Возвращение на Луну.

Основные вопросы - по неотработанности элементов.

1) СЭДУ рассчитывалась для ГСО. До Луны лететь дольше, сколько водороду останется...

2) двигатель лунной ступени. Должен давать некоторую минимальную тягу и управляемость, двигатель КВРБ не подойдёт.

3) лунный модуль. В США стоил 50 миллионов в конце 60-х. Сейчас, естественно, не производится - то есть делать заново, думаю, в России дешевле, но не дёшево - особенно если всего один полёт. Его стоимость будет определяющей для всей экспедиции.

Не используется сбром топливных баков на поверхности Луны - что есть потеря по массе, но зато возможность вторичного использования лунного модуля. То есть снижается стоимость второй экспедиции - надо везти только топливо.

Если узнать стоимость СЭДУ, можно оценить стоимость всей программы с точностью до стоимости лунного модуля. Что есть невысокая точность, конечно...

Ещё, конечно, интересно прикинуть стоимость из предположения, что лунный модуль уже висит на орбите. То есть, если запускается серия полётов, посчитать стоимость не-первого полёта. Для этого, кстати, только стоимости СЭДУ не хватает.

hcube>>Я имел в виду - пихнуть припасы и СЖО в буксир.

avmich>Так проблема возникает, только если до буксира не удаётся добраться? Если уж добрались - СЖО не нужна, просто включаем двигатель на том топливе, которое буксир привёз.

avmich>Или не об этом речь?

А что ежели аварийные станции устраивать? Ну не добрались до одного, попробуем до другого. Или это вообще полный бред?

Я тут пока прикидываю - фантазировать так фантазировать - что будет, если в точке либрации повесить танкер, а на орбите Луны - ещё один.

Понятно, что Лунолёт получится, но интересно оценить стоимость...

В общем, идея в том, чтобы минимизировать затраты при одном полёте и условии, что всё, что нужно, уже подготовлено.

Для этого нужно возить всего по минимуму, только там, где нужно. Топливо, например - медленными еффективными беспилотными буксирами. Дорогое топливо для Союза-ТМУ брать только до точки либрации, а не до орбиты Луны - разница должна быть заметной. В точке либрации оставить спускаемыи аппарат - взять на обратнои дороге. Опять же, многоразовый танкер в точке либрации будет лучше сохранять жидкий водород.

Надо посчитать.

avmich>1) СЭДУ рассчитывалась для ГСО. До Луны лететь дольше, сколько водороду останется...

Вот и я хотел бы знать, сколько останется

avmich>2) двигатель лунной ступени. Должен давать некоторую минимальную тягу и управляемость, двигатель КВРБ не подойдёт.

А какой там кстати двигатель?

avmich>3) лунный модуль. В США стоил 50 миллионов в конце 60-х. Сейчас, естественно, не производится - то есть делать заново, думаю, в России дешевле, но не дёшево - особенно если всего один полёт. Его стоимость будет определяющей для всей экспедиции.

Мне тоже кажется, что самая дорогая часть НИОКР именно здесь. Но без лунного модуля на луну не сядешь в любом случае. Может быть можно будет использовать какие-нибудь наработки времен советской лунной программы...

Что касается изготовления, то в моей схеме он многоразовый; стоимость его изготовления и выведения на орбиту ИСЛ одного экземпляра размажется на несколько полетов.

avmich>Не используется сбром топливных баков на поверхности Луны - что есть потеря по массе, но зато возможность вторичного использования лунного модуля. То есть снижается стоимость второй экспедиции - надо везти только топливо.

Ага, часть топлива (на взлет) перекачивается в баки посадочного модуля, а другая часть (на посадку) в хранится в отдельных топливных баках танкера и после остыковки танкера остается вместе с посадочным модулем. В конце посадки эти баки сбрасываются.

Жаль только что тривиальными расчетами выгодность такой схемы не проверить, слишком много на подробности конкретной конструкции завязано. Ну а тот кто будет воплощать все это, может рассмотреть, как альтернативу

avmich>Если узнать стоимость СЭДУ, можно оценить стоимость всей программы с точностью до стоимости лунного модуля. Что есть невысокая точность, конечно...

