|
Vracím se k „sakračíslům“. Řekli jsme si, že parametry MCT musí vycházet ze startu z Marsu. Naposledy mě vyšlo:
Start z Marsu k Zemi:
Hmota MCT : Mp =1003 MT, palivo 838 MT, suchá hmota Mk = 165 MT (včetně nákladu 15 MT)
Když stejný MCT bude startovat z LEO k Marsu, bude mít náklad o 85MT větší:
Hmota MCT : Mp = 1090 MT, palivo 838 MT, suchá hmota Mk = 250 MT (včetně nákladu100 MT)
Spočtu si rychlost, jakou MCT dosáhne:
V = Isp.ln Mp/Mk = 1,47 x 250 = 3600 x 1,47 = 5292 m/s
Je to víc, než potřebujeme pro TMI (cca 4000 m/s) , takže Musk nebo provozovatel budou mít několik možností volby nebo různých kombinací:
- snížit množství paliva – snáze se bude přečerpávat na LEO
- zvolit větší rychlost pro zkrácení doby přeletu k Marsu
- větší část paliva si nechat pro motorické dobrždění.
Naprosto stejný MCT bude startovat ze země na LEO jako druhý stupeň BFR a tady vzniká problém:
Rychlost V, kterou jsem spočetl 5292 m/s je v podmínkách přitažlivosti Země pouze Vcharakteristická , to je bude snížena o gravitační ztráty (aerodynamické u 2. stupně můžeme zanedbat). Odhadněme, že skutečná rychlost bude 4500 m/s. To znamená, že první stupeň BFR musí dosáhnout rychlost zbývající ke kruhové: 7800 – 4500 = 3300 m/s a to horizontální složku své rychlosti, přičemž 1.stupeň značnou část letu letí kolmo nebo ve značném úhlu k horizontále, tedy horizontální složka je malá. Připomeňme si, že u F9 absolutní rychlost 1.stupně je jen 1600 m/s, přičemž horizontální složka je značně menší.
Vypadá to na obrovský 1.stupeň, přičemž to se nedá spočíst nějakým exaktním vzorcem, musíme znát trochu přesně vchar. takového stupně. Vchar, jsou přibližně v tabulkách, tak snad později, nebo pan Holub má program na MEK, kde to možná spočte, případně i zkoriguje můj odhad ztráty rychlosti 2. stupně
Také by bylo řešení udělat MCT z hlediska paliva značně větší než vychází potřeba startu z Marsu, aby měl při startu se země větší podíl rychlosti. [Upraveno 04.2.2016 PinkasJ] |
|
citace:
Také by bylo řešení udělat MCT z hlediska paliva značně větší než vychází potřeba startu z Marsu, aby měl při startu se země větší podíl rychlosti.
To je přesně to, co zatím zahrnuji do svých odhadů. Počítám s tím, že do MCT půjde nacpat nejméně 1000 až 1200 tun paliva. Ano, pro start z Marsu je to možná "zbytečně" mnoho, ale pro nás je důležité konstatování, že takové množství paliva je "postačující" (a navíc každá "rezerva" se určitě hodí).
Vychází mi, že takový MCT může při startu ze Země přispět k charakteristické rychlosti hodnotou kolem 5300 m/s (při celkové "hrubé" nosnosti na LEO až 350 tun [tedy včetně sebe sama], což beru jako "bezpečnější" hodnotu). BFR musí k charakteristické rychlosti přispět alespoň hodnotou zhruba 3900 m/s (možná o trochu méně). Beru to ale tak, že právě "první stupeň" (BFR) na sebe vezme naprostou většinu gravitačních a aerodynamických ztrát (nejméně 1300 m/s), takže reálná rychlost po dohoření "prvního stupně" bude někde kolem 2600 m/s. Očekávám, že vertikální rychlost v tu dobu bude přes 1000 m/s (spíš 1400 m/s a možná ještě o dost víc) a horizontální rychlost tedy bude maximálně 2500 m/s (spíš jen 2300 m/s a možná i pod 2000 m/s). Vychází to z vektorového součtu rychlostí. Samotný MCT tedy podle mne nemusí kompenzovat už téměř žádné "ztráty" (maximálně do hodnoty 200 m/s) a skoro celá jeho charakteristická rychlost se uplatní v orbitální rychlosti.
