Справедливости ради, скафандры для ВКД примерно в таких количествах и нужны. На МКС сейчас штатно 7 человек, из них в российском сегменте - 3 и весь экипаж сегмента одновременно не выходит. Выходов всего совершается от силы пара десятков в год, обычно меньше и это экипажами всех стран суммарно. То есть пара скафандров с ресурсом в несколько десятков выходов закрывает потребности российского сегмента на много лет.
Вообще ситуация с Ангарой очень хорошо иллюстрирует, почему нельзя просто "достать из архива документацию и возродить старую технику." Не сама ее разработка а то что было позднее. Сразу после первого пуска начали переносить производство из Москвы в Омск. Переносили 5 лет, ко второму пуску закончить перенос не успели и часть работ по второй ракете делалась в Москве а летные испытания начали проводить по сути заново. И это только что разработанная ракета. Просто перенос уже имеющегося производства из одного города в другой.
С него прошло всего 16 - снят с вооружения в 2008. А какие-нибудь F-15 и F-16 на вооружении до сих пор, хотя они старше F-117. Мало того, F-16 несмотря на то что принят на вооружение еще в семидесятых, до сих пор является самым распространенным боевым самолетом. И даже производится, правда только на экспорт. И по недавним планам, будет оставаться на вооружении ВВС США до сороковых.
2.5" диски различаются толщиной, могут быть 7, 9 и 15 мм. В ноутбуки влезают диски до 9 мм, в некоторые - только 7 мм. А 2.5" диски более 2 терабайт имеют толщину 15мм и в ноутбуки не влезают. Причем 2 Tb ноутбучные диски появились лет 6 назад, и прогресс с тех пор встал намертво.
Ну здорово, 2,5 диск, и разумеется внешний. А внутренние 7-9 мм диски как были до 2tb 6 лет назад, так и сейчас остаются. Хочешь больше? Либо таскай с ноутом еще одну коробку и занимай usb-порт, либо бери SSD, ведь разумеется большие объемы некритичные к скорости доступа это идеальный сценарий для применения SSD, самое то что бы переплатить за скорость.
Прибавка при старте с экватора порядка 460 м/c. На широте Байконура чуть больше 300 м/c. Старшип пускали на наклонение 26,5, это довольно близко к экватору.
У него лопасти довольно длинные, а скорость звука на Марсе ощутимо меньше чем на Земле. Даже при 2700 RPM кончики лопастей движутся со скоростью ~0.7 маха. Экспериментировать со звуковым барьером на первом марсианском коптере разработчики не хотят.
Одно дело ответить "социально одобряемо" что "я попытаюсь сделать так что бы все спаслись" в ни к чему не обязывающем интернет-опросе, совсем другое рискнуть жизнью в описываемой ситуации по настоящему.
The current annual limit for tritium ingested through drinking water is 7,000 Bq/L (one Becquerel (Bq) is one radioactive decay per second) which translates into an annual effective dose of 0.1 mSv if consumed at a rate of two litres per day for 365 days. The recommended limit (20 Bq/L) translates into an annual effective dose of 0.0003 mSv
То есть если ежедневно пить по два литра воды содержащую ПДК трития, то за год это будет лишние несколько процентов от среднегодовой дозы или один дополнительный рентген (который процедура а не единица измерения) грудного отдела. Если пить воду с рекомендованным содержанием, то доза будет на уровне погрешности измерений.
А превышение над естественным содержанием такое большое не потому, что ПДК большие, а потому что естественное содержание смехотворное.
А его и используют, тенденция на отказ от высококипящих компонентов на больших ступенях ракет в мировой космонавтике очевидна. Старые ракеты на высококипящих компонентах постепенно выводятся из эксплуатации, а новые уже используют кислород плюс керосин, водород, и в перспективе метан. Но замена ракет — процесс небыстрый, а просто так взять и залить керосин вместо гептила в ракету нельзя, изменение топливной пары потребует серьезной переработки ракеты, поэтому пока часть гептильных ракет летает и будет летать. А так, скажем тот же Протон медленно и мучительно заменяют на керосиновую Ангару.