Кажется, единственная новая часть в СЭДУ в дополнение к существующим технологиям ракетых двигателей это электронагреватель (вряд ли существенно сложнее чем в электроплитке ) плюс тепловой аккумулятор/теплообменник. Нужно подобрать тугоплавкое вещество с высокой теплоемкостью, которое к тому же с горячим водородом уживается. Как вариант: жидкий теплоноситель с высокой теплоемкостью в тугоплавкой оболочке.

Вобщем, ничего сверъестественного, не rocket science Думаю, стоимость разработки и изготовления не будет черезмерной.

avmich>Союз-У выводит 7500 кг на низкую околоземную орбиту
avmich>Разница скорости от низкой околоземной до низкой окололунной орбиты - 4200 м/с
avmich>Есть мифический водородный модуль со скоростью газов 4500 м/с

avmich>то на орбиту вокруг Луны один Союз-У может доставить 2900 кг. Это, кажется, почти масса Востока?

А вот интересно, как предполагалось на Зонде (у которого жилой объем сходный) справлять физиологические потребности при отсутсвии туалета. Все-ж почти неделю в оба конца, памперсами не обойтись

avmich>Или наоборот. Выкидываем СЭДУ, топливо везём на Протоне - вместе с кораблём и пилотом.

avmich>22 тонны на земной орбите
avmich>22 тонны / exp (4200 / 4500) = 8650 килограммов на окололунной

avmich>если и "земной", и "лунный" модули весят одинаково, то для окололунных операций можно считать топливо как если бы один модуль набрал 4500 м/с - достаточных для посадки на Луну, взлёта с неё и полёта с Земле.

avmich>4500 = 4500 * ln (8650 / x),

avmich>где x - масса модуля (которая для обоих одинакова). x получается равным примерно 3 тоннам.

Ну это если действительно можно в такую массу уложиться. Думаю, из Apollo LM выжимали все что можно, у него же самая большая ХС, если с начиная с Земли считать. Экономия огромная на каждом грамме получается.

И еще: dV = 4500 м/с может не хватить. У LM Apollo 4700. Неизвестно, являются ли эти 200 м/с лишними...

avmich>Одним Протоном, водородником, Востоком - на Луну с посадкой...

Если космонавты "одноразовые", то может быть... Топливо то на обратный путь им не предусмотрено. Зато посадочный модуль в этой схеме можно повторно использовать

hcube>Я имел в виду - пихнуть припасы и СЖО в буксир. Полтонной больше, полтонной меньше - для его 20 тонн это немного.

А зачем им так много припасов? Или это с прицелом на долговременную лунную базу?

Marsianin>Большой вопрос - сколько будет лететь КК с СЭДУ до орбиты Луны ?
Marsianin>Если не больше месяца, то приемлимо.

Наверняка больше. А почему неприемлимо?

Marsianin>Тем не менее тяжелые неприхотливые грузы лучше тягать ЭРД-буксиром. Эффективность гораздо выше, а для беспилотного буксира радиационные пояса не страшны .

А для СБ очень даже страшны. И радиационную защиту на них, в отличие от прочей электроники не навесишь. Сомневаюсь что намного ходок их хватит. Разве что буксир одноразовый.

Marsianin>РБ на орбиту Луны желательно доставить ЭРД буксиром (за полгода с НДМГ/АТ топливом ничего не случится). Сам КК - на СЭДУ (если время полета приемлимо), или на ЖРД.

За полгода не управиться. Боюсь в разы больше. (Кто-то из участников этой конференции уже вроде программку для поделирования ЭРД написал?). Значит планировать надо на годы вперед. А за это время и ишак может сдохнуть и власть поменятся. Скажем лунную программу закрыли, а буксир все еще летит..

Да и ксенона для такого буксира потребуется немало, что само по себе может стать препятствием.

avmich>Я тут пока прикидываю - фантазировать так фантазировать - что будет, если в точке либрации повесить танкер, а на орбите Луны - ещё один.

