Человеку в сутки нужно 800 грамм кислорода. Потребная энергия для электролиза этого количества кислорода — около 200 МДж с учетом КПД процесса. Производительность солнечных батарей на Марсе около 200 Вт/м2. Пускай время работы солнечных батарей составит 10 часов. Тогда на 1 человека потребуется СБ площадью
200 000 000/10ч/60мин/60сек/200Вт/м2=28м2. С учетом энергозатрат на добычу льда и его расплав будет около 40м2 на человека. Масса такой СБ составит около 100-150 кг в лучшем случае. А вот с аккумами проблема, чтобы переждать трехдневную песчаную бурю потребуется 600 кг аккумов на человека. Но это решаемо, теми же гидроаккумулирующими станциями. Но лучше банально наработать избыток кислорода и закачать в баллоны.
Метановой ITS для посадки требуется около 100 тонн топлива, водородной — около 70, на НДМГ/АТ — около 120. Разница невелика. Против метана ничего не имею.
Не возрастёт. Плотность топливной пары уменьшилась с 820 кг/м3 до 330 кг/м3. Нагрузка упадёт.
Простой пример: у вас есть бутылка с водой и такая-же пустая бутылка. Какая из них будет лучше замедляться в атмосфере?
Масса теплозащиты зависит от массы КА, а не от его размеров. Поэтому массовая доля теплозащиты Шаттла примерно соответствует массовой доле теплозащиты СА Союза.
Переход на водород позволит снизить нагрузку на крыло, и как следствие — понизить перегрузку при входе в атмосферу.
Это с парковочной орбиты на НОО или прямо с поверхности Земли?
С НОО. Потребная dV перехода принята равной 3800 м/с. При большей dV выигрыш водорода будет выше.
А вы случайно не забыли добавить в ваш расчёт баланса массы массу посадочной ДУ с топливом для неё?
Масса посадочной ДУ составит около 3 тонн (тяговооруженность принята равной 150). Фигня по сравнению с 450 тоннами ТМК. Масса топлива для посадки уже учтена в массе ITS.
Прикиньте размеры танкера, который доставит водород
Таких-же размеры, как и у водородного ITS. Массовое совершенство водородного топливного отсека — около 8.
Можете посчитать по формуле Циолковского, если сомневаетесь. Массовое совершенство водородных ступеней принято равным 10, метановых — 20. УИ водородных двигателей принят равным 470 сек, метановых — 382 сек.
Для такой монструозной ракеты упрощать уже нечего. Да и простота комплекса на водородных технологиях сомнительна. Вес в данном случае особой роли не играет, какой зададут, такой старт и сделают.
Сравним стартовый комплекс Сатурна-1Б
И Шаттла:
Башню обслуживания в сравнение не берём, т.к. Шаттл пилотируемый, а Сатурн (со стартового комплекса LC-37B) нет. Смотрим на газоотводный канал. Думаю, разница очевидна.
Кстати, стоимость стартового стола для Ангары оценили в $1 млрд. И это для РН средне-тяжёлого класса, а у нас тут обсуждается супер-гипертяж.
Не смотря на то, что водород показывает отличные удельные импульсы в вакууме пара LH2/LOX не обладает аналогичными высокими показателями на уровне моря.
В формуле Циолковского фигурирует именно вакуумный удельный импульс. Разница между вакуумным и земным УИ приводит к потерям на противодавление, которые, как правило, не превышают 200-250 м/с. Эти потери учитываются в общей характеристической скорости, необходимой для выхода на НОО (9000-9400 м/с).
удельный импульс водородного маршевого двигателя первой ступени РН «Delta IV» RS-68A на уровне моря составляет 360 секунд, что менее чем на 12% превосходит аналогичный показатель для керосинового РД-180 — 311,3 секунды
Можно отметить, что не смотря на примерно одинаковые показатели выводимой на НОО нагрузки у РН «Протон М» (23 тонны) и «Delta IV Heavy» (26 тонн) и почти равные стартовые массы (705 тонн у «Протон М» и 723 тонны у «Delta IV Heavy») использование топливной пары LH2/LOX на «Дельте» приводит к тому, что «Протон М» кажется лилипутом по сравнению с американским летающим водородным монстром.
К вышесказанному добавлю, что:
Дельта-4 – это «особый» случай, имеется ряд специфических особенностей.
1)Низкий УИ RS-68.