Těch 2300 až 2500 m/s horizontální rychlosti by BFR měl zvládnout i při RTLS (delta_v cca 4000, max. 4500 m/s). Pokud by suchá hmotnost BFR byla do 250 tun, tak pro RTLS by mělo stačit 600 až 700 tun paliva (z celkových původních cca 6000 tun paliva v nádrži). To je přijatelné.
Jinak se domnívám, že BFR by možná mohl znovu startovat i z místa, kde přistál, ale dovedu si dobře představit i jeho přepravu na startovací rampu (hmotnost 250 tun považuji za "přepravovatelnou").
K "nožičkám" a dalším konstrukčním problémům se nedokážu nijak vyjádřit. Opravdu nejsem strojař. |
|
To pan Holub:
Souhlasím s vaším rozborem. Počítáte vchar. MCT 5300 m/s, mně vyšlo 5292 m/s a je lepší, když stejnou rychlost dosáhne MCT s větší zásobou paliva ( 1000 – 1200 MT ) a tím větší nosností – až 350 MT včetně své hmoty. Co se týče gravitačních ztrát MTC , vertikální rychlost , kterou převezme od BFR by měla téměř stačit na jejich kompenzaci a dodatečných 200 m/sec z vchar. by mělo také vyhovovat. Odhad char. rychlosti BFR na 4000 – 4500 m/s by mohl také odpovídat.
Jinak BFR s zásobou paliva 6000 MT bude opravdu monstrum a celá raketa BFR/MCT se startovní hmotou cca 8000 MT ještě větší. [Upraveno 04.2.2016 PinkasJ] |
|
Shrnuji svoje výpočty. Výkon MCT vyšel z podmínek startu z Marsu, bez úprav.
Hmota MCT : Mp = 1090 MT, palivo 838 MT, suchá hmota Mk = 250 MT (včetně nákladu100 MT)
Vchar. 5300 m/s, Vreal. : 5200 m/s ( při letu na LEO)
Výpočet BFR:
Vchar: 4200 m/s, Vreal: 2600 m/s, celková vchar. rakety 9500 m/s
Mk = 1090 MT + 600 MT (palivo na RTLS) + 600 MT (suchá hmota BFR) = 2290 MT
Hmota BFR: Mp = Mk . e ^ dv/Isp = 2290 x 3,21 = 7350 MT
Celkově BFR/MC : 8440 MT
Pozn: Nejvíce problematický je odhad Vchar. a suché hmoty BFR.
Je to v podstatě stejné, jako vyšlo p. Holubovi, jen máme asi trochu jinak odhadnuty Vchar. , možná suché hmoty BFR. Na př. snížení odhadu Vchar jen o 10% sníží hmotu BFR na 6549 MT, Takže nejde o nic přesného, jen orientační hodnoty.
[Upraveno 06.2.2016 PinkasJ] |
|
Nejdůležitější u BFR/MCT asi bude otázka cenová. Zatím neznáme odhad, ale každý odhad obyčejně platí rok-dva a pak poskočí třeba dvojnásobně. Na při u JWST původní odhad byl 1,6 mld USD, v r. 2011 byla již odhadnuta cena na 8,7mld. USD, v r. 2013 byla neoficiálně na 10 mld. USD. Situaci dnes neznám.
Naštěstí i kdyby se projekt letu na Mars v zamýšleném rozsahu neuskutečnil, zůstanou přinejmenším dobré motory, doufám silná raketa s návratným BFR a možná i provedení MCT s kompletním návratem z LEO i od Měsíce a to by byl cenový převrat. Asi by bylo možno postavit i menší variantu BFR/MCT pro jakkoliv lacinější lety nákladů i lidí kolem Země s plnou návratností hardware, což už by se blížilo letadlům |
|
akú by mal MCT nosnosť, nie "na mars", ale iba "k marsu"?
mal by byť schopný vykonávať rutinne "tvrdo" aerobrake, a následne zaparkovať na marťanskej orbite
pretože veľkú časť tých, trablov čo sa tak zrazu "zjavila", by riešila prvá fáza prieskum výkonného teleoperačne z orbity alebo z marsovských mesiacov
|
|
BFR/MCT NA ORBITU MARSU A ZPĚT NA ZEMI S VÝSADKEM NÁVRATOVÉHO MODULU NA POVRCH MARSU. SOUČASNĚ JE TO UNIVERSÁLNÍ VARIANTA BFR/MCT I PRO PŘISTÁNÍ NA MARSU A ODLET Z NĚHO.