А я где-то видел, что ХС до L1 больше чем прямиком до лунной орбиты. До L2 правда поменьше чем до L1 но все равно немного больше чем до орбиты. Но L2 c Земли не видно, придется еще спутник связи вешать.

Зато точки либрации имеют другое преимущество: из за движения луны по орбите, плоскость корабля на орбите луны все время поворачивается относительно направления на землю. И выход на лунную орбиту возможен только два раза в течение периода оборота Луны воруг Земли. Иначе плоскость орбиты поворачивать придется. А при стыковка в точке либрации такой проблемы нет.

avmich>Опять же, многоразовый танкер в точке либрации будет лучше сохранять жидкий водород.

А почему лучше?

oberon>А я где-то видел, что ХС до L1 больше чем прямиком до лунной орбиты.

Да ну? Это имеется в виду точка между Землёй и Луной? Она ж и ближе, и не нужно на орбиту выходить... хотя первое сильно не снижает нужную скорость, а второе может компенсироваться тем, что при прилёте в точку там ещё остаться надо - то есть уравнять скорости, что может оказаться тем же самым или хуже...

oberon>Зато точки либрации имеют другое преимущество: из за движения луны по орбите, плоскость корабля на орбите луны все время поворачивается относительно направления на землю. И выход на лунную орбиту возможен только два раза в течение периода оборота Луны воруг Земли. Иначе плоскость орбиты поворачивать придется. А при стыковка в точке либрации такой проблемы нет.

При обычном полёте тоже нет - можно небольшой коррекцией орбиты подобраться к Луне во всех плоскостях. Достаточно выйти из плоскости орбиты Луны.

oberon>И еще: dV = 4500 м/с может не хватить.
oberon>Если космонавты "одноразовые", то может быть... Топливо то на обратный путь им не предусмотрено.

4500 м/с - это скорость для посадки с лунной орбиты (меньше 1700 м/c), скорость выхода обратно на эту орбиты (ещё раз столько же) плюс скорость отлёта к Земле (800 м/с), плюс небольшой запас...

Хотя, конечно, это на бумаге в реальности запас бы побольше... и я понимаю тех, кто сделал 4700 м/c для Аполлона.

Короче, если выжимать граммы, то упираемся в вопрос, что, собственно, летит - космический корабль или фольга. А допустить надо всё наоборот - мы хотим катать туристов на Луну, по накатанной траектории, с удобствами и много.

avmich>Опять же, многоразовый танкер в точке либрации будет лучше сохранять жидкий водород.
oberon>А почему лучше?

По идее, если мы хотим этот танкер использовать многократно, то можно его сделать с хорошей теплоизоляцией, чтобы водород, скажем, полгода хранить. Можно даже с активной системой охлаждения, на солнечных батареях. Только вот мы жадные, и хотим вес самого танкера, вместе с доставкой на место, втиснуть в Союз-У. Может, стоит сделать его раздвижным и под обтекатель Союза-2?

От Земли до внутренней точки либрации примерно 326.000 км, от Луны - примерно 58.400 км. То есть до точки либрации от Земли лететь на одну седьмую ближе. Скорость точки либрации, соответственно, на одну седьмую меньше скорости Луны - примерно 870 м/с. Эллиптическая орбита с перигеем 200 км над Землёй и апогеем на высоте орбиты Луны - разница радиусов 58,5 раз, то есть скорость в апогее, по закону сохранения момента импульса, 11,1 км/с / 58,5 раз = 190 м/с. В точке либрации - разница радиусов 326000 км / 6570 км = 51,2 раза, скорость (считаем ту же стартовую) 11,1 км/с / 51,2 раз = 217 м/с. Добрать до круговой надо будет 870 - 217 = 653 м/c, что метров на 150-200 в секунду меньше, чем от второй до первой космической скорости для Луны. То есть в точку либрации всё же должно быть лететь меньше по времени и топливу. Да и туристу интереснее, по идее, поскольку события более равномерно распределены.

Основная идея удобства - как можно больший внутренний объём на всех этапах...

