Comments 46
Спасибо за публикацию!
Обстоятельно описано.
Также напомню что Union Aerospace Corporation основана 8 лет назад. И ждёт своего часа.)
О, опять через 20 лет обещают на Марс полететь. Тут прям как с термоядом.
Я так понял, это какой-то план времён программы Constallation, раскопали и слегка облагородили.
Альтернативная история, короче.
Нет. Это современная официальная версия марсианской экспедиции от НАСА. Поэтому в программе задействована Senate Lunch System. в общем, всем уже понятно, что программа SLS столько не проживёт, но зато в конце этого десятилетия, вероятно, НАСА так или иначе сертифицирует какую-то версию Старшипа для пилотируемых полётов.
Ага, телескоп без людей 20 лет проекторовали и собирали. А тут штуку на порядок более сложную с людьми, не обясняя как они выживут и кто за все это будет платить, хотят запустить за 16 лет
Вообще-то Марсианскую Экспедицию НАСА уже больше тридцати лет проектирует Ещё в восьмидесятых Зубрин (тогда он как раз работал в НАСА) разрабатывал. В девяностые он из НАСА ушёл, и разработал альтернативный проект "Марс Директ". Этот проект сейчас тоже имеет новые варианты, потому, что на Марсе нашли воду.
Это официальный проект НАСА, чисто теоретическое упражнение. Если мы не свалимся в Большую Войну, то в конце двадцатых или в начале тридцатых на Марс полетит Старшип с экипажем.
Сейчас срок "30 лет" очень популярен, многие околонулевую ипотеку брали на такой срок. Удобно ориентироваться или запомнить: выплатил ипотеку -- проверь не долетел ли кто до Марса.
Судя по всему и на Луну они не летали. Так сначала надо бы на Луну, а уже потом на Марс
На на низкой околоземной орбите много мусора, а корабль большой, и должен собираться долго, поэтому вероятность его повреждения космическим мусором велика. Это прямым текстом написано в статье.
2я космическая скорость в ~5раз меньше. Проще оторваться не добавляя дополнительные баки/ступень
Предполагаю, что при сборке нужно использовать меньше топлива, т.к. оторваться от притяжения Луны затратит меньше ∆V, чем от притяжения Земли, даже в условиях орбиты, а затраты на перелет Земля/Луна менее значительны
а затраты на перелет Земля/Луна менее значительны
Ошибаетесь.
Для перелёта LEO-Lunar orbit нужно 4,8 км/с, плюс до покидания сферы притяжения Земли (Earth C3=0) ещё 0,7, всего 5,5 км/с
Для перелёта напрямую с LEO на Earth C3=0 нужно всего 3,2 км/с
Остальной путь абсолютно одинаковый.
На счёт Ксенона: в Starlink вроде его не используют как-раз из-за его редкости. Может и для марсианской экспедиции можно всё-же без него обойтись?
Высокообогащённый уран - штука хорошая. Но это же идеальное сырьё для атомной бомбы. Посему там такие регуляции могут быть (вплоть до МАГАТЭ), что боюсь дешевле будет использовать топливо меньшей степени обогащения и тем самым утяжелить всю конструкцию, чем с этой бюрократией возиться.
Тем более, выводимая масса особой проблемой не будет, если к моменту полёта сверхтяжёлые ракеты вроде Starship и New Glenn будут находиться в эксплуатации.
на старте, наиболее вероятно, топливо/топливная сборка будут в защищенном контейнере выдерживающем взрыв и нештатное возвращение с орбиты. Есть отчет/уведомление в ООН по ядерным материалам на Луне-25, там такие нештатки были предусмотрены. Да опасность есть, но она минимизирована.
Какая будет в этом случае разница в последствиях от урана разной степени обогащённости?
Не очень большая, потому, что даже высокообогащённый уран слабо радиоактивен. При взлёте реактор не запущен, и ядерное топливо относительно безопасно. Уран становится сильно радиоактивным за счёт осколков деления после того, как побывает в работающем реакторе.
Другое дело, что высокообогащённый уран можно использовать для создания ядерного оружия, и именно поэтому его оборот так контролируют.
Не будет никаких последствий. Урановый элемент так просто не шарахнет. Ну расплавится, в крайнем случае. Плюшка и большие капли - это не пыль, соберут быстро. Ну не соберут - снова ничего страшного, там же малая масса - можно дома хранить. Да и не будет он отправляться без контейнера.
