|
Delta V cca 3,5 km/s potrebna pro dosazeni unikove rychlosti a elipticke drahy kolem Slunce s apocentrem na urovni drahy Marsu neplati z hranice gravitacni sfery vlivu Zeme. Plati to v blizkosti Zeme a v praxi je tato delta V prictena ke kruhove rychlosti ve smeru horizontalne s povrchem Zeme ve vysi kolem 200 km . Teleso prejde na parabolickou drahu vuci Zemi a na eliptickou drahu vuci Slunci. Pokud delta V je takova, ze apocentrum elipticke drahy bude dosahovat presne obezne drahy Marsu, musime vyuzit startovni okno, kdy let k Marsu bude casove nejdelsi ale s nejmensi potrebnou deltaV. Casove okno bude relativne siroke, nebot v dobe priblizeni kosmicka lod poleti prakticky ve smeru letu Marsu. Pokud chceme let k Marsu zkratit, musime zvolit eliptickou drahu letu s mnohem vyssim apocentrem, nez je draha Marsu. V okamziku protnuti v urcitem uhlu drahy Marsu vesmirnou lodi tam prave take musi byt Mars a svou pritazlivosti lod zachytit. Proto starovni okno je velmi uzke. K dosazeni takove drahy potrebujeme jen mirne vyssi deltaV nez v prvem pripade ale cas letu se zkracuje podstatne. Proto let k Marsu a zpet lze planovat radove na mesice ale take na roky, pricemz rozdil v potrebne rychlosti je maly – stovky m/s. Ovsem mnoho zalezi, jak dlouho v oblasti Marsu (na jeho obezne draze) chceme zustat, aby nas Zeme nepredletela treba o jeden obeh Slunce.
Kdyz nepouzijeme primy let, pro let k Marsu nemusi byt vyuzivany jen nestabilni libracni body. Je mozno aby zaklad kosmicke lodi byl vynesen bez posadky na nizkou obeznou drahu Zeme chemickymi motory, pak bude lod urychlovana po dlouhou dobu radove az mesicu iontovymi motory po spiralove draze na velmi vysokou drahu (rekneme 100 - 200.000 km) a teprve pak se k nemu v kratkem case (radove dni) pripoji modul s lidmi vyneseny druhou chemickou raketou primo na tuto vysokou drahu. Potom se odtud kompletni kosmicka lod pohanena opet chemickymi motory vyda na rychlou cestu k Marsu s potrebnou pridavnou rychlosti jiz radove jen stovky m/s az okolo 1km/s. Jaderny zdroj iontoveho motoru muze zasobovat posadku energii po dobu letu. Tento zpusob by byl realisovatelny s mene vykonnymi klasickymi nosici, nezli primy let ze Zeme k Marsu vzhledem k uspornosti iontoveho motoru. Samozrejme, spiralova draha muze koncit az v libracnim bode, vse zavisi jakou cast rychlosti ma zajistit ktery druh pohonu a tedy jaky cas chceme venovat urychlovani iontovym motorem. Velkou vyhodou je vyuziti iontoveho motoru aniz se prodlouzi doba letu posadky
Jeste k uvaham o eliptickych drahach Zeme a Marsu: Pokud vim, kdybychom nakreslili drahu Zeme jako kruznici o polomeru 1 m, pak skutecna elipticka draha se nebude lisit o vice nez silu cary (necely 1 mm). Draha Zeme kolem Slunce je prakticky kruznice, takze nejake uvahy o vyuziti apocentra nebo pericentra zemske drahy nemaji valny vyznam. Nevim presne, ale myslim, ze elipsa Marsovy drahy rovnez neni nijak vyrazna. Nekdo mne muze opravit nebo doplnit.
