Вы явно что-то путаете. Речь не о роботах, способных топтать дорожки и колоть камни. С описанным мной вполне бы справился гибрид Сервейора и Луны-16. Все инструменты, требующиеся для этого на них стояли.
Достаточно было сделать 3 раздельных отсека для образцов, с одной стороны пробурить вглубь как Луны, с другой зачерпнуть Сервейоровским черпаком, с третьей стороны аналогично, но сначала передать изображение поверхности, и зачерпнуть часть грунта, на которой лежит какой-нибудь мелкий камень.
Именно результаты пилотируемых исследований Аполлона, полученные с обазцов, которые действительно не могли доставить автоматы и с научных инструментов, которые нельзя было доставить беспилотно? Просто тут вот уже привели открытие неокисляемого железа — совершенно необязательно было ради этого посылать людей, в грунте доставленном Лунами тоже его открыли.
Вот если бы, к примеру, вместо пилотируемых аппаратов в места посадки Аполлонов сели бы возвращаемые аппараты, способные зачерпнуть/пробурить 2-3 образца с места посадки, подгрести какой-нибудь мелкий камешек, если будет в зоне досягаемости и отправить на Землю, какую часть открытий удалось бы перекрыть? Просто такая миссия в те времена обошлась бы раз в 20 дешевле (сервейор стоил в ~40 раз дешевле).
Нет, я не буду спорить, что ~400 кило образцов, собраных с большой площади людьми дали больше данных, но в десятки ли раз больше?
Каких-то серъезных подробностей в концепте нет.
Есть приблизительные характеристики двигателя, приблизительная масса пустого/полного, всякие общие рассуждения. Это же концепт. По охлаждению упоминается использование криостата для уменьшения выкипания.
По дренажу не пойму, в чем риск, сколько нужно стравливать кислорода, что бы он не успевал улетучиватся?
80% это в случае двигателя с УИ 311. Я сначала посчитал для УИ двигателя Блока Д 341с, там получилось ~76% топлива.
Но, как я уже отметил, подобные расчеты оказались немного не к месту, поскольку запланировано использование водородного двигателя (предложен RL-10) с УИ 450 или выше. И с ним уже получается 2/3 массы топлива.
Кстати, ссылка на концепт в предыдущем комментарии отвалилась. Концепт
Так там запланирован лендер с стартовой массой 62 тонны, в 4 раза больше Лунного Модуля Аполлона. Если учесть, что тот же А-17 оставил не менее 373 кг оборудования (163кг ALSEP и 210кг луномобиль), оставить тонну локхидовским лендером не должно быть проблемой.
просто по тексту следовало как одним импульсом, поэтому и не понял
Это общий запас. По аналогии с Аполлоном, потратили 2,22 на посадку, 2,47 на взлет, 0,3 осталось про запас.
По аналогии с Аполлоном (2,22+2,47)4,58*sqrt(2) это 6,613 км/с
Извините, но я не понял, что вы посчитали? Честно не понял.
Вообще, если посмотреть оригинал, то там есть ссылка на сам концепт:
Из него следует, что подразумевается использование LH2/LOX, как вариант рассмотрен двигатель RL-10. С ним набор 5 км/c дельты не представляет ничего невозможного, масса топлива должна составлять около 2/3 от полной массы лендера.
Это запас delta-v, в оригинальной статье это указано однозначно.
the lander would have an impulse (delta-v) capacity of 5 km/s
А затраты, кстати, вполне закономерны, поскольку лендер должен сначала гасить орбитальную скорость при посадке, а потом набирать при взлете. У Лунного Модуля Аполлон было 4,7 в сумме. Для одноступенчатого аппарата такое сложнее, но все же реально, даже на высококипящих компонентах.
А разве масса топлива не составляет бОльшую часть массы аппарата?
Орбитальная станция на Лунной орбите требует больше топлива, чем на НОО. В свою очередь, станция на поверхности требует еще больше топлива. И 20 тонн нагрузки на Лунной орбите, превращаются в 10-11 на поверхности.
что имеет смысл городить DSG плюс к МКС/замене_мкс?
У Вас ошибка — DSG рассматривается как самоценный вариант, а близость к поверхности это просто бонус. Основная идея DSG — с минимальными затратами сделать хотя бы какое-то движение за пределы НОО.
При этом «с минимальными затратами» тут ключевое, предложение «давайте потратим побольше, но построим на поверхности» не поймут.
Топливо для посадки на Луну и взлета с нее все равно везти придется каждый раз.
Тут есть ньюанс — в случае с орбитальной станцией, топливо на взлет и посадку нужно будет вести только в случае запланированной посадки. А вполне может быть ситуация, что будет, скажем, десяток экспедиций посещения, из которых на поверхность спустятся три.
