Нынешние космические установки позволяют совершить полет на Марс за полтора года без возможности вернуться, с ядерным двигателем, создаваемым "Росатомом", это можно будет сделать за месяц-полтора, заявил Сергей Кириенко.
Ядерная энергодвигательная установка, создаваемая в РФ совместно Росатомом и Роскосмосом, позволит долететь до Марса за небывало короткий срок — около полутора месяцев, сообщил генеральный директор Росатома Сергей Кириенко.
Сегодняшние космические установки позволяют долететь до Марса за полтора года без возможности вернуться обратно и без возможности маневрирования — они один раз разгоняются и далее идут по траектории", — сказал Кириенко в среду, выступая в Совете Федерации.
"Установка с ядерным двигателем позволит долететь до Марса за месяц-полтора и вернуться обратно, поскольку сохраняет возможность маневрирования", — отметил глава Росатома.
Источник: http://ria.ru/atomtec/20160302/1382953983.html
Комментарии
Зачем нам Марс*
Ну, во-первых, это красиво ©...
Там еще можно картоху выращивать как Мэт Деймон)
В баню Мэта Деймона. Марс наш!
Многие считают: в будущем на Марсе,
В будущем на Марсе будут яблони цвести,
И под цветом этих марсианских яблонь
Будут их потомки марсианок там гребсти.
К. Э. Циолковский давно ответил на этот вопрос.
надо вопрос перезадать, чтобы появилась потребность переответить. глядишь, новый Циолковский появится.
Прототипы Циолковского использовались Пелевиным в Амон Ра))) Это он придумал смертников в ступени ракет сажать. Так что к ответам, данным психически ненормальным К.Э., я бы с опаской относился.
Чтобы оставить здесь лентяев и паразитов, пидоров толерастов (можно через запятую, но и без нее смыл имеет). И прочих собачих парикмахеров.
П.С. Евреев тоже придется оставить, им ясно сказали искать свою землю на этой планете, пусть дальше ищут.
Марс как идея развития смежных научных направлений очень даже может быть отличным стимулом для ученых и инженеров в био/техно/нано хрен знает в какой куче технологий
Зачем нам жить вы хотели спросить
Затраты на космические программы могут иметь значительный и немедленный положительный косвенный эффект для экономики здесь на земле, за счет политической роли лидера в космической гонке, развития новых технологий, создания новых рабочих мест и пр.
Затем прямой долгосрочный эффект - в космосе со временем может найтись немало полезного, что ожидает лишь более развитых и дешевых технологий для его освоения.
Но самое главное, выход в космос дает человечеству возможность ставить новые глобальные цели, отличные от цели неограниченного потребления.
Освоении Сибири или Океана, проще, эффективнее и отдача почти сразу)
А зачем когда то было строить корабли и плыть к новым землям? Космос, открывает не меньшие возможности, хотя и осваивать его конечно на порядок сложнее.
А если деньги раньше закончатся?
Ещё напечатаем
"зачем нам космос" - есть такая ПРОГРАММА. Она красного цвета, т. е. это программа Русского этноса "Быть первым, открывателем, воином и спасателем". Нам нравится ТАК ДЕЛАТЬ. Почему? Потому, что мы носители Русского языка. Это - наше функциональное предназначение.
Мощно.
Хорошо, если вам не нужен - то вас вычеркиваем ;)
Космос - это способ гарантировать выживание человека, как вида.
Это ресурсы, новые технологии.
Пока технологии, нужные для космоса находят применение только в космосе.
Даже комментировать лениво, ибо (пардон) бред сивой кобылы. Хотя бы вот это.
ИМХО, как бы там ни было, а космос - это новые технологии и новые ресурсы.
Марс - не Марс, а если хотя бы регулярно Луну будем посещать и осваивать потихоньку - я уже буду счастлив.
- Мне б стока денег, чтоб на самолёт хватило.
- А зачем тебе самолёт?
- Не надо мне самолёт, мне б стока денег!
- Нам бы такой двигатель, шоб можно было до Марсу туда-сюда гонять.
- А зачем нам до Марсу?
- Да не надо нам до Марсу, нам бы такой двигатель!
Автор: Роберт Шекли
Название: Поединок разумов
http://mds-club.ru/cgi-bin/index.cgi?r=84&lang=rus&sbr=2&user=1178&filte...
Расшивруйте
Послушайте аудиокнигу - там как раз про полёт к Марсу и чем это закончилось :)
Ионоулавливающий двигатель при ядерной силовой установке - неплохое решение для дальних полётов.