Kvůli rychlejším přeletům ( požaduje Musk) ale hlavně kvůli možnosti varianty průzkumu Marsu bez jakékoliv závislosti na již existující infrastruktuře na Marsu jsem spočetl jinou variantu BFR/MCT. Má výkonnější MCT, přičemž celková hmota MCT+BFR se snížila.
SHRNUTÍ UNIVERSÁLNÍ KONFIGURACE:
MCT: celkem 1480 MT, z toho: 1240 tun paliva, 240 MT suchá hmota (včetně 100MT nákladu ),
BFR: celkem 6050 MT , z toho 5050 MT paliva + 500MT paliva pro RTRS + 500 MT suchá hmota BFR,
BFR/MCT : celkem 7530 MT
PŘÍPADNÝ VÝSADKOVÝ MODUL: Celkem 75 MT
- 16 MT kabina (zvětšený Dragon) pro 4 kosmonauty včetně palivových článků pro otop a dobíjení vozidla, včetně odděleného prostoru pro 500 kg vzorků
- 2 MT el. podvěšené vozidlo s rypadlem a vrtákem (zůstane na povrchu Marsu)
- 57 MT pohon celkově , z toho 5 MT suchá hmota pohonu
UPOZORŇUJI, ŽE JSOU UVÁDĚNA PŘESNÁ ČÍSLA Z NEPŘESNÝCH VSTUPNÍCH ÚDAJŮ, TEDY VÝSLEDKY JSOU JEN ORIENTAČNÍ.
KOHO ZAJÍMAJÍ VÝPOČTY:
LET NA LMO, PŘISTÁNÍ VÝSADKOVÉHO ČLUNU.
Vstupní parametry: suchá hmota MCT 140 tun, výsadkový modul 75 tun, lidé a zásoby 25 tun.
Celkem suchá hmota pro let na LMO Mk = 240 MT (nosnost na LEO včetně MCT)
Celkem suchá hmota pro odlet z LMO: Mk= 165 MT ( návratový modul ponechán na LMO)
Průměrná suchá hmota: Mk = cca 200 MT
Isp: 3600 Ns/kg (vac)
Potřebné dv:
- z LEO k Marsu 3900 m/s
- zbrzdění na LMO: 1600 m/s ( při aerobrakingu ještě méně )
- odlet z MLO k Zemi: 1600 m/s
- Celkem dv: 7100 m/s
Potřebné množství paliva při odletu z LEO:
Průměrná hmota z LEO a z LMO: Mp = Mk . e ^ dv/Isp = 200 x 7,186 = cca 1440 MT,
Hmota paliva: cca 1240 tun.
Při startu ze Země by MTC měl suchou hmotu 240 MT (v tom 100 MT náklad) a 1240 tun paliva, celkem 1480 MT
Vyvine rychlost vchar. = Isp.ln Mp/Mk = 3600xln1480/240 = 3600x1,82 = 6550 m/s, skutečnou v=cca 6350 m/s. Na BFR zbývá skutečných horizontálních 1450 m/s, to je cca vchar cca =2950 m/s
( BFR poletí dlouhou dobu téměř kolmo, pak se značným sklonem k horizontále – velké gravitační ztráty při pomalém stoupání velkých hmot s malou horizontální složkou rychlosti )
Celková vchar. rakety: 6550 +2950 = 9500 m/s
Celkový náklad BFR : 2480 MT z toho: suchá hmota BFR - 500 MT + palivo na RTLS - 500 MT+ plná hmota MCT - 1480 MT
Isp sl/vac = 3300 Ns/kg
Start. hmota prvého stupně BFR vychází cca 2480 x 2,44 = cca 6050 MT,
Celková startovní hmota rakety BFR/MCT : cca 7530 MT
VÝSADKOVÝ MODUL: Celkem 75 MT, dv : 700 m/s pro dobrzdění + 3600 m/s pro start. Brzdění při přistání: aerodynamické + dobrzdění motorové. Pobyt cca 10 dní. Z toho:
- 16 MT kabina (zvětšený Dragon) pro 4 kosmonauty včetně palivových článků pro otop a dobíjení vozidla, a zásob, včetně odděleného prostoru pro 500 kg vzorků
- 2 MT el. podvěšené vozidlo s rypadlem a vrtákem (zůstane na povrchu Marsu)
- 57 MT pohon celkově , z toho 5 MT suchá hmota pohonu
LET NA MARS:
Tato konfigurace by byla vhodnější i pro let na povrch Marsu a start z Marsu - měla by větší rezervy pro rychlejší přelety, dobrzdění při přistání (cca 3000 m/s) přičemž celková hmota BFR/MCT je nižší. Musí však naplnit víc paliva na LEO. Přílet k Marsu bude velmi rychlý , nebo možno na LEO načerpat méně paliva (nebo zvýšit čistou nosnost na cca 340 MT)
ODLET MCT Z MARSU:
isp: 3500 ns/kg
Palivo: 1240 tun, suchá hmota 140 + 15 tun = 155 tun
Vchar. = Isp.ln Mp/Mk = 3500.ln1240/155 = 3500x2,08 = 7580 m/s
Potřebné v skutečné je cca 5000 m/s, vchar. cca 6500 m/s, tedy se mohou rychleji vrátit k Zemi.
