Я заложил ВТСП-ленту. Линейная масса 30–60 г/м при токе ~500 А. Километр чистой жилы весит 30–60 кг. Со стабилизатором, изоляцией и криовыводами набежит больше, но всё равно на порядок легче меди.
Согласен - это инфраструктурный ад. НО ракете инфраструктура нужна на каждый пуск: топливо, окислитель, межорбитальные заправщики, обслуживание. Масс-драйверу — один раз построил, и дальше если есть загруженнсоть то по 50–80 $/кг на электричестве от реактора
Еще раз проверил, согласен с фактической ценой Falcon 9 для крупных контрактов (1000-1500/кг) и плановой ценой Союза-5 (1500/кг). Выигрыш получается 5-7х, не 25х. Поправлю в статье
205/кг — это реалистичная загрузка (5000 т/год). Здесь выигрыш не 25х, а 7-15х: против Союза-5 (1500/кг плановый) — 7,3х, против рынка Falcon 9 ($3000-7000/кг) — 15-34х. С целевым Starship ($100-150) паритет, не выигрыш. Сравнимо с целевыми параметрами.
Ваши расчёты под v3.2, там были дикие 6,5 км/с со старта. В v4.3 на срезе 2,5 км/с (Мах 7,3) и гелиевый буфер в конце ствола — он срезает Мах до 2,45 ещё в стволе. Температура торможения 3000°C — штатно для углерод-углерода, МГД-щит избыточен. Плюс 5-6 тонн железа при массе ПН в 2,2 тонны — это отрицательная экономика.
Для УД это скорее плюс. Новая трасса Ясный → Сары-Шаган обкатана ещё с советских времён, поля падения там намоленные десятилетиями пусков МБР и Днепров. Нам других азимутов и не надо: 51,6° (РОС/МКС) ложится в ствол идеально. Аэродинамика капсулы даёт добор ±3–5° по наклонению. Этого хватит, чтобы накрыть и РОС, и основные оболочки
Про 3–5 трасс — в точку. У УД ствол один, но за счёт аэродинамики капсулы имеем коридор в ±3–5°. Сама ветка подтухла: в v4.3 я переехал в Ясный (51°N). После новостей про РОС на 51,6° ловить SSO с Севера стало невыгодно. Теперь бьём с азимутом 99,3° на Сары-Шаган — это прямой выход на РОС, МКС
По 6,5 км/с правы, но это старые цифры. В версии 4.3 на срезе 2,5 км/с (Мах 7,3). Никакого рентгена — это возврат из дальнего космоса на 12+ км/с, у нас обычный гиперзвук. Температура торможения 3000°C — жёстко, но для углерод-углерода штатно. И ствол не на горе, а в граните на глубине 50 м.
Проблему восьмитысячника решил иначе — последние 2 км ствола заполнены гелием. Там скорость звука втрое выше: Мах падает с 7,3 до 2,45, тепловой поток — вменяемые 4 МВт/м². Выход через быстрый затвор и газо-акустический лабиринт.
УД не про электричество дешевле керосина, а про износ железа. Ракета каждый раз сжигает верхнюю ступень. 1000 пусков в год на химии — ад. Маск в 2025 выдал 148, в 2026 хочет 200+.
УД — стационарный ствол. Экономика трубы бьёт экономику бензовоза.
Согласен, MIL-STD-810 не для непрерывной перегрузки. Перешёл на ГОСТ Р 53802-2010 и квалификацию Космических сил.
С чем не согласен, кривизна 40 км: L²/(2R) = 125 м, не 15. По перегрузке от воздуха, коэффициент 0,4 с шипом, площадь 2 м², ρ=1,05 → 2,6 МН → 13 единиц на 20 т, не 480.
Откуда у вас 47 МН? Покажите коэффициент и площадь.
По шлюзу - артиллерийский тормоз не работает (пороховых газов нет). Заменил на газо-акустический лабиринт.
Поэтому хорошо бы сначала на Земле построить. А потом перенести опыт на Луну. Но пока, к сожалению, тег научная фантастика
Согласен, вес готовой ВТСП-линии в сборе со стальным криостатом и LN₂ держится в коридоре 7-14 кг/м.
катушка 500 м готового ВТСП-кабеля = 5,2 тонны → 10,4 кг/м (с барабаном) / ~8-9 кг/м (без)
Половина этого веса — стальная вакуумная рубашка от теплового пробоя атмосферы. На Луне физика среды другая: вакуум 10⁻¹⁰ Па.
Двойной стальной криостат не нужен. Статор спекается СВЧ из реголита. Везём ленту + SiC-инверторы. Смета получится 420 → 600-700 т.