Электромагнитные ловушки - это единственное решение проблемы реактивного топлива для подобных двигателей на межзвездных перелета. Вот только какова плотность межзвездного вещества? И какова должна быть напряженность поля для создания ловушки диаметром например в 300 км?
Все правильно. Но другого разумного способа нет. Столько рабочего тела с собой не возьмешь...
Bussard ramjet? Это всего лишь теоретическая концепция, имеющая в основе множество трудноразрешимых проблем.
Легко!
Сергею Владиленовичу и его научным консультантам остались сущие мелочи - победить инерцию и научиться мгновенно разгоняться где-то до 16 км/с и мгновенно тормозить до 3,2 км/с. Думаю, он смело может начать эксперименты с теста торможения об бетонную стену при смешной скорости в 27,8 м/с.
С чего такие мутные запросы ? Разве сейчас для полетов на Луну или для выхода на орбиту требуется мгновенно набирать скорость в 11,2 или 8 км/с
Потому что, миляга, минимальное расстояние между Землей и Марсом в 54 600 000 км бывает только в момент великого противостояния, а во все остальное время оно, мягко говоря, больше. Ежели Вы желаете пролететь даже это расстояние пусть даже за 45 суток (что невозможно, поскольку реальная трасса полета будет больше), то Вы должны постоянно лететь со скоростью около 14 км/с (или около 16 км/с для более длинной трассы полета). А вот если Вы будете разгоняться и тормозиться не мгновенно - то не уложитесь в отведенное время.
А если я буду разгонятся не мгновенно, но до скорости не 14, а 140 км/с?
Тогда не уложитесь в 45 суток.
ЗЫ. максимальная скорость КА - 16,2 км/с на лунной орбите была у аппарата New Horizons. Быстрее всех до орбиты Марса добрался Mariner 7 за 131 сутки полета, но он вообще не выходил на орбиту Марса, а пролетел мимо.
Отсутствовала собственная двигательная установка. Как кинули с поверхности земли - с такой скоростью и полетел.
Это максимальная скорость, какую смогли обеспечить химические ЖРД для аппарата массой 478 кг, из которых 77 кг монометилгидражин. Это топливо для ЖРД стабилизации и ориентации.При необходимости эта ДУ могла дать приращение скорости под 300 м/с
Эти 300 м/с были использованы? Нет. Существенны ли по отношению хотя бы к первой космической? Нет. Как кинули с Земли так и полетело? Да. Что сказать то хотели?
А к чему тогда Ваше заявление о том, что на нем не было своей ДУ? Ду была и появилась бы необходимость - использовали бы для доразгона. 300 м/с - это, вообще говоря, дофига для КА такой массы.
Что значит как кинули с Земли? Этим-то Вы что сказать хотели?
Ок, предполагал что начнёте придираться, но понадеялся на благоразумие. Исправляюсь: небыло маршевой ДУ.
Вы это серьёзно? Дофига по отношению к чему? Для движков коррекции? Может и дофига. Для маршевых - около 2% от общей скорости - не серьёзно.
Кинули с земли - большая часть энергии топлива (99%+) потрачена на вытаскивание этого самого топлива из гравитационного колодца. Если сравнивать - сравнивать с массой третьей ступени (или почти пустой второй).
Хотите пример? Для коррекции наклонения полутратонного КА на ГСО надо отработать импульс порядка 0,12 м/с, для суточная схемы, или 0,20 м/с для полутрасуточной схемы коррекций. А за год расход характеристической скорости составляет для удержания на орбите - несколько десятков м/с. Для КА массой меньше 500 кг, запас характеристической скорости ДУ в 300 м/с это именно дофига.
Так Вы посмотрите, как выводятся эти аппараты. Сначала вывод ка и разгонника на LEO, потом коррекция наклонения, а потом разгонный импульс. Вот и получается, что последняя ступень с химическим ЖРД при старте с LEO позволяет разогнать КА максимум до 16,26 км/с, о чем я и написал. Если интересует конкретика, для NH использовался Центавр. Какие к этому претензии?
Такой - не хочу. Каким концом расход для микрокоррекций орбиты относится к скорости межпланетных перелётов?
Кроме того - не понял при чём тут масса КА, если в характеристической скорости она уже учтена.
Об этом и говорил.
CENTAUR (ATLAS VERSION)
Dry mass: 1,700 kg
Propellant mass: 13,790 kg
Thrust: 146.8 kN vac
Burn time: 408 s for single burn direct ascent, or 312 + 93 s for dual-burn parking orbit ascent .
408 секунд разгона. Для приращения 8.3 км/с.