На старых ракетах высококипящее топливо любили в первую очередь благодаря тому, что его любили военные, которым очень нравилась возможность держать заправленные ракеты годами на боевом дежурстве с минимальным обслуживанием, а гражданское ракетостроение изначально выросло из программ разработки МБР.
В целом высококипящие компоненты стабильно сохраняют позиции только на двигателях космических аппаратов, на которых топливо хранится месяцы и годы, и использовать криогенное топливо на которых проблематично.
Нет, вы концентрируетесь не на проблемах, а на одной проблеме. Причем из двух параметров вы предлагаете жертововать именно тем, проблема с которым более фундаментальна.
Есть только один способ для ракетного двигателя уменьшить удельный расход топлива — увеличив скорость истечения.
В то же время снижение суммарного энерговыделения не является единственным способом сведения теплового баланса. А если вы рассматриваете исключительно ситуации, когда мы уже выжали все из всех доступных методов, то ваше правило теряет право считаться универсальным.
Мало того, не для любого типа ракетного двигателя сброс тепла является существенной проблемой. Попробуйте оценить, например, какую мощность (именно мощность в ваттах, не тягу) имеет какой-нибудь ~300-килограммовый RL-10, который как-то обходится без десятков тонн капельных радиаторов.
Вы почему то концентрируетесь исключительно на энергии и сбросе тепла, полностью игнорируя вопрос топливной эффективности. А я уже показал, что с увелечением УИ затраты энергии растут медленнее, чем падает необходимый запас топлива. Нет, ну раз уж вы обвиняете меня в том что я ожидаю что появится бесконечный источник энергии, вы видимо считаете что скоро топливо будет телепортироваться на орбиту а по всей солнечной системе будет сеть орбитальных заправок?
И это при том, что квадратичность затрат на которую вы упираете, в первую очередь влияет именно на топливную эффективность, поскольку позволяет практически линейно уменьшать удельный расход топлива при уменьшении скорости истечения для двигателя использующего внешнее рабочее тело. Вот только в космосе это не работает, по причине отсутствия этого самого внешнего рабочего тела.
По отношению к вашему правилу ракетные двигатели и являются частным случаем. Потому что у них удельный расход топлива зависит только от скорости истечения этого самого топлива. Уменьшение скорости истечения ракетного двигателя не смещает его ближе по шкале от ракетных двигателей к турбовентиляторным, оно только делает его менее эффективным ракетным.
Да, помимо удельной тяги скорость истечения влияет еще и на энергопотребление. Но повторюсь затраты энергии с увеличением скорости истечения растут линейно (при неизменной тяге не квадратично, тяга с единицы топлива с ростом скорости истечения тоже растет) а вот запас рабочего тела — по экспоненте. Экспонента сильнее.
На химии вся энергия на разгон берется из рабочего тела. Аналогично, например, для импульсных ТЯРД.
Для ЭРД и прочего хотя вопрос потребления и потерь действительно стоит, но совсем не в виде вашего правила о равенстве УИ и скорости полета. И даже не в виде «запас Delta-V должен быть равен УИ». Потому что вопрос массы стоит как бы острее, чем вопрос энергии. Да затраты на разгон зависят квадратично, и при равной тяге потребление с ростом УИ растет линейно. Но разгоняемая масса растет экспоненциально.
Скажем если взять разгон одинаковой массы до одинаковой скорости X при увеличении УИ от X до 2X, с учетом уменьшения затрат топлива, количество затраченной на разгон топлива энергии вырастет не вдвое, а всего на ~40%, потому что хотя на каждый килограмм топлива будет уходить вчетверо больше энергии, но топлива понадобится почти втрое меньше. Начальная масса при этом упадет приблизительно на те же 40%. Если не забывать, что +40% и -40% на самом деле значат несколько разные доли, это очень хороший размен. Если массовая доля реактор+двигатель+радиаторы не слишком велика то такой размен будет выгоден безусловно — можно будет поднять только их долю и все равно не вылезти за пределы сэкономленных 40%. Считать где конкретно сойдется лень, но очевидно что точно сойдется если корабль не летает по схеме «возим реактор и чуть-чуть ПН на сдачу».