2)Крайне низкая тяговооруженность обеих ступеней (следствие оптимизации по критерию «максимум ПГ при заданной тяге ДУ ступеней»), что обуславливает довольно высокие гравитационные потери ХС. Кроме того, при таком подходе к проектированию, масса топлива перераспределяется, в основном, в пользу ступени с бОльшей тяговооруженностью, а не с бОльшим УИ (как при оптимизации по мюПГ).
Но, зато, применение водорода дало возможность применить сравнительно простую конструкцию
Наконец, пара LH2/LOX имеет катастрофически низкую плотность по сравнению с тем же керосином: 0.29 г/см^3 для LH2/LOX против 1.03 г/см^3 для RP-1/LOX, то есть она более чем в три раза меньше!
Плотность пары ЖК/ЖВ от 280 кг/м^3 до 330 кг/м^3 (при охлаждении компонентов до шугообразности)
Безусловно, более высокий удельный импульс позволяет использовать меньше топлива и окислителя в случае LH2/LOX, но он не настолько велик, поэтому использование LH2/LOX неизбежно приводит к весьма значительному увеличению объёмов топливных баков. В случае же ITS LV это бы означало переход от и без того гигантских размеров к совершенно невообразимым.
Нормальная водородная РН имеет массовую долю полезной нагрузки на НОО около 8%, а при использовании композитов и напряженных двигателей (в лучших традициях SpaceX) до 9%. У одноразового ITS'a это значение равно 5.2%. Но это только на НОО. На траекторию к Марсу водородный РБ отправит на 21% больше полезной нагрузки, чем метановый РБ.
Преимущество водорода = 9*1.21/5.2 = 2.1 раза. Т.е. водородная РН будет более чем в 2 раза легче метановой РН аналогичной грузоподъёмности. По габаритам: плотность ЖК/ЖВ = 330 кг/м^3, ЖК/ЖМ = 820 кг/м^3.
Разница = 820/(330*2.1) = 18,3%. Всего лишь 18%! Зато это позволило бы значительно упростить стартовый комплекс (за счет меньшей массы РН) и уменьшить стоимость ДУ РН (т.к. требуется намного меньше тяги)
Про дозаправки: по планам SpaceX требуется 5 танкеров. Соотношение О/Г для пары ЖК/ЖВ = 6. Т.е. На пяти танкерах привозим жидкий кислород (с его хранением проблем не будет), на шестом танкере привозим жидкий водород, заправляемся и тут же стартуем к Марсу. Посадку на Марс можно осуществлять хоть на метане, хоть на НДМГ/АТ.
Пара CH4/LOX характеризуется достаточно высокой плотностью, составляющей 0.82 г/см^3 (напомню, у LH2/LOX это 0.23 г/см^3, у RP-1/LOX это 1.03 г/см^3).
Плотность LH2/LOX равна 0.33 г/см^3.
Наконец, метан — доступное и дешёвое топливо.
Доля стоимости топлива в стоимости запуска РН — менее 1%.
Zelenyikot и lozga, может хватит писать подобную ахинею?
Никакой российской лунной базы не будет, как и высадки на Луну. Мы не можем её осуществить, у нас даже электроники для космоса нету. Сколько российских АМС было успешно запущено после развала СССР? Ноль. А тут всерьёз обсуждают лунную базу. Дебилы, б#я.
Всё из-за массового совершенства. Масса заправленной ракетной ступени находится через калькулятор по уравнению:
(y+x)/(y+kx)=exp(deltaV/g/Isp), где:
y — масса полезной нагрузки
x — масса заправленной ступени, которую нам и нужно найти
k — коэффициент массового совершенства (масса пустой ступени, делённая на массу заправленной ступени)
deltaV — запас характеристической скорости ступени
Isp — удельный импульс двигателя ступени, выраженный в секундах
g — ускорение свободного падения на Земле, равное 9.81м/с^2.
Для выхода на низкую околоземную орбиту сверхлёгкой ракете нужно примерно 10000 м/с deltaV, для полёта на геопереходную — ещё 2400 м/с deltaV, для выхода на ГСО — ещё 2400 м/с при старте с широты Байконура (1800 м/с при старте с широты Канаверала)
Итого: 14800 м/с deltaV.
Для повышения скорости расчётов примем УИ всех ступеней равным 300 секунд, а массовое совершенство всех ступеней примем равным 0.15. Ступеней будет четыре, как у Протона. Масса ПН = 1 кг.
exp(14800/4/9.81/300)=3.52.