[Upraveno 07.2.2016 PinkasJ] |
|
dalo by sa spocitat, ake by BFR/MCT mal rozmery, ak pocitame celkovu hmotnost 7500MT? Urcite bude vacsi ako SaturnV, ale mozno nie o vela. Objem nadrzi rastie s tretou mocninou, navyse metan je hustejsi ako vodik.
Druha otazka - pocita sa pripadne aj s inymi hornymi stupnami? Keby tam chceli dat nieco pre menej pasazierov, ale schopne doletiet trebars k jupiteru... |
|
| yamato: pochybuju. Musk těžko bude tříštit síly vývojem čehokoli specializovaného. Jako pro lety jinam. Jako jediná přijatelná varianta mi přijde výroba znovupoužitelného druhého stupně(odvozeného od tankovací verzeMCT) pro lety na LEO(a podobně blízko). Jen netuším, jakou by mohl mít nosnost... |
|
Na prvou otázku rozuměrů již zde odpověděl p. Holub, možná to jen trochu korigovat, možná není třeba.
Na druhou otázku: MTC jak jsem spočetl má přebytek dv oproti únikové rychlosti více než 3000 m/s , avšak nedovedu přesně spočíst, jak by dlouho let k Jupiteru trval. Myslím že i při málo lidech by musela zůstat celkový náklad 100 tun zachován kvůli zásobám.
Ještě k BFR/MCT: Již jsem psal asi 5 možností jeho využití k Měsíci, na Měsíc, na L2, Na LEO, může jich být ještě více. Všechny by byly pro Muska výnosné, platili by to NASA, provozovatelé telekomunikací, turisté. Zvláště atraktivní a levné by byly lety na LEO bez doplnění paliva.
Musk není hloupý, jestli má navržen BFR/MCT nějak blízko tomu, co jsem spočetl, nebo ještě výkonnější, určitě má záložní variantu letu na Mars přes LMO. Na to mu může přispět i NASA, může se to uskutečnit relativně brzy a i on se může na Mars podívat. Když se pustí do varianty stavby infrastruktury na Marsu, kolonizace, těžko mu na to někdo přispěje, může zkrachovat. Proto si myslím, že tuto variantu „dočasně odloží“ a věnuje se ostatním ziskovým variantám. Mohl by hlavně udělat i menší variantu pro LEO bez doplňování paliva. Podstatný je kompletní návrat BFR i MCT na Zemi, což zajistí nízké ceny.
BFR/MCT jak jsem spočetl ( a jak asi má i Musk) bude mít nosnost na LEO 100 MT (bez suché hmoty MCT), V tom může být nějaké palivo po manévry na LEO, zvýšení dráhy,deorbit bez nutnosti doplňování na LEO. [Upraveno 07.2.2016 PinkasJ] |
|
aha, uz som to nasiel - takze az take monstrum to nebude, o 10m viac nez SaturnV mi pride este prijatelne.