Не, буксир и цистерна с топливом - это разные вещи. Буксир - это буксир, а цистерна - это цистерна. Ну, баки Бриз-М присобаченные к АО Прогресса, скажем. То есть такой 'толстый' Прогресс, запускаемый Протоном. Хотя... для экономии веса лучше сделать баки сферическими. Так что бак побольше с АТ, поменьше - с НДМГ, и всякая мелочевка типа ксенона для дозаправки буксира вокруг бака с НДМГ. Сзади к баку с НДМГ прицеплен АО Прогресса. А буксир... хмм... больше всего похож на американские СБ, к которым с одной стороны прицеплена бочка с топливом, между бочкой и основной фермой - 'те самые' СЖО и припасы, залитые консервантом и упакованные в герметичном объеме размерами с ОО Союза внутри фермы. С другой стороны - массив ЭРД. Между ними по ферме (она же содержит внутри баки с ксеноном) ездит сборка СБ на 'кардановом' подвесе - ну, чтобы можно было нормаль СБ поворачивать относительно продольной оси фермы в двух направлениях. А ездит - чтобы при этом центровка не терялась - подвес ВСЕГДА находится в центре масс фермы и СБ симметричны относительно подвеса. При этом импульс ЭРД можно направлять в любую сторону без закрутки буксира. Вот. Ничего лишнего. Сам буксир весит примерно 20 тонн, и бочка - примерно столько же. В принципе, на буксир еще хорошо бы повесить все тот же АО Прогресса с двумя целями - во-первых, довыведение на орбиту при запуске Протоном. Во-вторых, маневры в случае спасательной миссии, если СОЮЗу-ТМУ вообще кирдык с топливом. Ну и вообще 'мелкие' маневры - поддержание ориентации и т.д.
Очевидно, что 'пустой' буксир будет 'раскручиваться' вдвое быстрее 'полного'. Если не вчетверо. А от ГСО до LEO не так уж и далеко, так что 'на форсаже' буксир, думаю, туда месяца за три доберется. Впрочем, если их (буксиров) два - то срок ожидания сокращается вдвое - один всегда 'по дороге' к Луне. Ну, к LLO. Вот.

VovaKur>МГД генератор преобразует энергию упорядоченного движения заряженных частиц, а в токамаке плазма на месте стоит, по крайней мере энергия упорядоченного движения в нём гораздо меньше тепловой энергии частиц.

Я понимаю, я в общем уточнил.

VovaKur>>Бред.

Nick_Crak>Извините - у Вас или у журналиста который ЭТО писал? Если у Вас -рекомендую лечится электричеством

У журналиста, это его нужно лечить

VovaKur>>У этой реакции самый низкий порог, вот её и используют сейчас.
Nick_Crak>Порог? А как насчет наличника и притолоки?

А что тут такого, очень многие ядерные реакции, да и не только ядерные, имеют пороговую энергию для начала. Для начала реакции синтеза необходимо сначала сблизить реагирующие ядра на достаточно близкое расстояние, для этого нужно преодолеть Кулоновское отталкивание ядер, в термоядерной реакции сближение ядер происходит за счёт теплового движения ядер, и чтобы достаточно большая часть частиц имела скорости достаточные для сближения на необходимое расстояние необходима большая температура.

VovaKur>>He3 на земле гораздо больше чем Т, он хотя бы стабильный, в отличии от трития,
Nick_Crak>Ага, стабильный, но ооочень ЛЕГКИЙ

С лёгкостью можно бороться применяя более толстые баки, а вот с радиоактивным распадом никак не поборишся, а атмосферу земли они одинаково быстро покидают, все равно верхнии слои атмосферы ионизированы и там уже нет молекул T2, а только отдельные ионы и нейтральные атомы, а они месят также как и He3.

VovaKur>>последние две реакции вообще не являются термоядерными, и могут идти не зависимо от температуры.

Nick_Crak>И Вы не поняли ЗАЧЕМ они там?

Понял, это реакции представляющие интерес для получения энергии, но под заголовок, приведённый перед ними "Ядерные реакции, представляющие интерес для управляемого термоядерного синтеза" они слабо попадают, разве что косвенно так как продуктами этих реакций служит тритий, используемый как термоядерное топливо.