Тем более что время разгона далеко не всегда критично — какому-нибудь геостационарному спутнику требуется несколько десятков м/c изменения скорости в год, и около одного км/c суммарно за время жизни — это не мешает ставить на них ЭРД с УИ в ~15 км/c.
Это все верно для случая, когда рабочее тело берется из окружающей среды. Для ракетного двигателя это не так — поскольку все что вы кидаете назад, вы везете с собой, а полученную тягу расходуете на разгон не только КА, но и запаса рабочего тела. Причем если затраты энергии при равной тяге с уменьшением скорости струи падают линейно, а вот масса необходимого топлива — растет экспоненциально.
Ну или если сформулировать по другому — для воздушного аппарата вы можете взять вертолетным винтом много воздуха и немного его разогнать, или взять мало воздуха как какой-нибудь прямоточник и разогнать его сильно и получить одинаковый импульс. А для ракетного двигателя есть у вас, скажем, тонна воздуха на все, насколько ее разгоните, столько импульса и получите.
Заявление потребуется только если внезапно понял что переплатил а деньги нужны вотпрямщас, а так сами пересчитают. Я не заморачиваюсь внесением данных счетчика, плачу по «среднему за предыдущий период» и периодически пересчитывают после актуализации данных счетчика. Как-то после моего перехода на всякое энергосберегающее пересчитали так, что несколько месяцев ничего не платил, только смотрел как сумма переплаты уменьшается.
УИ и КПД это вещи слабо связанные. А выражение «отбрасывать струю со скоростью полета» в отношении ракетного двигателя на космическом аппарате довольно бессмысленно. Хотя бы потому что работа двигателя для КА подразумевает изменение вектора скорости, которое может включать а может и не включать изменение значения ее модуля в зависимости от того, относительно чего и как считаем (скажем при изменении наклонения). Можно конечно натянуть сову на глобус, и подогнать выражение под формулу Циолковского, но мало того что она встанет с ног на голову, так и охлаждение тут не при чем — можно обеспечить Delta-V в 2x-3x-5x УИ но дальше потребная доля топлива становится чрезмерно большой. И работать фраза будет только в сторону превышения — в том что бы иметь УИ в разы больший чем запас Delta-V вот вообще никакой проблемы.
А вообще все упирается в первую очередь в то, что из всех применяемых видов топлива только у химии энергия на разгон рабочего тела берется из самого рабочего тела, и вдобавок еще и охлаждение двигателя может осуществляться тем же рабочим телом, и мощность химического двигателя ограничена по сути прочностью камеры сгорания. И при переходе на двигатели с большим УИ доступная мощность двигателя падает на много порядков. Не тяга, а именно мощность, тяга при этом падает еще сильнее, поскольку при равной мощности она обратно пропорциональна УИ. Поэтому если мы не можем позволить себе разгонятся месяцами-годами, то УИ в ~4,5 км/c это потолок, а для большего УИ начинается расчет, сколько месяцев займет перелет с НОО к Луне при условии если мы таскаем только реактор с двигателем без ПН.
Мало вкладывать деньги — что бы давать новые результаты требовалось вкладывать все больше и больше. В разы и на порядки больше. Причем это не для колонизации, а просто для развития результатов. Продолжать тратить 4% от госбюджета на то что бы каждый год втыкать в Луну новый флаг и привозить новый центнер камней смысла никакого, а тратить 40% на то что бы высаживалось не 2 человека на пару дней, а 6 человек вахтовым методом по несколько месяцев просто неоправданно.
А надежды что повышение госфинансирования приведет к снижению затрат противоречат наблюдаемой практике.