|
|
| Draha Zeme sice je skoro presne kruhova, ale vzdalenost Slunce-Mars se meni skoro o 0.3 Au, takze obezne drahy Zeme a Marsu jsou od sebe v ruznych bodech vzdalene od 0.3 AU do 0.7 Au. |
|
| Co se týká startu z L1 a nebo vysoce výstředné dráhy, tady asi zapomeňte na chemické motory. Tak dlouho nevydrží žádná energetická KPL, nejvyšší trvanlivost má UDMH a N2O4, ale Isp jen asi 3100. Nevím jak dlouho vydrží bez velkých ztrát třeba LOX a kapalný methan (methanu stačí vyšší teplota než LOXu, Isp 3500-3700), ale pokud chceme použít vodík jako palivo (v jakémkoliv motoru), musí být celá zásoba vynesena velmi rychle, jinak budou ztráty neúnosné nebo velká váha izolace nádrží. Objemné nádrže na LH váží 15-30% váhy LH, a to doplňují ztráty po celou dobu před startem. |
|
citace:
- je to docela zvláštní, ale asi to tak bude, jen mi, prosím, řekni, jak tuto "rychlost ve vzdálenosti X" nějak jednoduše spočítat, nebo odhadnout
- jak jsi spočítal těch 2800 m/s ve svém příkladu? píšeš něco o zákonu zachování energie - jak tu rychlost z toho dostaneš?
Aleši, dostaneš to celkem snadno. Pohybuje-li se hmotný bod v gravitačním silovém poli, zůstává součet E jeho kinetické a potenciální energie konstantní. Čili:
1/2.m.v^2 - G.M.m/R = E = kosnt. (gravitační potenciální energie je záporná, proto znaménko mínus)
kde m je hmotnost tělesa, v jeho rychlost, G gravitační konstanta a M je hmotnost tělesa, které je zdrojem gravitačního pole. Přičemž platí, že:
pohyb po elipse E < 0
pohyb po parabole E = 0
pohyb po hyperbole E > 0
Znáš-li tedy rychlost tělesa v dodě A, kde má rychlost v1 a je ve vzdálenosti R1, můžeš spočítat jeho rychlost v2 v bodě B ve vzdálenost R2.
1/2.m.v1^2 - G.M.m/R1 = 1/2.m.v2^2 - G.M.m/R2
a po vykrácení
1/2.v1^2 - G.M/R1 = 1/2.v2^2 - G.M/R2
Přesně tohle jsem použil ve výpočtu. V bodě A měla raketa rychlost 7600+3500 m/s a byla ve vzdálenosti 400 km od Země a vypočítal jsem její rychlost ve vzdálenosti 1 mil. km. Vyšlo těch 2800 m/s.
Ještě jenom takovou malou poznámku. Gravitační pole patří mezi konzervativní silová pole. Důsledkem toho je, že pokud přemístíme těleso z bodu A do bodu B, nezáleží na tom, po jaké křivce se budeme pohybovat a vždy vykonáme stejnou práci. Tím neříkám, že něco takového je v reálném případě možné Ve skutečnosti přicházejí v úvahu pouze dráhy ve tvaru kuželoseček a přímka. Pokud ale např. vystřelíme raketu z oběžné dráhy Země rychlostí v libolným směrem, bude mít v nějaké jiné vzdálenosti R vždy stejnou rychlost a dá se i vypočítat, do jaké maximální vzdálenosti se může dostat.
Snad jsem to napsal srozumitelně |
|
citace:
Z těchto úvah mi ale zatím plyne, že přímý odlet z L1 na dráhu k Marsu (bez gravitační asistence) by z hlediska dV neměl být nijak zvlášť výhodný:
- musíme se dostat z LEO do L1 s dV cca 3200 m/s
- oběžná rychlost kolem Země v oblasti L1 je cca 1000 m/s
- i když tedy z L1 odletím optimálním směrem, budu stejně potřebovat další dV na úrovni 1500 - 2000 m/s
- celkové minimální dV je tedy cca 5000 m/s oproti cca 3500 m/s při přímém (rychlém) odletu z LEO
- je tato představa správná???