Co sa tyka financovania, to zrejme momentalne vyjasnene nie je. Nieco uz tusim slubila AirForce na vyvoj Raptora. Na vyvoj martanskej infrastruktury moze prispiet sukromny sektor (nezabudajme ze nafukovacie stanice vyraba realitny magnat...). Firmy ako apple alebo google sedia na miliardach hotovosti a hladaju investicne prilezitosti - myslim ze vybudovanie novej civilizacie takou prilezitostou moze byt
Nevraviac o reklame a image - tieto firmy sa prezentuju ako vizionarske, mat hardware na marse s logom googlu by potesilo kazdeho CEO. Obzvlast v pripade applu a google je zivotne dolezite image firmy zachovat, kedze ich predaje su skor otazkou kultu, nez realnej potreby |
|
Obávám se, že už se pokoušíme příliš přesně počítat s velmi nejistými čísly.
Pro alama: Dokážu odhadnout jen nosnost MCT "k Marsu" ("surově" ale nepřesně předpokládám, že to, co se dostane k Marsu, se dostane i "na Mars"). Nosnost "k Marsu" bude záviset na suché hmotnosti MCT (počítám 150 tun) a na "míře natankování". Při natankování 500 tunami (na LEO) může být nosnost "k Marsu" až 100 tun (+ 150 tun vlastní MCT). Při natankování 1200 tunami (na LEO) mi vychází nosnost přes 400 tun (+ 150 tun na vlastní MCT). Čísla samozřejmě vyjdou dost jinak, pokud bude jiná suchá hmotnost MCT, nebo bude jiný objem nádrží (než předpokládám).
Pro yamata: Pro startovní hmotu 7500 tun mi vychází objem nádrží BFR na cca 8000 m3 (paliva je cca 6000 tun a průměrnou hustotu paliva beru 0,75 tun/m3). U MCT počítám s palivem až 1200 tun, tedy s objemem nádrží cca 1600 m3. Při průměru 15 metrů by se těch 8000 m3 u BFR mělo vejít do 80 metrů výšky (s rezervou) a 1600 m3 MCT do 40 metrů (z toho nádrže max. 20 metrů). Celkem BFR/MCT max. 120 metrů (ovšem při průměru 15 metrů). Při průměru 10 metrů může být výška klidně i 180 metrů (120 + 60).
Pro odlet k Jupiteru by z LEO mělo stačit delta_v max. 5000 m/s (C3 přes 40 km2/s2). MCT se suchou hmotou 150 tun by při natankování 600 tunami paliva mohl k Jupiteru odletět s čistým nákladem cca 50 tun. Při natankování 1200 tunami paliva (na LEO) by měl MCT k Jupiteru čistou nosnost skoro 250 tun (+ 150 tun vlastní MCT), takže by si mohl nechat např. třeba 100 tun paliva na "motorické operace u Jupiteru". Od Jupiteru by se ale mohl vrátit jen při doplnění paliva někde u Jupiteru.
Ještě jednou připomínám, že všechny výše uvedené odhady mohou být silně ovlivněny skutečnými parametry BFR/MCT, až je SpaceX zveřejní (teprve to totiž budou čísla podložená technickou realizovatelností). |
|
jasne ze su to odhady. Ak by ovsem minimalny odhad rozmerov vychadzal na nejake absurdne cisla, tak aj ta realizovatelnost by bola otazna. Stroj velkosti Saturnu V evidentne realizovatelny je, a to technologiou 60tych rokov
Tie odhadovane nosnosti k jupiteru sa mi pacia. To by bol konecne vyskum ako sa patri... Vedel by som si predstavit aj pilotovanu variantu, kde MCT by zaparkoval na nejakej velmi vystrednej drahe, a z neho by startoval maly vysadkovy modul.
Na jupiterovske misie sa pytam z dovodu, ze ak sa BFR/MCT zrealizuje, na velmi dlhu dobu to bude "ultimate rocket", asi ako SaturnV. Misie sa budu realizovat podla toho, ci na ne BFR/MCT staci alebo nie. |
|
Samozřejmě, že nechávám přesné výsledky z nepřesných vstupních dat, ale když člověk začne ve výpočtech zaokrouhlovat, zapomene v které etapě co zaokrouhlil kterým směrem, takže raději nechávám vypočtená čísla a řeknu jen, že jsou orientační vzhledem k nepřesným vstupům.