Справедливости ради, скафандры для ВКД примерно в таких количествах и нужны. На МКС сейчас штатно 7 человек, из них в российском сегменте - 3 и весь экипаж сегмента одновременно не выходит. Выходов всего совершается от силы пара десятков в год, обычно меньше и это экипажами всех стран суммарно. То есть пара скафандров с ресурсом в несколько десятков выходов закрывает потребности российского сегмента на много лет.
Вообще ситуация с Ангарой очень хорошо иллюстрирует, почему нельзя просто "достать из архива документацию и возродить старую технику." Не сама ее разработка а то что было позднее. Сразу после первого пуска начали переносить производство из Москвы в Омск. Переносили 5 лет, ко второму пуску закончить перенос не успели и часть работ по второй ракете делалась в Москве а летные испытания начали проводить по сути заново. И это только что разработанная ракета. Просто перенос уже имеющегося производства из одного города в другой.
С него прошло всего 16 - снят с вооружения в 2008. А какие-нибудь F-15 и F-16 на вооружении до сих пор, хотя они старше F-117. Мало того, F-16 несмотря на то что принят на вооружение еще в семидесятых, до сих пор является самым распространенным боевым самолетом. И даже производится, правда только на экспорт. И по недавним планам, будет оставаться на вооружении ВВС США до сороковых.
2.5" диски различаются толщиной, могут быть 7, 9 и 15 мм. В ноутбуки влезают диски до 9 мм, в некоторые - только 7 мм. А 2.5" диски более 2 терабайт имеют толщину 15мм и в ноутбуки не влезают. Причем 2 Tb ноутбучные диски появились лет 6 назад, и прогресс с тех пор встал намертво.
Ну здорово, 2,5 диск, и разумеется внешний. А внутренние 7-9 мм диски как были до 2tb 6 лет назад, так и сейчас остаются. Хочешь больше? Либо таскай с ноутом еще одну коробку и занимай usb-порт, либо бери SSD, ведь разумеется большие объемы некритичные к скорости доступа это идеальный сценарий для применения SSD, самое то что бы переплатить за скорость.
Прибавка при старте с экватора порядка 460 м/c. На широте Байконура чуть больше 300 м/c. Старшип пускали на наклонение 26,5, это довольно близко к экватору.
Не 500, а меньше, порядка 100 м/c. В скорости из трансляции не учитывается прибавка от вращения Земли, она считается относительно поверхности.
У него лопасти довольно длинные, а скорость звука на Марсе ощутимо меньше чем на Земле. Даже при 2700 RPM кончики лопастей движутся со скоростью ~0.7 маха. Экспериментировать со звуковым барьером на первом марсианском коптере разработчики не хотят.
Одно дело ответить "социально одобряемо" что "я попытаюсь сделать так что бы все спаслись" в ни к чему не обязывающем интернет-опросе, совсем другое рискнуть жизнью в описываемой ситуации по настоящему.
Исходя из получаемой дозы при постоянном употреблении. Вот тут:(https://www.ncbi.nlm.nih.gov/pmc/articles/PMC3057633/#:~:text=The%20current%20annual%20limit%20for,per%20day%20for%20365%20days.) (правда тут взята предельная доза 7 а не 10 кБк), например:
То есть если ежедневно пить по два литра воды содержащую ПДК трития, то за год это будет лишние несколько процентов от среднегодовой дозы или один дополнительный рентген (который процедура а не единица измерения) грудного отдела. Если пить воду с рекомендованным содержанием, то доза будет на уровне погрешности измерений.
А превышение над естественным содержанием такое большое не потому, что ПДК большие, а потому что естественное содержание смехотворное.
На старых ракетах высококипящее топливо любили в первую очередь благодаря тому, что его любили военные, которым очень нравилась возможность держать заправленные ракеты годами на боевом дежурстве с минимальным обслуживанием, а гражданское ракетостроение изначально выросло из программ разработки МБР.
В целом высококипящие компоненты стабильно сохраняют позиции только на двигателях космических аппаратов, на которых топливо хранится месяцы и годы, и использовать криогенное топливо на которых проблематично.
Есть только один способ для ракетного двигателя уменьшить удельный расход топлива — увеличив скорость истечения.