Já si také myslím, že pro let k Marsu není L1 výhodný. Mám pro to několik důvodů. Raketa se nejspíše bude sestavovat na oběžné dráze a bude se tam i tankovat palivem. Znamenalo by to tedy, dostat všechny její součásti do L1. Stavba tedy asi bude dlouhodobější záležitostí a může trvat i roky. Přičemž mám pocit, že L1 je nejméně stabilní librační bod. Při sebemenším vychýlení tělesa z tohoto bodu prudce roste gradient gravitačního pole a těleso začne padat k Zemi nebo k Měsíci. Neustálé udržování rozestavěné rakety v L1 by ztěžovalo její stavbu. Může například dojít k nějaké havárii typu Columbia, na rok se přeruší lety do L1 a je vymalováno a můžeme začít od začátku. |
|
Ervé: tak nad tím jsem již přemýšlel mockrát. Docela by mě zajímalo, jak dlouho lze skladovat tekutý vodík v kosmickém prostoru. Tzn. při teplotách okolního prostředí cca -150°C. Myslím, že vyšší teplotu prostředí uvažovat nemusíme. Před přímým slunečním světlem by se asi daly nádrže chránit nějakou soustavou "slunečníků". Právě možná doba skladování LH je jedním z limitujících faktorů pro délku celé mise k Marsu. Dokonce i často uvažovaný pohon VASIMR by měl jako pohonnou látku používat LH.
Takže pokládám otázku. Víte někdo, jaké jsou dlouhodobější možnosti skladování LH v podmínkám kosmického prostoru? |
|
Pokud by slo jen o dlouhodobe skladovani, zajimavy by byl treba hydrid lithia (LiH).
O jeho vlastnostech jsem nasel toto:
Je to pevna latka (800kg/m^3), pri zahrati nad cca 700st. Celsia se rozklada na lithium a plynny vodik. V pomeru k objemu je v nem obsah vodiku cca o tretinu vyssi, nez v tekutem vodiku (to proto, ze je vazan pevne v krystalove mrizce). V pomeru k hmotnosti je to slabsi - vodik dela jen 13% hmotnosti. Je vcelku stabilni, nesmi prijit do primeho styku s vodou a hlinikem. Pouziva se krome specialnich ucelu v chemii napriklad v konstrukci vodikovych pum (jako hydrid deuteria) a je to jeden z materialu uvazovanych pro pohom vodikovych automobilu.
Pokud chapu dobre, po tepelnem rozkladu na pevne lithium a vodik by se melo dat lithium znovu pomerne snadno nasytit vodikem.
Material je sam o sobe prilis tezky, nez aby mohl slouzit jako zdroj paliva pro lod, ale dalo by se z nej mozna udelat jakesi dlouhodobe lithiove "skladiste" vodiku na obezne draze.
Je ale dost pravdepodobne, ze prachsprosta vysokotlaka nadrz na plynny vodik by byla vyhodnejsi  |
|
A co se toho tekuteho vodiku tyka, vystoural jsem tohle:
From: Bruce Dunn
Newsgroups: sci.space.tech
Subject: Re: liquid hydrogen - how long to boil off
Date: Tue, 16 Jan 2001 08:27:07 GMT
Jeff Greason wrote:
>
> Bruce,
> Do you have a citation for this? Looks like a good study to add to the
> shelf.
> -- Jeff Greason
> XCOR Aerospace
After much thrashing around and digging into piles of material, I found
the study. I should have kept looking when I failed to find it the
first time I posted....
Future Orbital Transfer Vehicle Technology Study, Volume II - Technical
Report
NASA Contractor Report 3536
NASA 1982 (about 240 pages, soft cover)
Study was carried out by Boeing, with Eldon E. Davis as Study Manager.
Estimated boiloff rates for hydrogen and oxygen propellant storage
tanks, in low earth orbit, are as follows:
Liquid Hydrogen: 0.127% per day, 3.81 % per month
Liquid Oxygen: 0.016% per day, 0.49 % per month
These values are higher than in my previous post, but are freshly
calculated from the data in the report.
Conditions: A tank set for on-orbit storage of propellants for a
reusable orbital transfer vehicle contains a total of 59400 kg of liquid
oxygen and hydrogen, at a mixture ratio of 6 to 1 (given data). This
equates to 8486 kg hydrogen, and 50,914 kg oxygen, before boiloff. The
study assumed multilayer insulation consisting of 50 layers of double
aluminized kapton (0.15 mils thick), separated by dacron net. Heat
leakage includes that through the insulation, as well as through
tank/shell struts and fill, feed and vent lines. The heat leakage
causes a boiloff in this specific tank set of 0.45 kg/hour of liquid
hydrogen, and 0.36 kg/hr of liquid oxygen. Given the loading of each
propellant, this translates into the percentage losses seen above. It
should be noted that boiloff is governed by heat leakage, and the rate
per hour does not depend on the amount of propellant in the tanks. With
partly filled tanks, the percentage loss per day or month would be
higher.