Co se týče nosnosti MCT z LEO k Marsu s palivem cca 1200 tun, vychází samozřejmě k Marsu s dv 4000 m/s čistá cca 250 tun + 150 vlastní hmota MCT. Ale já v tom výpočtu s brzděním na LMO (motorickým) a návratem na LEO musím počítat s celkovým dv 7100 m/s, a vyjde mně požadovaná nosnost 100 MT. Proto jsem napsal, že kdyby měl daný MCT letět přímo na Mars, mohl by letět velice rychle, nebo by bylo možno snížit množství paliva na LEO (nebo zvýšit nosnost na cca 340 MT čistých.) [Upraveno 07.2.2016 PinkasJ] |
|
citace:
Pro alama: Dokážu odhadnout jen nosnost MCT "k Marsu" ("surově" ale nepřesně předpokládám, že to, co se dostane k Marsu, se dostane i "na Mars"). Nosnost "k Marsu" bude záviset na suché hmotnosti MCT (počítám 150 tun) a na "míře natankování". Při natankování 500 tunami (na LEO) může být nosnost "k Marsu" až 100 tun (+ 150 tun vlastní MCT). Při natankování 1200 tunami (na LEO) mi vychází nosnost přes 400 tun (+ 150 tun na vlastní MCT). Čísla samozřejmě vyjdou dost jinak, pokud bude jiná suchá hmotnost MCT, nebo bude jiný objem nádrží (než předpokládám).
význam by to malo, hlavne v prípade, ak by bola možná, kombinácia hmotnosti nákladu a paliva, ktorá by umožňovala vykonať TMI z nejakej vyššej marsovskej orbity a následný návrat k zemi, pomocou paliva ktoré by si dopravil MCT sám na vlastnej palube
iba si to trúfam odhadovať niečo okolo 300 ton
inak by tam bolo treba posielať, nejakú zásobu paliva o okno napred
MCT by teda mal byť schopný, prevádzkovať
prvotný teleoperačný "orbital vorkshop", bez nejakého extra hardvéru navyše
 |
|
OPRAVUJI ZNĚNÍ MÉHO PŘÍSPĚVKU Z 7.2.2015
Jestli dobře otázce p. alama rozumím: MCT by se dostal z LEO na vysokou oběžnou dráhu Marsu jen s malým zbrzděním . Tedy řekněme pro celkové dv by asi postačovalo cca 4000 m/s včetně malého přibrzděním na HMO a pak by přistál na Marsu a odtud zpět na Zem
Když vezmu svůj předešlý MCT:
MCT: celkem 1480 MT, z toho: 1240 tun paliva, 240 MT suchá hmota (včetně 100MT nákladu ):
Konečná hmota na HMO: dMk = Mp/ e ^ dv/Isp = 1480:3,04=487 MT
Zbytek paliva:447 - 240 = 207 MT.
Toto množství v žádném případě nestačí na start MCT z Marsu.
[Upraveno 08.2.2016 PinkasJ] |
|
| Mám pocit, že alamo to myslel bez přistání na Marsu- což by bylo velmi dobře využitelné pro prvotní(tedy pro SpaceX a kolonizaci)průzkum před přistáním. Tj. přílet na vysokou orbitu vyložení nákladu a zase odlet... |
|
| Je to možné, že to tak myslel, jak píšete. To, co jsem mu spočetl by na odlet z Marsu nestačilo - viz můj příspěvek výše. [Upraveno 09.2.2016 PinkasJ] |
|
vylepšená varianta
po vykonaní aerobrake, zamieri MCT nie na povrch Marsu, ale k jeho mesiacu Phobos, konkrétne do krátera Stickney
vďaka jeho tvaru, a polohe na trvalo k Marsu privrátenej strane, Mars tesne v nadhlavníku, vysoké steny krátera, je to jedno z radiačne najchránenejších miest v slnečnej sústave - 90% expozície
ak bude potrebné, skúmať mars a hľadať na ňom to správne miesto, pre založenie kolónie na jeho povrchu, ideálnejšia varianta nie je
[Upraveno 07.2.2016 alamo] |
|
citace:
Je to možné, že to tak myslel, jak píšete. To, co jsem mu spočetl by teoreticky možná vyšlo, ale nejspíš by z toho byla veliká ohnivá koule. Musk určitě neplánuje přistávat aerobreakingem se 700 MT paliva, max. něco málo na dobrzdění
[Upraveno 07.2.2016 PinkasJ]
možnosti sú predsa rozsiahlejšie
dostať sa z transferu na capture orbit Marsu, je predsa relatívne lacná záležitosť, iba 0,9 delta v
takže mala by sa dať vykonať aj "horúcejšia" verzia aerobrakingu
ktorý už predvádzali sondy
vôbec to nemusí byť jednorázový nervák "veľká ohnivá guľa" |
|
citace:
Jestli dobře otázce p. alama rozumím: MCT by se dostal z LEO na vysokou oběžnou dráhu Marsu jen s malým zbrzděním . Tedy řekněme pro celkové dv by asi postačovalo cca 4000 m/s včetně malého přibrzděním na HMO a pak by přistál na Marsu a odtud zpět na Zem
Když vezmu svůj předešlý MCT:
MCT: celkem 1480 MT, z toho: 1240 tun paliva, 240 MT suchá hmota (včetně 100MT nákladu ):
Spotřeba paliva na HMO: dMk = Mp/ e ^ dv/Isp = 1480:3,04=487 MT
Zbytek paliva: 1240-487= 753 MT.