ВОУ это внесистемный термин, означающий обогащение по изотопу U-235 выше 20%, и всё. В качестве оружейного же уран, во-первых, интересен с обогащением 90%+, а во-вторых, идеальным сырьём не является. Не говоря уже про то, что МАГАТЭ не имеет никаких, даже теоретических, полномочий ядерной державе указывать сколько и до какого обогащения они могут свой уран доводить. И уж совсем не говоря про то, что это США, которые всегда без последствий могут разыграть карту "и чо ты мне сделаешь я в другом городе".
По имеющейся в открытом доступе информации, U-235 используется в современных термоядерных боеголовках, как во второй ступени, в чистом виде, так и в первой, в качестве более дешевой добавки к плутонию. Имея уран с обогащением 20%, получить уран с обогащением 90% намного легче, чем если начинать с 5% — центрифуг нужно во много раз меньше, и из-за этого их намного легче спрятать.
Вопрсо в количестве. Хватит ли там 20% урана для производства из него необходимого объёма 90% или нет? Потому что, например, если этого 20% хватит чтобы получить 1/10 от необходмого количества 90%, а остальное всё равно придётся из НОУ производить, то выигрыш уже совсем не в разы, а на десяток-другой процентов в лучшем случае.
Реактор Kilopower электрической мощностью 10 кВт, и тепловой мощностью 43 кВт, разработанный для электроснабжения марсианской базы, по проекту должен содержать 44 кг U-235. А здесь реактор для корабля с электроракетным двигателем должен иметь электрическую мощность 1900 кВт — в 190 раз больше. Для варианта с ядерным двигателем понадобится ещё в несколько раз больше U-235. А для ядерной бомбы имплозионного типа достаточно 3-5 кг делящегося материала, из которых 30% может составлять U-235. Для второй ступени термоядерной бомбы нужен чистый U-235 в приблизительно таком же количестве.
Масса реактора растёт медленнее, чем мощность.
https://www-pub.iaea.org/MTCD/publications/PDF/P1575_CD_web/datasets/papers/E4 Krezhov.pdf
Коротко: реактор ИРТ-2000, номинальная мощность 2 мегаватта. 48 ТВС по 15 ТВЭЛ UO2 10%-U235 1 см диаметром и 50 см длиной. Плотность топлива 10,97 г/см³, тогда общая масса примерно 310 кг и урана примерно 273 кг, что всего в 6.2 раз больше чем у 10 кВт варианта Kilopower.
Так или иначе, я всё ещё слабо представляю, почему МАГАТЭ должно как-то сильно возбудиться по причине отличной от опасения потенциальной аварии и разбрасывания топлива по округе.
Ну и дичь. Слишком сложно, разработка новых типов двигателей, слишком дорого. Зачем-то дорогой ксенон, хотя в Starlink спутниках уже успешно использовались и на криптоне, а теперь уже на совсем дешёвом аргоне используются.
Зачем-то завязываются на запуски неоправданно дорогого SLS.
И при этом всё равно рассчитывают на Starship.
Потому что скорость истечения газа обратно пропорциональна квадратному корню его молярной массы. То есть у азота она в 3,7 раза ниже, чем у водорода при той же температуре. А от скорости истечения напрямую зависит удельный импульс.
От массы молекул зависит тяга. Но, в общем, вы правы, УИ тоже зависит. Увы, чем больше масса молекул тем меньше УИ...
Почему нельзя проектировать реакторные тепловые двигатели не предельных режимов?
Почему, например не попробовать вместо жидкого водорода - аммиак? Разлагать его на водород и азот на мембране с катализатором и гнать через реактор по очереди. Водород на разгон/торможение, азот -на маневры.
Почему нельзя проектировать реакторные тепловые двигатели не предельных режимов?
Эффективность теплового ядерного ракетного двигателя и на предельных режимах не так уж сильно отличается от химического, а на непредельных режимах смысла связываться с ядерным просто нет.
Аммиачный бак легче и дешевле бака с водородом. И проблем с потерей водорода просто нет. Ядерный тепловой двигатель будет полезнее(гравитационные потери меньше) на этапе разгона с околоземной орбиты. разгоняться на водороде. А на этапе межпланетного полета вне гравитационной ямы Земли двигатель должен работать на раскрутку турбины(или в Стирлинг) оставшимся от аммиака азотом без его сброса в реактивную струю.
Двухрежимный ядерный цикл - будущее космонавтики.
http://toughsf.blogspot.com/2019/09/nter-nuclear-thermal-electric-rocket.html
Оставляя за скобками эмоции, зачем вообще лететь на марс?
Пилотируемый полет США на Марс в 2039