As an additional data point, a graph of boiloff vs. layers of insulation
shows that if only 10 rather than 50 layers of insulation are used, the
hydrogen boiloff rate is about 2.2 kg/hr rather than 0.45, and the
oxygen boiloff rate is about 1.6 kg/hr rather than 0.36.
|
|
| Z toho se da usoudit, ze pro nadrz s nekolika desitkami tun tekuteho vodiku by mohl byt odpar pod 10kg/hod, takze vydrzel v nadrzi az rok, mozna vic. Ze obvykla nadrz v rakete nevydrzi plna tak dlouho bych pricital spis snaze o konstrukcni jednoduchost a maximalni odlehceni (proc vypiplavat izolaci, kdyz je stejne palivo za par minut spotrebovano). |
|
citace:
Co se týká startu z L1 a nebo vysoce výstředné dráhy, tady asi zapomeňte na chemické motory. Tak dlouho nevydrží žádná energetická KPL, nejvyšší trvanlivost má UDMH a N2O4, ale Isp jen asi 3100. Nevím jak dlouho vydrží bez velkých ztrát třeba LOX a kapalný methan (methanu stačí vyšší teplota než LOXu, Isp 3500-3700), ale pokud chceme použít vodík jako palivo (v jakémkoliv motoru), musí být celá zásoba vynesena velmi rychle, jinak budou ztráty neúnosné nebo velká váha izolace nádrží. Objemné nádrže na LH váží 15-30% váhy LH, a to doplňují ztráty po celou dobu před startem.
Tvoje fascinace trvanlivostí paliva pro chemické motory je asi na místě - ale mám pocit, že jediné KPL (kromě manévrování) budou potřeba pouze na sestup z vysoké oběžné dráhy Marsu na nízkou a zpět, a na sestup z této "LMO" (Low Mars Orbit :-) na povrch a zpět, a pak jen pro korekce dráhy letu návratové kabiny při přistání na Zemi.
Shodneme se, že "pomalu akcelerující" planetolet by měl být v pilotovaném módu schopen pomocí zvoleného pohonu s vysokým Isp alespoň navedení z a na velmi vysokou dráhu kolem Marsu a Země, s oběžnou dobou v řádech týdnů (jako Měsíc) - a potom pro ně nebudou potřeba žádné pohoné hmoty (s výjimkou pracovního média pro elektrický poho, pokud bude solární plachta zavržena).
Tzn. ta parkovacá dráha by měla v té výšce, aby iontový motor získal potřebné delta-v pro přelet k Marsu během nasi tak poloviny otočky (dva týdny) - jedině tak se dostatečně zkrátí doba pilotovaného přeletu a kosmonauti se nám neunudí k smrti (i když zrovna poblíž Země myslím psychologické problémy nebudou velké...ale to už jsme řešili)
Při návratu od Marsu opět veškeré vzorky zůstanou na této dráze, a zpět se vrátí pouze návratová kabina po podobné dráze jako Apollo od Měsíce, tzn. využije se brždění o atmosféru, ne motorem, a u korekčního motoru (s trvanlivým palivem) asi Isp 3100 bude stačit.
Ještě k těm libračním bodům - poměrně rychle dostupný klasickou raketou by měl být ještě bod L2 (nebo je to L3?) v soustavě Slunce-Země, a z tohoto bodu lze rozhodně snadno přejít na řadu dalších drah kolem Slunce nebo Země - takže setkání v L1 Země-Měsíc bylo jen takový plácnutí něčeho, co jsem kdesi četl - zato odlet z L2 Slunce-Země by ale už byl určitě možný s využitím skoro libovolně malého tahu motoru, stejně jako odlet z L1 Slunce-Mars...
(L3 Země Slunce je tuším bod přesně na druhé straně Slunce než Země, a stejně daleko... to může být celkem zajímavé místo pro případné utajení čehokoliv před přímým pozorováním ze Země... ;-) ale pro cestování to není příliš praktické...)