Решаем уравнение: (1+x)/(1+0.15x)=3.52
x=5.39. Прибавим к этому массу ПН (1 кг) и возведём в 4-ю степень, т.к. ступеней четыре:
(5.39+1)^4=1667. Мю ПН = 1/1667 = 0.06%. В семь раз хуже Протона.
А если сделать пять ступеней?
exp(14800/5/9.81/300)=2.734
Решаем уравнение: (1+x)/(1+0.15x)=2.734
x=2.94. Прибавим к этому массу ПН (1 кг) и возведём в 5-ю степень, т.к. ступеней пять:
(2.94+1)^5=949. Мю ПН = 1/949 = 0.105%. В четыре раз хуже Протона.
Кстати, массовое совершенство я немного завысил. Масса четвертой ступени для четырехступенчатой ракеты составит составит 0.808 кг, а масса заправленной — 5.39 кг. У пятиступенчатой РН масса пятой ступени составит 0.441 кг, заправленной — 2.94 кг. Создать ступень таких размеров с таким массовым совершенством невозможно. Поэтому чем лучше массовое совершенство, чем выше УИ и чем больше число ступеней — тем выше мю ПН.
Пожар на заводе возник примерно между 11:30 и 11:40 4 мая 1988 года. Далее огонь распространился на 55-литровые пластмассовые контейнеры внутри помещения склада, содержащего продукты производства. Первоначально сотрудники завода тщетно пытались тушить пожар внутри здания, заливая их из шлангов водой. Первый из серии взрывов, произошел около 10-20 минут после начала загорания, и сотрудники начали убегать или уезжать машинах от происходящего. Далее на заводе началась цепная реакция взрывов и возгораний. В процессе этого также был поврежден магистральный газопровод, и вся территория была объята пламенем. Пожар и взрывы продолжались несколько часов.
Взрывоопасность перхлоратов, а главным образом — их смеси с горючими/восстановителями ГОРАЗДО более значительна, чем их токсичность.
У Лина взорвался относительно простой ЖРД на перекиси, а вы предлагаете использовать перхлораты?
пусть и дороже на килограмм.
Заправка двухтонной ракетной ступени обойдётся в 4 миллиона рублей. А нам нужно хотя-бы 2-3 полных прожига ступени сделать. Такими темпами начинающая компания типа Лина быстро разорится.
Азотка — кислота, разьедает все, до чего дотянется
Добавлять в азотную кислоту ингибитор научились ещё со времён Р-12.
НДМГ — сильнейший яд и канцероген
НДМГ и не нужен, вместо него подойдёт скипидар. Он самовоспламеняется с азотной кислотой, и не проигрывает по УИ керосину.
Достаточно рассчитать ЖРД в RPA, выточить КС из инконеля, поставить несколько штифтовых форсунок, графитовую вставку в критическое сечение — и можно испытывать. В этом случае не нужны эксперименты с катализаторным пакетом (как у перекиси), не нужна система зажигания (как у ЖК), не нужно экспериментировать с подбором оптимальной смеси (как у РДТТ).
Массовое совершенство я принимал равным 0.125, что и так является завышенным показателем для любительской ракеты. Масса восьмиступенчатой ракеты с таким массовым совершенством и УИ=185 сек для вывода 10 кг на НОО составит 9113 кг. Но это лишь в теории. А на практике — 15 тонн минимум.
Во-первых, производство РДТТ на перхлоратах это 223 УК РФ.
Во-вторых, перхлорат стоит на два порядка дороже азотной кислоты.
В третьих, работать с концентрированной азотной безопаснее, чем с перхлоратами. На этом видео человек вообще работает с НДМГ и АТ даже без перчаток.
В четвёртых, процесс изготовления РДТТ требует контроля качества, чтобы в заряде не было микротрещин.
В пятых, на первой ступени РН теплоизоляция не обязательна (в случае с ЖК).
В шестых, УИ любительского РДТТ составляет 250-260 сек. УИ любительского ЖРД на паре скипидар/азотная кислота составляет до 305 секунд (Interorbital Systems).
В седьмых, любительские РДТТ имеют худшее массовое совершенство, чем любительские ЖРД.
В восьмых, использование ЖРД позволяет сделать двухступенчатую РН с хорошей мю ПН. Для РДТТ — минимум три ступени.
В девятых, РДТТ имеют большую перегрузку в конце работы. Её можно уменьшить, изменяя профиль заряда. Но это не для любителей.