Для посадки на Луну нужно много топлива. На Лунную поверхность можно доставить почти вдвое меньше полезной нагрузки, чем на Лунную орбиту. Плюс, намного усложнится посещение станции, нужно будеть посылать каждый раз связку из Ориона и Лендера, который в таком режиме еще и не получится сделать многоразовым, плюс людей обязательно будет каждый раз поднимать из грав. колодца, а потом проводить стыковку с болтающимся на орбите Орионом, что создает ненужный риск.
К слову о старых вычислительных устройствах.
Советская таблица умножения вплоть до 999x99, 1937 года. Это круче, чем таблица объемов красных резиновых мячей.
Ну, если верить этому списку запланированных запусков, Союзу-ФГ оставалось еще 6 (считая сегодняшний) полетов, а дальше планировалось использовать только Союз-2. Союзу-ФГ осталось летать около года.
Можно предположить, что сократили/уволили/перевели кого-то, кого сочли необязательным для последних нескольких пусков или произвели заранее часть деталей на 6 ракет в авральном режиме «что бы завтра к 12:30 можно было станки вывозить» или что-то типа такого в рамках сокращения издержек. В принципе, с Шаттлом так было, там за несколько лет до закрытия начали разрывать контракты с поставщиками, это правда аварийных последствий не имело.
Средства богатых людей это не мешки с долларами и не счета в банке, а активы.
То есть тому же Безосу принадлежит ~16% Амазона а так как капитализация Амазона около триллиона, то считается, что у Безоса около 160 миллиардов.
Дело не в скучности научных исследований. В космонавтике прогресс практически не снижает сложность и стоимость программ и пока траты на космос остаются достаточно стабильными, в космонавтике наблюдается топтание на месте. То есть успехи, скажем, в отправке марсоходов, не позволяют отправлять более продвинутые марсоходы дешевле, более продвинутые марсоходы выходят в разы дороже (с поправкой на инфляцию, Кьюриосити стоит примерно во столько раз больше Спирита и Оппортьюнити, во сколько и весит). В итоге возникает совершенно дикая ситуация, когда в конкурентной борьбе сегодня участвует продукт полувековой давности, и я имею ввиду не только ситуацию, когда Фалькон выбивал с рынка Протон.
Если сравнивать с электроникой, то это как если бы компьютеры становились производительнее в основном за счет роста размера и сложности, и новейший компьютерй был бы в 10 раз мощнее старого, в десять раз больше и в 10 раз дороже.
И даже часть тенденций, рассматриваемых обычно как пример упрощения доступа к космосу укладываются в эту картину — пресловутая революция кубсатов и связанный с ней интерес к сверлегким ракетам это просто шаг в противоположном направлении. Если смотреть с этой стороны, то в космонавтике пока был не прогресс, а скорее освоение разных «экологических ниш», причем пределом по стоимости стал флаговтык на Луне — уже даже создание станции на поверхности стало бы неподъемным.
А реальный прогресс сможет начатся только если (ну или когда, если быть оптимистом) произойдет сначала радикальное снижение стоимости вывода полезной нагрузки, а потом за счет массовости и самой этой нагрузки.
Ну можно, конечно, но это далеко не бесплатно, тут и лишняя стыковка, причем на эллиптической орбите с существенным изменением скорости в процессе, да и сам разгон корабля с экипажем потреубет использовать более тяжелую ракету, ну к примеру Союз бы понадобилось Протоном запускать.
Но в принципе, получившиеся две недели разгона с НОО до второй космической и так будут терпимы.
Просто тут еще одна проблема — ионникам все равно понадобится больше дельты, потому что если разгонятся в перигее, то разгон затянется на годы или десятилетия, поскольку большую часть времени корабль будет лететь к апогею и обратно, а перигей пролетать за пару часов, так что профиль разгона будет далек от оптимального. Тут мне сложно сказать, какой именно будет перерасход дельты, но если он превысит 40%, то выгоднее будет лететь на ЯРД, несмотря на меньший УИ.
Тяговооруженность ЭРД в случае 50квт/тонну корабля будет 0,0003g, что будет обеспечивать разгон с НОО до Марса 16,8 суток. Да, в таком варианте похоже на правду. Тут, конечно, еще будет небольшая проблема с профилем разгона, ограничится работой двигателей в перигее ЭРД не могут и затраты дельты (и массовая доля топлива) существенно возрастут. Но навскидку прямо сейчас не скажу, насколько, максимум могу пока привести данные с вики, для ГСО перерасход составляет ~38%, для полета на лунную орбиту почти в два раза.