Výhodou libračních bodů proti vysoké oběžné dráze je ta trvanlivost - z libračního bodu můžeme odletět kdykoliv, když zvolíme správný směr, zatímco z vysoké oběžné dráhy (oběh 1x za několik týdnů) bude pro daný tah motoru možný odlet pouze jednou během každého oběhu - tzn. startovní okno pro posádku bude pouze 1x za několik týdnů - zatímco startovní okno při využítí libračních bodů bude souvisle trvat třeba několik týdnů (podle rezervy tahu planetoletu), což daleko více odpovídá stavajícím možnostem pilotovaných startů...
|
|
Vážení,
utíkáte od tématu "reaktory a jádro v kosmuů |
|
Omlouvam se, ze jeste odbehnu od tematu: Libracni body prece nejsou pevne v souradnicich vztazenym ke hvezdam ale otaci se s Mesicem kolem Zeme, presne receno kolem teziste soustavy Zeme-Meic. Pri startu na cestu k Marsu musime vyuzit rychlosti teto rotace stejne jako pri startu s velmi vysoke obezne drahy. Proto kdyz neodstartujeme vcas, musime cekat cely dalsi obeh Mesice. V extremnim pripade libovolneho staru by se nam tato rychost take mohla odecist. Dalsi skutecnosti je, ze uhlova rychlost satelitu ve vysce libracniho bodu od Zeme je vetsi, nez uhlova rychlost Mesice. Pri zastaveni v libracnim bode tedy musime teleso zbrzdit, coz jsou ztraty a navic stale stabilizovat, coz jsou rovnez ztraty. Opravdu nevidim zadnou vyhodu libracniho bodu pri ceste na Mars.
Co se tyka chem. paliv pri startu k Marsu z velmi vysoke drahy (kam bude teleso dopraveno iontovym motorem), toto palivo by nejspise privezla az druha raketa s posadkou a tedy by slo pouzit i LOX + LH2. Jelikoz vsak pro operace u Marsu by nejspise bylo pouzito UDMH/N2O4, bylo by vyhodnjesi pouzit jednotne toto palivo. Mensi specificky impuls do jiste miry vyrovnavaji mnohem mensi a lehci nadrze. Potrebne zrychleni z velmi vysoke drahy je max. okolo 1000 m/sec , takze mensi spec. impuls nemuze vazneji ovlivnit ekonomiku celeho letu.
Kdyz vsak sleduji ponekud hlemyzdi tempo vyvoje kosmonautiky v poslednich 2 desetiletich, domnivam se, ze pokud se ma uskutecnit Bushova vize v predpokladanem terminu, poleti prvni lide k Marsu pouze s chemickymi palivy a bude vyuzito setkani na nizke obezne draze Zeme, maximalne snad to urychleni iontovym motorem na velmi vysokou drahu
|
|
I já se omlouvám, že utíkám od původního tématu, ale já to pak kdyžtak nějak přeházím do speciálního :-)
Moje zjednodušené představy jsou následující ...
Obávám se, že z libovolně vysoké KRUHOVÉ oběžné dráhy kolem Země budeme muset zrychlit o delta V MINIMÁLNĚ 2000 m/s, abychom přešli na dráhu k Marsu (bez dalšího dlouhodobého urychlování), protože vždy potřebujeme ten přebytek rychlosti na hranici sféry vlivu Země na úrovni 2500 - 3000 m/s. Při nižších odletových rychlostech sice můžeme uniknout na heliocentrickou dráhu, ale ta se nebude příliš lišit od dráhy Země a nedostaneme se takto k Marsu.
Extrémním příkladem může být kruhová oběžná dráha téměř na hranici sféry vlivu Země, tedy cca ve výši 1 mil. km. Oběžnou rychlost zde máme ještě cca 630 m/s, takže při odletu optimálním směrem potřebujeme těch mých zmiňovaných minimálně 2000 m/s pro dosažení heliocentrického apocentra zhruba na úrovni oběžné dráhy Marsu. Z jakékoliv nižší kruhové dráhy musíme zcela jistě zrychlit ještě více, abychom unikli potřebnou rychlostí.
Druhým extrémem je nízká LEO ve výši jen 200 km, odkud je třeba odletět rychlostí (delta V) cca 3500 m/s, abychom dosáhli stejného efektu (dostali se na dráhu k Marsu, nikoliv jen na obecnou heliocentrickou).