Kdyby deorbit a dobrzdění na Marsu spotřebovalo jen 53 tun, zbývá 700 tun paliva.
Na Marsu bude mít MTC celkovou hmotu 140 + 700 + 15 ( náklad na odlet) = Mp = 855MT
Konečná hmota bude Mk = 140 + 15 = 155 MT
Rychlost, kterou lze dosáhnout z povrchu: v = Isp.lnMp/Mk = 3600x 1,71= 6156 m/s ( to je vchar).
Úniková rychlost Marsu je cca 5000 m/s
Tedy bylo by to asi na doraz, protože skutečná v rakety by byla málo přes 5000m/s
Nekontroloval jsem celý výpočet, snad je to dobře.
Přesto je to zajímavá myšlenka, která je ale hodně na hraně. Mohlo by to vyjít příznivěji, kdyby náklad nebyl 100 Mt, ale třeba jen 50 MT.
ALE TO BY MUSELO VYJÍT STEJNĚ, NEBO LÉPE BEZ VYSOKÉHO HMO, S PŘÍSTÁNÍM "Z CHODU" NA MARSU. [Upraveno 07.2.2016 PinkasJ]
hmm.. možno práve toto je Muskov plán
a práve preto, má byť MCT tak "predimenzovaný" |
|
vyplatilo by sa použiť, takýto postup, najprv vykonať aerobrake - usadiť sa na parkovacej dráhe - a až potom ísť na pristátie, aj pri návrate na zem?
pri prílete k marsu, to zdá sa, šetrí palivo
pri návrate na zem, by to zase malo znižovať nároky kladené, na tepelnú ochranu "brzdové obloženie" |
|
Me by v souvislosti s MCT zaujalo neco jineho. Jak na tom je a bude komunikace ... Musk preferuje vcelku jednoducha a ucinna reseni.
Pokud si vezmu jiz zminovany Phobos, mohl by byt kompromisni "komunikacni" zakladnou, instalace na jeho povrchu by nebyla omezena napr. rozmery druzice, pro chlazeni je mozne pouzit horninu Phobosu, tedy komunikacni aparatura na jeho povrchu by mohla mit podstatne vyssi vykon, pritom prijimat I vcelku nizke vykony pozemnich vysilacu. Nevyhodou by byly relativne pravidelne zakryty komunikace. Pouziti Deimosu by problem nevyresilo, ale mohlo by ho omezit. K tomu by bylo vhodne "nasadit" dalsi komunikacni satelity.
Obdobnym problemem je jakakoliv komunikace se sondami. Dle meho nazoru bude nutne se drive nebo pozdeji zamerit prave na komunikacni infrastrukturu, protoze jednak zacne narustat objem prenasenych dat, dale pak soucasne technologie spojeni nejsou urceny pro komunikacni prodlevy v radu minut (internet az na mars) atd.
Tim se vicemene vracim k tematu meho oblibeneho meziplanetarniho internetu ;o)
|
|
citace:
vyplatilo by sa použiť, takýto postup, najprv vykonať aerobrake - usadiť sa na parkovacej dráhe - a až potom ísť na pristátie, aj pri návrate na zem?