Ну и раз уже посчитал, закину пару чисел, что бы проще было сравнивать:
ЭРД с уи 1600 (в прошлом комментарии неверно вспомнил УИ СПД-100, не 1400) требует для отлета к Марсу 26% массы корабля (при условии разгона в перигее) в качестве топлива.
РД-0410 требует 38%. Кислород+Водород — 61%.
При массе рд-0410 в 2% от корабля и массе бака в 10% от топлива, вес двигательной установки будет 38*1,1 + 2 = 43,8%. Значит, для достижения аналогичного массового совершенства, для ЭРД требуется уместить энергоснабжение, баки, двигатели и прочую обвязку в 43,8-26 = 17,8%. При сравнении с водородом, при массе разгонника в 10% от массы топлива, ЭРД начнет проигрывать химии при массе двигательной установки без топлива в 41% от массы корабля. Это все при условии Гоманского перехода с равным запасом дельты.
Все таки тяги ЭРД дают крайне мало. Причем это действительно проблема, вплоть до парадоксальной ситуации, когда несмотря на огромный запас дельты, корабли с ЭРД чаще всего обеспечивают гораздо большее время полета, а экономится только масса.
Вот к примеру движки серии СПД дают при уи 1400 секунд дают тягу 6 грамм с киловатта. Если даже мы разгоняем корабль с в двадцать раз большей энерговооруженностью, чем МКС (т.е. ~5 киловатт на тонну корабля), разгон для полета к Марсу займет около 170 дней (игнорируем, что в таком режиме Гомановский переход не получится), что сравнимо со временем перелета. При этом первые 125 дней разгона корабль никуда лететь не будет, вися на околоземной орбите. Ядерные реакторы тоже не панацея то же kilopower для такого разгона будет весить больше 10% от массы корабля. Да, можно будет дополнительно разгонятся во время перелета, но временные затраты на начальный разгон это не компенсирует.
В то же время, один РД-0410 разгонит к Марсу корабль со средней (с учетом расхода топлива) массой в 100 тонн за 3,3 часа.
Достаточно было сделать 3 раздельных отсека для образцов, с одной стороны пробурить вглубь как Луны, с другой зачерпнуть Сервейоровским черпаком, с третьей стороны аналогично, но сначала передать изображение поверхности, и зачерпнуть часть грунта, на которой лежит какой-нибудь мелкий камень.
Вот если бы, к примеру, вместо пилотируемых аппаратов в места посадки Аполлонов сели бы возвращаемые аппараты, способные зачерпнуть/пробурить 2-3 образца с места посадки, подгрести какой-нибудь мелкий камешек, если будет в зоне досягаемости и отправить на Землю, какую часть открытий удалось бы перекрыть? Просто такая миссия в те времена обошлась бы раз в 20 дешевле (сервейор стоил в ~40 раз дешевле).
Нет, я не буду спорить, что ~400 кило образцов, собраных с большой площади людьми дали больше данных, но в десятки ли раз больше?
Есть приблизительные характеристики двигателя, приблизительная масса пустого/полного, всякие общие рассуждения. Это же концепт. По охлаждению упоминается использование криостата для уменьшения выкипания.
По дренажу не пойму, в чем риск, сколько нужно стравливать кислорода, что бы он не успевал улетучиватся?
Но, как я уже отметил, подобные расчеты оказались немного не к месту, поскольку запланировано использование водородного двигателя (предложен RL-10) с УИ 450 или выше. И с ним уже получается 2/3 массы топлива.
Кстати, ссылка на концепт в предыдущем комментарии отвалилась.
Концепт
Это общий запас. По аналогии с Аполлоном, потратили 2,22 на посадку, 2,47 на взлет, 0,3 осталось про запас.
Извините, но я не понял, что вы посчитали? Честно не понял.
Вообще, если посмотреть оригинал, то там есть ссылка на сам концепт:
Из него следует, что подразумевается использование LH2/LOX, как вариант рассмотрен двигатель RL-10. С ним набор 5 км/c дельты не представляет ничего невозможного, масса топлива должна составлять около 2/3 от полной массы лендера.
А затраты, кстати, вполне закономерны, поскольку лендер должен сначала гасить орбитальную скорость при посадке, а потом набирать при взлете. У Лунного Модуля Аполлон было 4,7 в сумме. Для одноступенчатого аппарата такое сложнее, но все же реально, даже на высококипящих компонентах.
Вот этой фразы достаточно. Остальное напрягает неспециалистов.
Орбитальная станция на Лунной орбите требует больше топлива, чем на НОО. В свою очередь, станция на поверхности требует еще больше топлива. И 20 тонн нагрузки на Лунной орбите, превращаются в 10-11 на поверхности.