В то же время снижение суммарного энерговыделения не является единственным способом сведения теплового баланса. А если вы рассматриваете исключительно ситуации, когда мы уже выжали все из всех доступных методов, то ваше правило теряет право считаться универсальным.
Мало того, не для любого типа ракетного двигателя сброс тепла является существенной проблемой. Попробуйте оценить, например, какую мощность (именно мощность в ваттах, не тягу) имеет какой-нибудь ~300-килограммовый RL-10, который как-то обходится без десятков тонн капельных радиаторов.
И это при том, что квадратичность затрат на которую вы упираете, в первую очередь влияет именно на топливную эффективность, поскольку позволяет практически линейно уменьшать удельный расход топлива при уменьшении скорости истечения для двигателя использующего внешнее рабочее тело. Вот только в космосе это не работает, по причине отсутствия этого самого внешнего рабочего тела.
Да, помимо удельной тяги скорость истечения влияет еще и на энергопотребление. Но повторюсь затраты энергии с увеличением скорости истечения растут линейно (при неизменной тяге не квадратично, тяга с единицы топлива с ростом скорости истечения тоже растет) а вот запас рабочего тела — по экспоненте. Экспонента сильнее.
Для ЭРД и прочего хотя вопрос потребления и потерь действительно стоит, но совсем не в виде вашего правила о равенстве УИ и скорости полета. И даже не в виде «запас Delta-V должен быть равен УИ». Потому что вопрос массы стоит как бы острее, чем вопрос энергии. Да затраты на разгон зависят квадратично, и при равной тяге потребление с ростом УИ растет линейно. Но разгоняемая масса растет экспоненциально.
Скажем если взять разгон одинаковой массы до одинаковой скорости X при увеличении УИ от X до 2X, с учетом уменьшения затрат топлива, количество затраченной на разгон топлива энергии вырастет не вдвое, а всего на ~40%, потому что хотя на каждый килограмм топлива будет уходить вчетверо больше энергии, но топлива понадобится почти втрое меньше. Начальная масса при этом упадет приблизительно на те же 40%. Если не забывать, что +40% и -40% на самом деле значат несколько разные доли, это очень хороший размен. Если массовая доля реактор+двигатель+радиаторы не слишком велика то такой размен будет выгоден безусловно — можно будет поднять только их долю и все равно не вылезти за пределы сэкономленных 40%. Считать где конкретно сойдется лень, но очевидно что точно сойдется если корабль не летает по схеме «возим реактор и чуть-чуть ПН на сдачу».
Тем более что время разгона далеко не всегда критично — какому-нибудь геостационарному спутнику требуется несколько десятков м/c изменения скорости в год, и около одного км/c суммарно за время жизни — это не мешает ставить на них ЭРД с УИ в ~15 км/c.
Ну или если сформулировать по другому — для воздушного аппарата вы можете взять вертолетным винтом много воздуха и немного его разогнать, или взять мало воздуха как какой-нибудь прямоточник и разогнать его сильно и получить одинаковый импульс. А для ракетного двигателя есть у вас, скажем, тонна воздуха на все, насколько ее разгоните, столько импульса и получите.
А вообще все упирается в первую очередь в то, что из всех применяемых видов топлива только у химии энергия на разгон рабочего тела берется из самого рабочего тела, и вдобавок еще и охлаждение двигателя может осуществляться тем же рабочим телом, и мощность химического двигателя ограничена по сути прочностью камеры сгорания. И при переходе на двигатели с большим УИ доступная мощность двигателя падает на много порядков. Не тяга, а именно мощность, тяга при этом падает еще сильнее, поскольку при равной мощности она обратно пропорциональна УИ. Поэтому если мы не можем позволить себе разгонятся месяцами-годами, то УИ в ~4,5 км/c это потолок, а для большего УИ начинается расчет, сколько месяцев займет перелет с НОО к Луне при условии если мы таскаем только реактор с двигателем без ПН.
А надежды что повышение госфинансирования приведет к снижению затрат противоречат наблюдаемой практике.