Я заложил ВТСП-ленту. Линейная масса 30–60 г/м при токе ~500 А. Километр чистой жилы весит 30–60 кг. Со стабилизатором, изоляцией и криовыводами набежит больше, но всё равно на порядок легче меди.
В Homeworld ионный луч Саджука — чистая плазменная физика. А вот центаврийский масс-драйвер ближе всего к теме.
Согласен - это инфраструктурный ад. НО ракете инфраструктура нужна на каждый пуск: топливо, окислитель, межорбитальные заправщики, обслуживание. Масс-драйверу — один раз построил, и дальше если есть загруженнсоть то по 50–80 $/кг на электричестве от реактора
Добавлю дисклеймер в начале статьи. А то прям закидывают шапками.
обсуждали по урал драйву. Большая часть моя. Часть нейросетевая.
Три заранее предсказуемых вопроса, на которые отвечаю сразу — чтобы дискуссия в комментариях шла глубже, а не по кругу.
Еще раз проверил, согласен с фактической ценой Falcon 9 для крупных контрактов (1000-1500/кг) и плановой ценой Союза-5 (1500/кг). Выигрыш получается 5-7х, не 25х. Поправлю в статье
205/кг — это реалистичная загрузка (5000 т/год). Здесь выигрыш не 25х, а 7-15х: против Союза-5 (1500/кг плановый) — 7,3х, против рынка Falcon 9 ($3000-7000/кг) — 15-34х. С целевым Starship ($100-150) паритет, не выигрыш. Сравнимо с целевыми параметрами.
Спасибо. Подумаю как улучшить.
Переработал концепт - https://habr.com/ru/articles/1034744/
Ваши расчёты под v3.2, там были дикие 6,5 км/с со старта. В v4.3 на срезе 2,5 км/с (Мах 7,3) и гелиевый буфер в конце ствола — он срезает Мах до 2,45 ещё в стволе. Температура торможения 3000°C — штатно для углерод-углерода, МГД-щит избыточен. Плюс 5-6 тонн железа при массе ПН в 2,2 тонны — это отрицательная экономика.
Вы правы. Поэтому пересмотрел в новой версии - https://habr.com/ru/articles/1034744/
Согласен. Спасибо. В новой версии новая трасса Ясный
Пересмотрел в новой версии.
Для УД это скорее плюс. Новая трасса Ясный → Сары-Шаган обкатана ещё с советских времён, поля падения там намоленные десятилетиями пусков МБР и Днепров. Нам других азимутов и не надо: 51,6° (РОС/МКС) ложится в ствол идеально. Аэродинамика капсулы даёт добор ±3–5° по наклонению. Этого хватит, чтобы накрыть и РОС, и основные оболочки
Про 3–5 трасс — в точку. У УД ствол один, но за счёт аэродинамики капсулы имеем коридор в ±3–5°. Сама ветка подтухла: в v4.3 я переехал в Ясный (51°N). После новостей про РОС на 51,6° ловить SSO с Севера стало невыгодно. Теперь бьём с азимутом 99,3° на Сары-Шаган — это прямой выход на РОС, МКС
По 6,5 км/с правы, но это старые цифры. В версии 4.3 на срезе 2,5 км/с (Мах 7,3). Никакого рентгена — это возврат из дальнего космоса на 12+ км/с, у нас обычный гиперзвук. Температура торможения 3000°C — жёстко, но для углерод-углерода штатно. И ствол не на горе, а в граните на глубине 50 м.
Проблему восьмитысячника решил иначе — последние 2 км ствола заполнены гелием. Там скорость звука втрое выше: Мах падает с 7,3 до 2,45, тепловой поток — вменяемые 4 МВт/м². Выход через быстрый затвор и газо-акустический лабиринт.
Новая версия тут - https://habr.com/ru/articles/1034744/
Ответил выше в статье
УД не про электричество дешевле керосина, а про износ железа. Ракета каждый раз сжигает верхнюю ступень. 1000 пусков в год на химии — ад. Маск в 2025 выдал 148, в 2026 хочет 200+.
УД — стационарный ствол. Экономика трубы бьёт экономику бензовоза.
50/50
Согласен, MIL-STD-810 не для непрерывной перегрузки. Перешёл на ГОСТ Р 53802-2010 и квалификацию Космических сил.
С чем не согласен, кривизна 40 км: L²/(2R) = 125 м, не 15. По перегрузке от воздуха, коэффициент 0,4 с шипом, площадь 2 м², ρ=1,05 → 2,6 МН → 13 единиц на 20 т, не 480.
Откуда у вас 47 МН? Покажите коэффициент и площадь.
По шлюзу - артиллерийский тормоз не работает (пороховых газов нет). Заменил на газо-акустический лабиринт.
Исправил в новой версии https://habr.com/ru/articles/1034744/