И что? Шестиступенчатая ракета-носитель будет иметь мю ПН 0.0475% Ракета массой 2105 кг сможет доставить на НОО всего лишь 1 кг полезной нагрузки. Это ужасно мало. УИ слишком низкий.
200 000 000/10ч/60мин/60сек/200Вт/м2=28м2. С учетом энергозатрат на добычу льда и его расплав будет около 40м2 на человека. Масса такой СБ составит около 100-150 кг в лучшем случае. А вот с аккумами проблема, чтобы переждать трехдневную песчаную бурю потребуется 600 кг аккумов на человека. Но это решаемо, теми же гидроаккумулирующими станциями. Но лучше банально наработать избыток кислорода и закачать в баллоны.
Простой пример: у вас есть бутылка с водой и такая-же пустая бутылка. Какая из них будет лучше замедляться в атмосфере?
Переход на водород позволит снизить нагрузку на крыло, и как следствие — понизить перегрузку при входе в атмосферу.
С НОО. Потребная dV перехода принята равной 3800 м/с. При большей dV выигрыш водорода будет выше.
Масса посадочной ДУ составит около 3 тонн (тяговооруженность принята равной 150). Фигня по сравнению с 450 тоннами ТМК. Масса топлива для посадки уже учтена в массе ITS.
Таких-же размеры, как и у водородного ITS. Массовое совершенство водородного топливного отсека — около 8.
Можете посчитать по формуле Циолковского, если сомневаетесь. Массовое совершенство водородных ступеней принято равным 10, метановых — 20. УИ водородных двигателей принят равным 470 сек, метановых — 382 сек.
Сравним стартовый комплекс Сатурна-1Б
И Шаттла:
Башню обслуживания в сравнение не берём, т.к. Шаттл пилотируемый, а Сатурн (со стартового комплекса LC-37B) нет. Смотрим на газоотводный канал. Думаю, разница очевидна.
Кстати, стоимость стартового стола для Ангары оценили в $1 млрд. И это для РН средне-тяжёлого класса, а у нас тут обсуждается супер-гипертяж.
В формуле Циолковского фигурирует именно вакуумный удельный импульс. Разница между вакуумным и земным УИ приводит к потерям на противодавление, которые, как правило, не превышают 200-250 м/с. Эти потери учитываются в общей характеристической скорости, необходимой для выхода на НОО (9000-9400 м/с).
К вышесказанному добавлю, что:
© Дмитрий В., разработчик Энергии.
Плотность пары ЖК/ЖВ от 280 кг/м^3 до 330 кг/м^3 (при охлаждении компонентов до шугообразности)
Нормальная водородная РН имеет массовую долю полезной нагрузки на НОО около 8%, а при использовании композитов и напряженных двигателей (в лучших традициях SpaceX) до 9%. У одноразового ITS'a это значение равно 5.2%. Но это только на НОО. На траекторию к Марсу водородный РБ отправит на 21% больше полезной нагрузки, чем метановый РБ.
Преимущество водорода = 9*1.21/5.2 = 2.1 раза. Т.е. водородная РН будет более чем в 2 раза легче метановой РН аналогичной грузоподъёмности. По габаритам: плотность ЖК/ЖВ = 330 кг/м^3, ЖК/ЖМ = 820 кг/м^3.
Разница = 820/(330*2.1) = 18,3%. Всего лишь 18%! Зато это позволило бы значительно упростить стартовый комплекс (за счет меньшей массы РН) и уменьшить стоимость ДУ РН (т.к. требуется намного меньше тяги)
Про дозаправки: по планам SpaceX требуется 5 танкеров. Соотношение О/Г для пары ЖК/ЖВ = 6. Т.е. На пяти танкерах привозим жидкий кислород (с его хранением проблем не будет), на шестом танкере привозим жидкий водород, заправляемся и тут же стартуем к Марсу. Посадку на Марс можно осуществлять хоть на метане, хоть на НДМГ/АТ.
Плотность LH2/LOX равна 0.33 г/см^3.
Доля стоимости топлива в стоимости запуска РН — менее 1%.
И что? АМС то не наши. И сделать АМС мы тоже не можем.
Сначала почитай про АМС, а потом показывай тут свой ура-патриотизм.
"Россия строит лунную базу"
Zelenyikot и lozga, может хватит писать подобную ахинею?
Никакой российской лунной базы не будет, как и высадки на Луну. Мы не можем её осуществить, у нас даже электроники для космоса нету. Сколько российских АМС было успешно запущено после развала СССР? Ноль. А тут всерьёз обсуждают лунную базу. Дебилы, б#я.