Marsianin>>Большой вопрос - сколько будет лететь КК с СЭДУ до орбиты Луны ?
Marsianin>>Если не больше месяца, то приемлимо.

oberon>Наверняка больше. А почему неприемлимо?

Во 1х - выкипит все топливо, во 2х - долгий полет через радиационные пояса (космонавтов не жалко ?), в 3х - СЖО будет весить МНОГО.

oberon>А для СБ очень даже страшны. И радиационную защиту на них, в отличие от прочей электроники не навесишь. Сомневаюсь что намного ходок их хватит. Разве что буксир одноразовый.

А я говорил про СБ ? Я стойкий сторонник ЯЭРД (и пусть все "зеленые" повесятся на ближайшем зеленом дереве ).

Во времена "Бурана" шли разработки ЯЭРДУ-буксира "Геркулес". Проект был разработан практически полностью. Масса не более 25т - "Буран" в коме, но "Геркулес" можно пускать и "Протоном"
Единственное : Я точно не помню, но 20-25т это сухая масса буксира, который потом дозаправлялся на орбите. Он должем был быть многоразовым (при необходимости его можно было бы снимать "Бураном" с орбиты для техобслуживания).
Предназначался для выведения на ГСО 80т (ВОСЕМЬДЕСЯТ !!!).
Так что я думаю, до Луны он дотянет МНОГО.
Если у кого есть точные данные, поправьте меня. А я пока сам поищу более точные данные.

oberon>За полгода не управиться. Боюсь в разы больше. (Кто-то из участников этой конференции уже вроде программку для поделирования ЭРД написал?).

Я слышал, что именно пол года (до Марса на ЭРД лететь 9 месяцев - расстояние то поболее...)

oberon>Да и ксенона для такого буксира потребуется немало, что само по себе может стать препятствием.

Топливо в ЭРД-Буксире весит менее 20% от всей массы - посмотрите на сайте РКК "Энергия" данные по марсианским проектам.

avmich>Да и туристу интереснее...
Раз речь идет о турпоездке, насколько оправданно для туриста схватить дозу радиации, точнее, какую дозу? Подход приемлемый для рекордного прыжка, когда цель достигается любой ценой, совсем не подходит для туризма.

Разберёмся

Vovakur>>Это ещё почему? прямого способа преобразования энергии
CaRRibeaN>заряженных частиц плазмы в электрическую не придумано

CaRRibeaN>Придумано - МГД генератор. Но в данном случае все равно там плазма, как ни крути Нейтроны тоже будут тратить энергию на ионизацию среды.

МГД генератор преобразует энергию упорядоченного движения заряженных частиц, а в токамаке плазма на месте стоит, по крайней мере энергия упорядоченного движения в нём гораздо меньше тепловой энергии частиц. Можно конечно плазму через некое сопло выпускать, но тут плазма остынет и ни какая термоядерная реакция не пойдёт.

2Ник
Ну, это загиб маленько. В 2017, имхо, никто к Марсу не стартует. Тем более на таком чуде Но на Лунную тему - вот, из моего топика о революционных двигательных технологиях:

“2001: A Space Odyssey” Revisited — The Feasibility of 24 Hour Commuter Flights to the Moon Using Lox-Augmented NTR Propulsion
Stanley K. Borowski
NASA Glenn Research Center
Cleveland, OH 44135
(216) 977-7091
The prospects for “24 hour” commuter flights to the Moon, similar to that portrayed in 2001: A Space Odyssey but on a more Spartan scale, are examined using two near term, “high leverage” technologies — liquid oxygen (LOX)-augmented nuclear thermal rocket (NTR) propulsion and “lunar-derived” oxygen (LUNOX) production. Iron rich volcanic glass, or “orange soil,” discovered during the Apollo 17 mission to the Taurus-Littrow Valley, has produced a 4% oxygen yield in recent NASA experiments using hydrogen reduction. LUNOX development and utilization would eliminate the need to transport oxygen supplies from Earth and is expected to dramatically reduce the size, cost and complexity of space transportation systems. The LOXaugmented NTR concept (LANTR) exploits the high performance capability of the conventional liquid hydrogen (LH2)-cooled NTR and the mission leverage provided by LUNOX in a unique way. LANTR utilizes the large divergent section of its nozzle as an “afterburner” into which oxygen is injected and supersonically combusted with nuclear preheated hydrogen emerging from the engine’s choked sonic throat — essentially ”scramjet propulsion in reverse.” By varying the oxygen-to-hydrogen mixture ratio, the LANTR engine can operate over a wide range of thrust and specific impulse (Isp) values while the reactor core power level remains relatively constant. The thrust augmentation feature of LANTR means that “big engine” performance can be obtained using smaller, more affordable, easier to test NTR engines. The use of high-density LOX in place of low-density LH2 also reduces hydrogen mass and tank volume resulting in smaller space vehicles. An implementation strategy and evolutionary lunar mission architecture is outlined which utilizes Shuttle-derived heavy lift launch vehicles and conventional NTRpowered lunar transfer vehicles (LTVs), operating in an “expendable mode” initially, to maximize delivered surface payload on each mission. The increased payload is dedicated to installing “modular” LUNOX production units with the intent of supplying LUNOX to lunar landing vehicles (LLVs) and then LTVs at the earliest possible opportunity. Once LUNOX becomes available in low lunar orbit (LLO), monopropellant NTRs would be outfitted with an oxygen propellant module, feed system and afterburner nozzle for “bipropellant” operation. Transition to a “reusable” mission architecture now occurs with smaller, LANTR-powered LTVs delivering ~400% more payload on each piloted round trip mission than earlier expendable “all LH2” NTR systems. As initial lunar outposts grow to eventual lunar settlements and LUNOX production capacity increases, the LANTR concept can enable a rapid “commuter” shuttle capable of 24 hour “one-way” trips to and from the Moon. A vast deposit of “iron-rich” volcanic glass beads identified at just one candidate site — located at the southeastern edge of Mare Serenitatis — could supply sufficient LUNOX to support daily commuter flights to the Moon for the next 9000 years!

avmich>При обычном полёте тоже нет - можно небольшой коррекцией орбиты подобраться к Луне во всех плоскостях. Достаточно выйти из плоскости орбиты Луны.

И то верною...

oberon>>И еще: dV = 4500 м/с может не хватить.
oberon>>Если космонавты "одноразовые", то может быть... Топливо то на обратный путь им не предусмотрено.

avmich>4500 м/с - это скорость для посадки с лунной орбиты (меньше 1700 м/c), скорость выхода обратно на эту орбиты (ещё раз столько же) плюс скорость отлёта к Земле (800 м/с), плюс небольшой запас...

1700 м/с это с орбиты которая чиркает по верхушкам кратеров, но низкие орбиты у Луны нестабильны. Более реалистично ~2000 м/с. Плюс топливо на висение чтобы плюхнуться не куда попало, а на более--менее подходящую площадку, плюс стыковка, плюс к 800 м/с надо еще придать какую скорость для орбиты вокруг Земли.

avmich>Хотя, конечно, это на бумаге в реальности запас бы побольше... и я понимаю тех, кто сделал 4700 м/c для Аполлона.

Да уж

avmich>Короче, если выжимать граммы, то упираемся в вопрос, что, собственно, летит - космический корабль или фольга. А допустить надо всё наоборот - мы хотим катать туристов на Луну, по накатанной траектории, с удобствами и много.

Кабина ЛМ Аполлона и была практически из фольги. Если с удобствами, боюсь и 4 тонн мало будет.

А если 3 тонны — тогда уж лучше вообще без кабины — благо скафандры есть. Будет отличный обзор и море острых ощущений

avmich>>Опять же, многоразовый танкер в точке либрации будет лучше сохранять жидкий водород.
oberon>>А почему лучше?

avmich>По идее, если мы хотим этот танкер использовать многократно, то можно его сделать с хорошей теплоизоляцией, чтобы водород, скажем, полгода хранить. Можно даже с активной системой охлаждения, на солнечных батареях.