Rozdíl mezi těmito dvěma extrémy je jen 1500 m/s. Pro vystoupání na vysoké (kruhové) oběžné dráhy ale potřebujeme dV na úrovni 4000 m/s.
Pro klasické pohony (s vysokým tahem a zrychlením) tedy podle mne nemá příliš smysl stoupat před odletem na vysoké dráhy (i když pomalu a s pohony s vysokým Isp), protože maximální reálný efekt pro delta V je snížení o 1500 m/s, ovšem za cenu všech komplikací s dlouhodobým pobytem na vysoké dráze (vyšší radiace, obtížnější dostupnost).
Odlet z vysoké dráhy je relativně výhodný pro dlouhodobě působící pohony (které budou zajišťovat zrychlování i na heliocentrické dráze), protože k přechodu na heliocentrickou dráhu je třeba malé dV (pak se ale musí zrychlovat dál zase minimálně o 2000 m/s, spíše však ještě o dost více). To je doména pohonů, které mohou využívat "reaktory a jádro v kosmu" a proto je tento příspěvek v tomto tématu :-)
Bod L1 je z tohoto pohledu trochu v jiné situaci, ale pro let k Marsu to asi nebude nic moc.
Při letu ze Země snad nebude třeba pro přechod do L1 "zbrzdit", protože tam nemusíme přiletět z kruhové dráhy (na které bychom skutečně museli "zbrzdit"), ale z eliptické dráhy, na které bude stačit "méně zrychlit", abychom se udrželi v L1, než kdybychom přecházeli na obecnou kruhovou dráhu ve stejné výši. Veškerá "úspora" ale (podle mého názoru) padne vniveč, pokud bychom se z L1 pokusili přejít přímo na heliocentrickou dráhu, protože přesně o tu "úsporu" bychom museli mít větší dV, než při přechodu z dráhy mimo L1.
Nejsem v tuto chvíli schopen posoudit, jaké efekty může mít přechod na heliocentrickou dráhu z L1 s využitím gravitační asistence Měsíce, nebo Země (těsným průletem).
Myslím si tedy zatím (podobně jako řada ostatních), že bod L1 je snad výhodný pro lety k Měsíci, ale k Marsu už takové výhody nemá. V diskusi o L1 pro lety k Měsíci se raději přesuneme do nového tématu, které založil Mirek.
P.S.: Další poznámky:
- Honzo, díky za vysvětlení, snad už to pomalu chápu
- skladování LOX a LH2 v kosmu je obtížné, ale určitě ne nemožné, takže si myslím, že se to možná někdy použije |
|
| Díky za vysvětlení, potěšily mně hlavně nízké ztráty LOXu. Pro let k Marsu z L1 počítáte patrně špatný postup startu. Já jsem počítal se spomalením z L1 o těch 50-100 m/s (navedení na původní výstřednou dráhu), aby ho Země přitáhla, oblet kolem Země (perigeová rychlost 3100 m/s - gravitace) a přitom zrychlení o 400-500 m/s, aby měli těch potřebných 3500 m/s, všechno navíc je už pro zkrácení doby letu. Logika letu do L1 mi napovídá, že mám pravdu. Přitom se nádrž LOX vyveze jako první - ztráty mnohem menší než LH, posádka a LH se vynese těsně před startem, takže použijeme klasické motory - LOX a LH pro start, LOX a methan pro všechno ostatní - methan potřebuje vyšší teplotu než LOX, takže jeho ztráty budou zhruba stejné, navíc odpadají problémy s toxicitou paliva. Motory NERVA nemají budoucnost, pokud se realizuje JIMO, ten totiž vyžaduje mnohem menší nádrž LH, která se bude snáze izolovat. |
|
Psal jsem, že mi nebyl jasný odlet z L1 kolem Země :-)
Po Ervého vysvětlení už je mi to jasnější a vypadá to velmi výhodně i pro let k Marsu (obecně k planetám).
