваться ссылками на прямую речь товарищей специалистов

Речь не о запрете обсуждений. Просто всему есть свои пределы.

Спецы заключили: "неприемлемо". Дилетантам с этим спорить как-то...

Цитата: Vadims от 10.10.2017 [14:29:57]

    при продолжительности перелёта 1,2-1,3  года

На ЯРД и тем более ЖРД летим быстрее (9 месяцев).

Там же написано, что этот расчет для малой ЯЭДУ (непилотируемой) на 1 МВт. Для такой быстрота ни к чему.

[sharp]

Спецы заключили: "неприемлемо". Дилетантам с этим спорить как-то...

Форум нужен именно для того чтобы спорить, особенно если это делается аргументированно, и основываясь на физике работы двигателей и межпланетного перелета.

Там же написано, что этот расчет для малой ЯЭДУ (непилотируемой) на 1 МВт. Для такой быстрота ни к чему.

Так если возьмете 100 МВт, вы думаете быстрее полетите?

[Vadims]

Так если возьмете 100 МВт, вы думаете быстрее полетите?

Конечно. По словам спецов в США и РФ - на Марс за 1-1.5 месяца на плазменном движке.

[sharp]

Конечно. По словам спецов в США и РФ - на Марс за 1-1.5 месяца на плазменном движке.

А есть ли у этих спецов в открытом доступе работы, в которых приведен расчет сего чуда?

[viesis]

Так если возьмете 100 МВт, вы думаете быстрее полетите?

Конечно. По словам спецов в США и РФ - на Марс за 1-1.5 месяца на плазменном движке.

Если бы все было так хорошо, наверно, Маск ухватился бы за эту идею, ведь продолжительность полета и связанная с ним радиационная опасность- одна из основных проблем.

[sharp]

Если бы все было так хорошо, наверно, Маск ухватился бы за эту идею, ведь продолжительность полета и связанная с ним радиационная опасность- одна из основных проблем.

Конечно все, мягко говоря, не так хорошо. Следующая пара картинок это наглядно иллюстрирует:

(кликните для показа/скрытия)

Как видим, даже старт на 3-й космической обеспечивает перелет за 70 суток, а не за 45.
Разумным компромиссом между временем и затратами, конечно, является траектория 2. Всего за 500 м/с, сокращаем полет на 100 дней, т.е. летим за 5,5 месяцев.

[noxx77]

Спецы заключили: "неприемлемо". Дилетантам с этим спорить как-то...

Тогда давайте запретим дилетантам заводить темы, не соответствующие их образованию.

[noxx77]

Это многократно на форуме разбиралось: и схемы, и их принципиальные ограничения. Со стороны vadims я вижу неуважение к компетенции других участников при собственном нежелании воспользоваться даже доступным справочным материалом. Минус в свою сторону от Вас, милейший, воспринимаю, либо как плюс, либо как курьёз.

[bob]

Спецы заключили: "неприемлемо". Дилетантам с этим спорить как-то...

Тогда давайте запретим дилетантам заводить темы, не соответствующие их образованию.

Да злыдни вы все. Спорить с дилетантами - это, как раз, золотое дно. Это можно тянуть долго, получая извращённое удовольствие.

[Vadims]

Спецы заключили: "неприемлемо". Дилетантам с этим спорить как-то...

Тогда давайте запретим дилетантам заводить темы, не соответствующие их образованию.

Это многократно на форуме разбиралось: и схемы, и их принципиальные ограничения. Со стороны vadims я вижу неуважение к компетенции других участников при собственном нежелании воспользоваться даже доступным справочным материалом. Минус в свою сторону от Вас, милейший, воспринимаю, либо как плюс, либо как курьёз.

Ну эти сообщения как бы подтверждают. Вместо того чтоб злиться, лучше бы по теме что-нибудь написали.

Например, можно ли создать комбинированный космолет с ЯЭДУ? Например, взлет на электродвигателях от ЯЭДУ, затем, какой-то воздушно-реактивный двигатель (например гиперзвуковой детонационный) с помощью от ЯЭДУ для экономии топлива, затем ракетный (тоже с помощью от ЯЭДУ), и уже в космосе плазменный от ЯЭДУ.