У Вас ошибка — DSG рассматривается как самоценный вариант, а близость к поверхности это просто бонус. Основная идея DSG — с минимальными затратами сделать хотя бы какое-то движение за пределы НОО.
При этом «с минимальными затратами» тут ключевое, предложение «давайте потратим побольше, но построим на поверхности» не поймут.
Тут есть ньюанс — в случае с орбитальной станцией, топливо на взлет и посадку нужно будет вести только в случае запланированной посадки. А вполне может быть ситуация, что будет, скажем, десяток экспедиций посещения, из которых на поверхность спустятся три.
Советская таблица умножения вплоть до 999x99, 1937 года. Это круче, чем таблица объемов красных резиновых мячей.
Можно предположить, что сократили/уволили/перевели кого-то, кого сочли необязательным для последних нескольких пусков или произвели заранее часть деталей на 6 ракет в авральном режиме «что бы завтра к 12:30 можно было станки вывозить» или что-то типа такого в рамках сокращения издержек. В принципе, с Шаттлом так было, там за несколько лет до закрытия начали разрывать контракты с поставщиками, это правда аварийных последствий не имело.
То есть тому же Безосу принадлежит ~16% Амазона а так как капитализация Амазона около триллиона, то считается, что у Безоса около 160 миллиардов.
ПОГодвина!Следовательно защитники позиции Амазона правы.
Если сравнивать с электроникой, то это как если бы компьютеры становились производительнее в основном за счет роста размера и сложности, и новейший компьютерй был бы в 10 раз мощнее старого, в десять раз больше и в 10 раз дороже.
И даже часть тенденций, рассматриваемых обычно как пример упрощения доступа к космосу укладываются в эту картину — пресловутая революция кубсатов и связанный с ней интерес к сверлегким ракетам это просто шаг в противоположном направлении. Если смотреть с этой стороны, то в космонавтике пока был не прогресс, а скорее освоение разных «экологических ниш», причем пределом по стоимости стал флаговтык на Луне — уже даже создание станции на поверхности стало бы неподъемным.
А реальный прогресс сможет начатся только если (ну или когда, если быть оптимистом) произойдет сначала радикальное снижение стоимости вывода полезной нагрузки, а потом за счет массовости и самой этой нагрузки.
Но в принципе, получившиеся две недели разгона с НОО до второй космической и так будут терпимы.
Просто тут еще одна проблема — ионникам все равно понадобится больше дельты, потому что если разгонятся в перигее, то разгон затянется на годы или десятилетия, поскольку большую часть времени корабль будет лететь к апогею и обратно, а перигей пролетать за пару часов, так что профиль разгона будет далек от оптимального. Тут мне сложно сказать, какой именно будет перерасход дельты, но если он превысит 40%, то выгоднее будет лететь на ЯРД, несмотря на меньший УИ.
Ну и раз уже посчитал, закину пару чисел, что бы проще было сравнивать:
ЭРД с уи 1600 (в прошлом комментарии неверно вспомнил УИ СПД-100, не 1400) требует для отлета к Марсу 26% массы корабля (при условии разгона в перигее) в качестве топлива.
РД-0410 требует 38%. Кислород+Водород — 61%.
При массе рд-0410 в 2% от корабля и массе бака в 10% от топлива, вес двигательной установки будет 38*1,1 + 2 = 43,8%. Значит, для достижения аналогичного массового совершенства, для ЭРД требуется уместить энергоснабжение, баки, двигатели и прочую обвязку в 43,8-26 = 17,8%. При сравнении с водородом, при массе разгонника в 10% от массы топлива, ЭРД начнет проигрывать химии при массе двигательной установки без топлива в 41% от массы корабля. Это все при условии Гоманского перехода с равным запасом дельты.
Вот к примеру движки серии СПД дают при уи 1400 секунд дают тягу 6 грамм с киловатта. Если даже мы разгоняем корабль с в двадцать раз большей энерговооруженностью, чем МКС (т.е. ~5 киловатт на тонну корабля), разгон для полета к Марсу займет около 170 дней (игнорируем, что в таком режиме Гомановский переход не получится), что сравнимо со временем перелета. При этом первые 125 дней разгона корабль никуда лететь не будет, вися на околоземной орбите. Ядерные реакторы тоже не панацея то же kilopower для такого разгона будет весить больше 10% от массы корабля. Да, можно будет дополнительно разгонятся во время перелета, но временные затраты на начальный разгон это не компенсирует.
В то же время, один РД-0410 разгонит к Марсу корабль со средней (с учетом расхода топлива) массой в 100 тонн за 3,3 часа.