Nejasný je pro mne ale nyní přechod na L1 a z L1. Nějak nechápu těch 50 - 100 m/s (i když se to na netu uvádí). Protože se to ale týká především L1, popíšu to v příslušném tématu. |
|
Nyni nevim, zda je vhodne v te diskusi pokracovat v tomto tematu, nebo v tematu o L1. Zasadni nesrovnalost je prave v te potrebne rychlosti Delta V na hranici pritazlivosti Zeme pro dosazeni orbitu Marsu. Bohuzel jsem zde v Hanoji jen na skok, nemam zde zadnou literaturu ani kloudnou kalkulacku, verim, ze to nekdo spocte presne. Pan Holub uvadi, ze na hranici sfery sfery Zeme je treba dekta V pro dosazeni drahy Marsu na urovni 2500-3000m/3. Abychom se dostali na hranici sfery Zeme, potrebujem vlastne prvni kosmickou rychlost udelenou u Zeme ve vysi cca 200 km v hodnote cca 11.200 m/s . Pak na hranici sfery Zeme bude mit teleso jen nepatrnou rychlost vzhledem k Zemi a poleti tedy po prakticky kruhove draze Zeme. Podle udaju pana Holuba bychom pri primem startu k Marsu z nizke obezne drahy potrebovali rychlost 13.700 – 14.200 m/s. Je to opravdu tak? Domnivam se, ze potrebna rychlost pro eliptickou drahu s apocentrem u Marsovy drahy bude o dost mensi . I pan Erve uvadi potrebnych dV 3500m/s u LEO pro let k Marsu, tedy celkem cca 11.400m/s, coz odpovida na hranici pritazlivosti radove jen 200 m/s. To jsou opravdu velke rozdily v udajich a rozhodne se priklanim k mensi potrebne rychlosti, nebot i u LEO je treba jen relativne mala dV pro prechod na elipsu s apogeem treba 3x vyssim.
Panu Vackovi vyslo, ze kdyz bude mit raketa v bode A ve vzdalenosti 600 km od Zeme rychlost 7.600 + 3.500 = 11.100 m/s, pak v bode B ve vzdalenosti 1 mil. km bude mit jeste rychlost 2.800 m/s . To snad neni take mozne, vzdyt by se asi ani do vzdalenosti 1 mil km od Zeme nedostala a po elipticke draze by se vracela zpet . Uvital bych, kdyby nekdo spocetl tyto tyto veci presne, nebo zjistil udaje konkretnich sond k Marsu, kterych jiz bylo dost. Vetsina z nich vsak letela rychlejsi drahou, nez je draha nejuspornejsi, kdy apocentrum elipsy se pouze dotkne Marsovy drahy.
|
|
| Pro pilotovaný let k Jupiteru/Europě se bez atomové energie neobejdeme, a při dlouhodobém pobytu na Marsu taky ne, solární panely v prašné bouři žádnou elektřinu nedodají. Osobně si myslím, že s postupným opadnutím hysterie kolem jádra se vývoj soustředí na ionty/Vasimir + reaktor jak pro lety k Marsu, tak i dál. Pro první let na Mars není nezbytný, ale zase je let na Mars vhodný důvod k jejich rychlému vývoji a výrobě, pokud v roce 2011 bude funkční reaktor JIMO, bude možné lepší verzi použít kolem roku 2020-25 pro let k Marsu. |
|
Pilotovaný let k měsícům Jupitera bude zřejmě navždycky vyloučen, kvůli radiaci Jupitera. Obrovské problémy v tomto prostředí má i elektronika bezpilotních sond....
|
|
| Nikdy neříkej nikdy. Radiace se dá odstínit jak konstrukcí lodě ( štíty, vhodné rozmístnění KPL) tak i vytvořením vlastního silného elmag. pole. Navíc pod kilometrem ledu už žádná velká radiace být nemůže. Clark kvůli radiaci plánoval stanici na odvrácené straně Ganymedu, šlo by použít i Callysto - na obou je led - zdroj LOX a LH pro všeobecné použití. |
| 22.10.2014 - 07:59 - dodge | |
|
Fúzní reaktor bude k dispozici během 5-ti let, říká firma Lockheed-Martin.
http://www.universetoday.com/115411/fusion-energy-always-50-years-away-now-just-5-according-to-lockheed-martin/ |
|
citace:
Fúzní reaktor bude k dispozici během 5-ti let, říká firma Lockheed-Martin.