[noxx77]

Ну эти сообщения как бы подтверждают.  Вместо того чтоб злиться, лучше бы по теме что-нибудь написали.

Например, можно ли создать комбинированный космолет с ЯЭДУ? Например, взлет на электродвигателях от ЯЭДУ, затем, какой-то воздушно-реактивный двигатель (например гиперзвуковой детонационный) с помощью от ЯЭДУ для экономии топлива, затем ракетный (тоже с помощью от ЯЭДУ), и уже в космосе плазменный от ЯЭДУ.

Дак я про то и писал выше
Ну а про плазму:
Концепция "Аякс"

Ну, допустим (сырая идея)
1) Мы взлетаем по-ракетному используя бортовые запасы РТ - сжиженного воздуха, достигая скорости, на которой можем использовать прямоточник.
2) Пополняем запасы РТ (сжиженного воздуха) из окружающей среды - на манер Skylon'a - преимущество ЯЭДУ в "бесконечном "запасе энергии. Можно даже собрать аргон для ЭРД.
3) Включаем движки в режим ЯРД с МГД - акселератором для выхода на орбиту, используя собранный воздух как РТ. Выходим на орбиту.
4) Выдвигаем ЯЭСУ на ферме - экранирование расстоянием, расправляем радиаторы и переходим на ЭРД, например, для межпланетного полёта.

Всё равно, недостатков любой(!) ядерной схемы овердопупа и, главным образом, не абсолютная надёжность любого аппарата. Даже схема с замкнутым циклом не застрахована от катастрофы с разрушением ядерной силовой установки. Если на высоких орбитах это не критично - по крайней мере, есть время исправить, то при взлёте или посадке - это гарантированное загрязнение территории или акватории. У газотурбинной СУ, в отличие от термоэлектрических и термоэмиссионных, много движущихся частей, работающих при экстремальных условиях.

Далее - облучение элементов ядерного космоплана - опять-таки при любой (!) конструктивной схеме. Предполагалось, что атомолёты будут "отдыхать" несколько дней между полётами, пока вторичка не "остынет", а обслуживаться будут роботами или людьми в спецзащите. Ну и перспектива таскать до десятков тонн щита в полёте тоже не радостная. 

[viesis]

Например, можно ли создать комбинированный космолет с ЯЭДУ? Например, взлет на электродвигателях от ЯЭДУ, затем, какой-то воздушно-реактивный двигатель (например гиперзвуковой детонационный) с помощью от ЯЭДУ для экономии топлива, затем ракетный (тоже с помощью от ЯЭДУ), и уже в космосе плазменный от ЯЭДУ.

Удельной мощности ЯЭДУ- 0,2кВт/кг явно недостаточно для полета в атмосфере со сколько нибудь значительными скоростями. Для сравнения удельная мощность ТРД с учетом некотрого запаса топлива- в районе 5 кВт/кг.

[Vadims]

Например, можно ли создать комбинированный космолет с ЯЭДУ? Например, взлет на электродвигателях от ЯЭДУ, затем, какой-то воздушно-реактивный двигатель (например гиперзвуковой детонационный) с помощью от ЯЭДУ для экономии топлива, затем ракетный (тоже с помощью от ЯЭДУ), и уже в космосе плазменный от ЯЭДУ.

Удельной мощности ЯЭДУ- 0,2кВт/кг явно недостаточно для полета в атмосфере со сколько нибудь значительными скоростями. Для сравнения удельная мощность ТРД с учетом некотрого запаса топлива- в районе 5 кВт/кг.

В предложенной схеме нет скоростного полета в атмосфере на ЯЭДУ, только взлет, набор высоты.

[noxx77]

Удельной мощности ЯЭДУ- 0,2кВт/кг явно недостаточно для полета в атмосфере со сколько нибудь значительными скоростями. Для сравнения удельная мощность ТРД с учетом некотрого запаса топлива- в районе 5 кВт/кг.

Это электрическая мощность. Тепловая выше.

[sharp]

Об этом (за 39 дней пилотируемая на Марс) научная работа есть.

Ссылку можно?