Вот активной системы охлаждения я хотел бы избежать. Ибо тяжелая и ненадежная механика

avmich>Только вот мы жадные, и хотим вес самого танкера, вместе с доставкой на место, втиснуть в Союз-У. Может, стоит сделать его раздвижным и под обтекатель Союза-2?

Мне не вполне понятно, увы. Можно поподробнее, как выглядит раздвижной танкер?

avmich>От Земли до внутренней точки либрации примерно 326.000 км, от Луны - примерно 58.400 км. То есть до точки либрации от Земли лететь на одну седьмую ближе. Скорость точки либрации, соответственно, на одну седьмую меньше скорости Луны - примерно 870 м/с. Эллиптическая орбита с перигеем 200 км над Землёй и апогеем на высоте орбиты Луны - разница радиусов 58,5 раз, то есть скорость в апогее, по закону сохранения момента импульса, 11,1 км/с / 58,5 раз = 190 м/с. В точке либрации - разница радиусов 326000 км / 6570 км = 51,2 раза, скорость (считаем ту же стартовую) 11,1 км/с / 51,2 раз = 217 м/с. Добрать до круговой надо будет 870 - 217 = 653 м/c, что метров на 150-200 в секунду меньше, чем от второй до первой космической скорости для Луны. То есть в точку либрации всё же должно быть лететь меньше по времени и топливу. Да и туристу интереснее, по идее, поскольку события более равномерно распределены.

А потом, чтобы из L1 перейти на лунную орбиту, надо добавить скромные 2000 м/с

avmich>Основная идея удобства - как можно больший внутренний объём на всех этапах...

Кстати об удобствах. Для удобства кроме объема еще соответствующая начинка нужна. Например космический сортир.

У меня всегда вызывали сомнение проекты надувных модулей, а также предложения использовать сбрасываемый бак шаттла в качестве модулей станции. А что собственно делать в этой пустой металлической бочке? А начинка будет весить в разы больше чем голый корпус. Ее все равно дополнительно везти надо. Плюс бригаду слесарей-монтажников самого среднего размера вместе со всеми необходимыми для жизнедеятельности расходными материалами.

Пока А_БАЗА обсуждает...люди делают Им понимаешь кораблей с Иу 100км-сек маловато будет:

ОБЗОР ПЕРСПЕКТИВ ПРИМЕНЕНИЯ МИКРОВЗРЫВОВ СУПЕРПЛОТНОЙ ПЛАЗМЫ В КОСМОНАВТИКЕ XXI ВЕКА
Академия Космонавтики, РАЕН, МГУ, Москва, Россия