Чтобы иметь максимальную в середне пути в 32км/с - нужно прирастить втрое больше, но за ~22 дня. Те - имея приблизительно в 4659 раз меньшее ускорение. Те 31.5 Н на массу... (во сколько то раз большую чем 500 кг new horizons, лень считать через Циолковского, сколько там центавр тратил на разгон топлива). Уже давно существуют ионники по 30Н тяги. Дальше нужно брать характеристики ионника и потребляемую мощность, считать массу источника питания+осхлаждения, смотреть сколько полезной нагрузки останется и соответственно сколько движков лепить и насколько большой КК получается.
С другой стороны - давно посчитано. И цифры примерно те же. С чего Вы решили понаезжать на статью - непонятно.
Я вам привел пример отработки коррекций в реальном полете.
Вы упускаете две простых вещи, оперируя приращениями скорости для ЖРД. 1. Запас топлива для работы ЖРД. 2. Даже если удастся разогнать большой КК при помощи ЖРД до скорости в 16 км/с, до Марса он будет лететь не 30-45 дней а гораздо больше, поскольку речь будет идти о гораздо большем расстоянии, чем 55 млн. км - лететь по прямой у Вас никак не получится. ЖРД смогут разогнать корабль до 32 км/с? Это запойный бред.
"31,5 Н на массу" это вообще что?
Ионник с тягой 30 Н? Мило. А Вы переведите ньютоны в кгс и получите, что это тяга всего лишь в 3,059 кгс. Кстати, что это за двигатель? Известные мне ионники имеют тягу в миллиньютонах, например NSTAR имеет тягу 30 (максимум 92) мН, то есть 3,0591 гс при удельном импульсе порядка 3200 с. Вот СПД, те да. Перспективный СПД-240 может дать тягу аж до 80 грамм-силы при удельном импульсе до 2700 с. И весит один такой СПД 25 кг. Массу ДУ, собранную из таких СПД считайте сами.
То, что Вы привели в примере "давно посчитано" - это полет с гипотетическим 200 МВт VASIMR, которого не то что в природе еще нет, так и обещанные испытания прототипа на МКС переползли на 2018 г, и то не известно, будут ли они. Кстати, и реактора для КК на 200 МВт у американцев нет.То есть рекламное заявление разработчиков VASIMR, без обоснования и вообще каких-либо внятных пояснений. Вот ровно такую херню Кириенко и использовал в своем рекламном выступлении. Если что, прототип VASIMR при тяге в скромные 6 Н имеет массу порядка 1900 кг.
На статью наехал - потому что Кириенко несет бред. Хотите его защищать - Ваше дело.
По статье - одно дело наезжать на Кириенко, другое - на принципиальную возможность проекта.
Чепуху пишете. Вы докопались, что приращение в 300 м/с ничтожно, я показал что в реальных полетах оперируют еще меньшими величинами. Остальное - пустословие, не подкрепленное фактами. Наименование заявленного Вами ионного двигателя с тягой в 30 Н Вы скромно не привели.
Да причем тут принципиальная реализуемость проекта - приведите ссылку, где я говорил, что такой проект принципиально не реализуем? Я же русским по белому который раз пишу, что за заявленные Кириенко месяц-полтора полета на Марс ни на ЖРД, ни на электроракетных двигателях не реализуемы. На ЖРД для полета за такое время стартовая масса превысит все разумные пределы, на электроракетных разгон по спирали с LEO займет порядка месяца. Что Вам еще не понятно?
Пример я Вам привел корректный. 300 м/с - это существенное приращение. Ваша эквилибристика по поводу маршевый - не маршевый забавна, Вы вообще заявили об отсутствии ДУ.
По ионным двигателям вы ахинею пишете, путая мягкое с теплым. У ионных двигателей тяга 20—250 мН. мН - это миллиНьютоны. Вам размерность понятна? А Вы написали чушь о 30 Н и теперь пытаетесь как-то выкрутиться.
Месяц - разгон на ионных двигателях с LEO до второй космической. Месяц - торможение до первой космической для Марса, чтобы выйти на орбиту Марса. итого на разгон + торможение 2 месяца. За какой срок долететь-то Марса планируете, чтобы в заявленные Кириенко полтора месяца полета уложиться? Это-то вопрос Вам понятен?
По сравнению с ~8200 м/с приращения полученных от разгонника Centaur? Хватит бредить.
Так и не осилили прочитать написанное? Для слеповатых повторю:
DS4G - could produce a thrust of 2.5 N.
СПД-290: Тяга, Н 0,30–1,30
Для особо одарённых: 2500 миллиНьютонов и 1300 миллиНьютонов.
UPD: Вдогонку:
http://www.energia.ru/ktt/archive/2013/01-2013/01-01.pdf
Считаете себя сильно компетентнее писавших это?
Страницы