Profesoři jaderné fyziky z MIT jsou k tomuto siláckému oznámení LM poměrně skeptičtí.
http://www.technologyreview.com/news/531836/does-lockheed-martin-really-have-a-breakthrough-fusion-machine/ |
| 23.10.2014 - 12:51 - dodge | |
|
| http://technet.idnes.cz/fuzni-reaktor-lockheed-martin-dkb-/veda.aspx?c=A141022_150124_veda_mla |
| 01.12.2014 - 16:11 - dodge | |
|
Stanovisko: Mnoho důvodů ke skepsi k projektu Fusion Skunk Works.
http://aviationweek.com/technology/opinion-many-reasons-be-skeptical-skunk-works-fusion-project?NL=AW-05&Issue=AW-05_20141201_AW-05_384&YM_RID=%60email%60&YM_MID=%60mmid%60&sfvc4enews=42&cl=article_3&elq=b6d19294e0384fec9d10634739a2e050&elqCampaignId=1213 |
|
Firma Princeton Satellite Systems se snaží vyvinout fůzní motor, který by znamenal zpřístupnění celé planetární soustavy pro lidstvo. Do 2-3 let by chtěli mít první fůzi. Podporuje je NASA.
http://us.blastingnews.com/news/2017/06/could-small-fusion-rockets-open-up-the-solar-system-001766493.html
 |
|
nebyla takova aktivta uz nekolikrat?
http://www.iflscience.com/space/nasa-is-going-to-test-a-mini-fission-reactor-that-might-one-day-be-used-on-mars/ |
|
Ano, takových projektů už bylo vícero. Mě osobně se nejvíce líbil SAFE400.
Jinak více info v původním článku na space.com:
https://www.space.com/37348-nasa-fission-power-mars-colony.html |
|
Pozor na rozdíl mezi "fission" a "fusion". To první je klasický jaderný reaktor, to druhé je fúzní reaktor. Přičemž fúzi neumíme s výjimkou vodíkových pum uskutečnit ani na Zemi, natož v malém měřítku ve vesmíru.
Výše uvedený projekt je tedy daleko ambicióznější a zároveň mnohem méně realistický než dosavadní projekty. Dalším rozdílem je, že reaktor nemá produkovat energii, ale sám má vyvolávat tah vypouštěním zahřátého plazmatu.
A potřebují k tomu maličkost: Helium 3, které na Zemi neexistuje. [Edited on 10.7.2017 Arccos] |
|
A potřebují k tomu maličkost: Helium 3, které na Zemi neexistuje.
A proto hurá na Měsíc. A ne k nějaké cislunární stanici. |
|
Ale no tak - 3He na Zemi samozrejme existuje.
"Kozmologické helium" obsahuje asi 300ppm 3He (300 atomov 3He na milion atomov helia). "Pozemské helium", napríklad zo zemného plynu, obsahuje podľa ložiska 70-270ppm 3He.
Zemný plyn môže podľa ložiska obsahovať až 7% helia, "dobré" zdroje majú nad 0,5%, a pri obsahu nad 0,2% začína byť extrakcia helia rentabilná.
USA by mohli zo svojej ťažby plynu získať ročne okolo 5 kg 3He.
Mesačné 3He je "trochu problém" - obsah 3He v regolite je ~15ppb, na trvale zatienených miestach, "pasciach" potom do 50ppb.
Ono tiež to tvrdenie, že na Mesiaci je od 500 tisíc do 10 milionov ton 3He, treba ešte podeliť povrchom Mesiaca a hrúbkou vrstvy, v ktorej je 3He obsiahnuté 
Pre porovnenie - zlato je v zemskej kôre obsiahnuté v množstve 4–5 ppb. Lenže - zlato kvôli svojim vlastnostiam vytvára v kôre ložiská, v ktorých je jeho koncentrácia viac ako 1000x vyššia.
|
| 20.7.2017 - 15:17 - dodge | |
|
Něco z historie zkoušek použití jaderného rektoru v letectví
Convair NB-36H Nuclear Test Aircraft
Stínění kokpitu letounu NB-36H. Tato sestava vážila 11 tun
Convair NB-36H 51-5712 s jaderným reaktorem na palubě 6. srpna 1956
Na základě výsledků testů byl celý projekt jako nepoužitelný zrušen, a letoun 51-5712 byl sešrotován ve Fort Worth v roce 1958.
https://www.thisdayinaviation.com/20-july-1955/ [Upraveno 20.7.2017 dodge] |
|