(y+x)/(y+kx)=exp(deltaV/g/Isp), где:
y — масса полезной нагрузки
x — масса заправленной ступени, которую нам и нужно найти
k — коэффициент массового совершенства (масса пустой ступени, делённая на массу заправленной ступени)
deltaV — запас характеристической скорости ступени
Isp — удельный импульс двигателя ступени, выраженный в секундах
g — ускорение свободного падения на Земле, равное 9.81м/с^2.
Для выхода на низкую околоземную орбиту сверхлёгкой ракете нужно примерно 10000 м/с deltaV, для полёта на геопереходную — ещё 2400 м/с deltaV, для выхода на ГСО — ещё 2400 м/с при старте с широты Байконура (1800 м/с при старте с широты Канаверала)
Итого: 14800 м/с deltaV.
Для повышения скорости расчётов примем УИ всех ступеней равным 300 секунд, а массовое совершенство всех ступеней примем равным 0.15. Ступеней будет четыре, как у Протона. Масса ПН = 1 кг.
exp(14800/4/9.81/300)=3.52.
Решаем уравнение: (1+x)/(1+0.15x)=3.52
x=5.39. Прибавим к этому массу ПН (1 кг) и возведём в 4-ю степень, т.к. ступеней четыре:
(5.39+1)^4=1667. Мю ПН = 1/1667 = 0.06%. В семь раз хуже Протона.
А если сделать пять ступеней?
exp(14800/5/9.81/300)=2.734
Решаем уравнение: (1+x)/(1+0.15x)=2.734
x=2.94. Прибавим к этому массу ПН (1 кг) и возведём в 5-ю степень, т.к. ступеней пять:
(2.94+1)^5=949. Мю ПН = 1/949 = 0.105%. В четыре раз хуже Протона.
Кстати, массовое совершенство я немного завысил. Масса четвертой ступени для четырехступенчатой ракеты составит составит 0.808 кг, а масса заправленной — 5.39 кг. У пятиступенчатой РН масса пятой ступени составит 0.441 кг, заправленной — 2.94 кг. Создать ступень таких размеров с таким массовым совершенством невозможно. Поэтому чем лучше массовое совершенство, чем выше УИ и чем больше число ступеней — тем выше мю ПН.
Это не так. Хранение ПХА уже привело к взрыву:
Про ПХА даже тема была на авиабазе.
У Лина взорвался относительно простой ЖРД на перекиси, а вы предлагаете использовать перхлораты?
Заправка двухтонной ракетной ступени обойдётся в 4 миллиона рублей. А нам нужно хотя-бы 2-3 полных прожига ступени сделать. Такими темпами начинающая компания типа Лина быстро разорится.
Добавлять в азотную кислоту ингибитор научились ещё со времён Р-12.
НДМГ и не нужен, вместо него подойдёт скипидар. Он самовоспламеняется с азотной кислотой, и не проигрывает по УИ керосину.
Достаточно рассчитать ЖРД в RPA, выточить КС из инконеля, поставить несколько штифтовых форсунок, графитовую вставку в критическое сечение — и можно испытывать. В этом случае не нужны эксперименты с катализаторным пакетом (как у перекиси), не нужна система зажигания (как у ЖК), не нужно экспериментировать с подбором оптимальной смеси (как у РДТТ).
Во-первых, производство РДТТ на перхлоратах это 223 УК РФ.
Во-вторых, перхлорат стоит на два порядка дороже азотной кислоты.
В третьих, работать с концентрированной азотной безопаснее, чем с перхлоратами. На этом видео человек вообще работает с НДМГ и АТ даже без перчаток.
В четвёртых, процесс изготовления РДТТ требует контроля качества, чтобы в заряде не было микротрещин.
В пятых, на первой ступени РН теплоизоляция не обязательна (в случае с ЖК).
В шестых, УИ любительского РДТТ составляет 250-260 сек. УИ любительского ЖРД на паре скипидар/азотная кислота составляет до 305 секунд (Interorbital Systems).
В седьмых, любительские РДТТ имеют худшее массовое совершенство, чем любительские ЖРД.
В восьмых, использование ЖРД позволяет сделать двухступенчатую РН с хорошей мю ПН. Для РДТТ — минимум три ступени.
В девятых, РДТТ имеют большую перегрузку в конце работы. Её можно уменьшить, изменяя профиль заряда. Но это не для любителей.