Зажигание термоядерного топлива (~10¹¹ Дж/г), требующее температур порядка 5-10 кэВ для ДТ смеси и 30-50 кэВ для смеси дейтерия с легким изотопом гелий-три, приводит к эффективному сгоранию в режиме "инерциального термояда", если топливо сжато до r = 100-1000 г/см3. Здесь речь идет о приемлемых для КЛА и иных систем микровзрывах, масштаб которых оценивается соотношениями Удж~10¹³/r2дт~ 10¹⁵/r2д-не3 , откуда получается ограничение снизу на плотность при ограничении сверху на энерговыделение, равное в типичном случае 109 Дж. Именно контролируемое достижение суперплотности является нынешней главной проблемой микровзрывного термояда. Такие организации как Лос-Аламос и Ливермор планируют решить проблему создания и испытания "мишеней" или "таблеток" суперплотного сжатия с помощью твердотельного лазера, способного выстреливать один МДж света за две наносекунды при фокусировке до 10¹⁵ Вт/см2, причем мощность эта хорошо программируется во времени. В 2002-2005 гг. там, а также в аналогичном комплексе, стоимостью более миллиарда долл., под Тулузой (Франция), должны быть получены микровзрывы энергии 10-50 МДж. Лазеры маштаба 5-10 и более Мдж/10нс позволят в 2005-2010 гг. достигнуть энергии микровзрывов 500-5000 МДж. Скорость разлета 10-100 миллиграмм такой плазмы - до 1000 км/сек, или ~100 км/сек, если - по Годдарду - подмешивать нейтральную среду для большей тяги при меньшем удельном импульсе. Пока они планируют моделирование ядерных взрывов.
Компоновка КЛА с лазерно-термоядерным движителем, или с бортовой энергетикой на той же основе, предложена автором в 70-е годы и с 1981 года обсуждалась в ЦАГИ, фирме В.П. Глушко, МГУ и на чтениях КЭЦ. Детали схем такого класса были закрыты в США до 1974-83 гг. и ныне отчасти опубликованы. При плановом развитии этого направления первый микровзрывной КЛА США может стартовать к Марсу в 2017 году, его прогнозируемая масса составит ок. 5000 т с 10-15 астронавтами на борту. Острота проблемы радиационной опасности, несомненной при использовании тритий-дейтериевой смеси, 60-70% энергии взрыва которой выделяется в виде нейтронов, снимается применением "более тугоплавкой" смеси дейтерия с гелием-3, дающей при взрыве лишь - ~5% энергии в нейтронах. Менее горючая гелиевая "таблетка" может эффективно поджигаться с помощью метода т.н. "Быстрого запала", предложенного в Ливерморе несколько лет назад н детально разрабатываемого рядом центров, в т. ч. у нас.
Кроме компактных, ок. 5 мм, термоядерных мишеней под суперлазеры, микровзрывы могут обеспечиваться н иными схемами сжатия, в т. ч. нашей схемой типа "захлопываемая книга", опубликованной в 1974-83 гг., требующей не более чем 10¹² Вт/см2 от лазеров или других воздействий, в т.ч. рельсотронов.
Микровзрывы суперплотной плазмы обеспечат не только очень высокий удельный импульс для КЛА и достаточную тягу для крупных систем межпланетного или даже более дальнего класса. Они дадут питание дли лунных и марсианских поселений (благо гелия-3 на Луне предостаточно), их уникальная, до 10¹⁷-22 Ватт, мгновенная мощность перспективна для накачки не менее уникальных, лазеров и т. п. систем. Подобные импульсные источники позволят осуществлять эффективную проходку пород Луны н Марса, а в более отдаленном будущем даже реализовать прогнозы создания генераторов когерентного гравитациионного излучения, т. е. осуществлять непосредственное воздействие на структуру пространства-времени.

Вполне серьезный джорнал кстати
Ник

>Академия Космонавтики, РАЕН, МГУ, Москва, Россия
>Вполне серьезный джорнал кстати

Противоречие .

>Академия Космонавтики, РАЕН, МГУ, Москва, Россия

Когда упоминаеться слово РАЕН, ни о какой серьезности речи идти не может!

Marsianin>>>Большой вопрос - сколько будет лететь КК с СЭДУ до орбиты Луны ?
Marsianin>>>Если не больше месяца, то приемлимо.

oberon>>Наверняка больше. А почему неприемлимо?

Marsianin>Во 1х - выкипит все топливо, во 2х - долгий полет через радиационные пояса (космонавтов не жалко ?), в 3х - СЖО будет весить МНОГО.

1х — а почему собственно? можно с аргументами?
2x и 3x — на СЭДУ я предлагал только топливо везти. космонавты летят по "быстрой" траектории.

oberon>>За полгода не управиться. Боюсь в разы больше. (Кто-то из участников этой конференции уже вроде программку для поделирования ЭРД написал?).

Marsianin>Я слышал, что именно пол года (до Марса на ЭРД лететь 9 месяцев - расстояние то поболее...)

Это если уже набрал 2-ю космическую, то может быть

oberon>>Да и ксенона для такого буксира потребуется немало, что само по себе может стать препятствием.

Marsianin>Топливо в ЭРД-Буксире весит менее 20% от всей массы - посмотрите на сайте РКК "Энергия" данные по марсианским проектам.

Для пилотируемых миссий 20% будет немало. Где-то в этой конференции проскакивало, что годовое производство ксенона около 20 тонн.