Aerocapture by určitě trochu snížil nároky na tepelný štít lodi. Palivo by to ale nemělo ušetřit žádné (proti přímému přistání "z chodu"). Aerocapture je o něco nebezpečnější (než přímé přistání nebo motorický manévr), protože když se do atmosféry "zanoříš" moc, tak už z atmosféry nevylétneš a stejně musíš rovnou přistát. Naopak když se "zanoříš" málo, tak se nezachytíš na oběžné dráze (a budeš muset to "dotáhnout" motoricky po vynoření z atmosféry [pokud na to budeš mít dost paliva]). |
|
| pre aerocapture je potrebne presne poznat aktualny stav atmosfery (ktora je na marse dost premenliva), preto sa doteraz pri martanskych sondach nerealizoval. Predpokladam ze ho nebude realizovat ani MCT. |
|
nerealizoval?
In 1997, the Mars Global Surveyor (MGS) orbiter was the first spacecraft to use aerobraking as the main planned technique of orbit adjustment. The MGS used the data gathered from the Magellan mission to Venus to plan its aerobraking technique. The spacecraft used its solar panels as "wings" to control its passage through the tenuous upper atmosphere of Mars and lower the apoapsis of its orbit over the course of many months. Unfortunately, a structural failure shortly after launch severely damaged one of the MGS's solar panels and necessitated a higher aerobraking altitude (and hence one third the force) than originally planned, significantly extending the time required to attain the desired orbit. More recently, aerobraking was used by the Mars Odyssey and Mars Reconnaissance Orbiter spacecraft, in both cases without incident. In 2014, an aerobraking experiment was successfully performed near the end of the mission of the ESA probe Venus Express.[12][13] |
|
citace:
Pro yamata: Pro startovní hmotu 7500 tun mi vychází objem nádrží BFR na cca 8000 m3 (paliva je cca 6000 tun a průměrnou hustotu paliva beru 0,75 tun/m3). U MCT počítám s palivem až 1200 tun, tedy s objemem nádrží cca 1600 m3. Při průměru 15 metrů by se těch 8000 m3 u BFR mělo vejít do 80 metrů výšky (s rezervou) a 1600 m3 MCT do 40 metrů (z toho nádrže max. 20 metrů). Celkem BFR/MCT max. 120 metrů (ovšem při průměru 15 metrů). Při průměru 10 metrů může být výška klidně i 180 metrů (120 + 60).
Dá se asi zmínit, že aktuální studie počítají s opravdu poněkud většími rozměry.
Ono na placené sekci NSF jsou sice zveřejněny určité předběžné hodnoty, které aktuálně slouží jako výchozí základ pro další studie. Nicméně i tyto se mohou do určité míry samozřejmě měnit a je to asi i dobrý důvod tyto informace raději příliš nešířit. |
|
citace:
In 1997, the Mars Global Surveyor (MGS) orbiter was the first spacecraft to use aerobraking as the main planned technique of orbit adjustment. The MGS used the data gathered from the Magellan mission to Venus to plan its aerobraking technique. The spacecraft used its solar panels as "wings" to control its passage through the tenuous upper atmosphere of Mars and lower the apoapsis of its orbit over the course of many months. Unfortunately, a structural failure shortly after launch severely damaged one of the MGS's solar panels and necessitated a higher aerobraking altitude (and hence one third the force) than originally planned, significantly extending the time required to attain the desired orbit. More recently, aerobraking was used by the Mars Odyssey and Mars Reconnaissance Orbiter spacecraft, in both cases without incident. In 2014, an aerobraking experiment was successfully performed near the end of the mission of the ESA probe Venus Express.[12][13]
to je aerobraking, nie aerocapture  pri aerobrakingu sonda motoricky zaparkuje na vysoko eliptickej drahe, pricom pericentrum uz sa trochu ponara do atmosfery. Nasledne pri kazdom prielete pericentrom sonda trochu zbrzdi, cim sa znizuje apocentrum.
aerocapture znamena, ze sonda priamo pri prilete pouzije atmosferu na zabrzdenie, pricom sa nasledne z atmosfery vynori a ostava na orbite.
Je jasne ze aerocapture znamena daleko vyssie dV, preto je daleko narocnejsie na presnost. |
|
citace:
OPRAVUJI PŮVODNÍ ZNĚNÍ PŘÍSPĚVKU ze 7.2.2015
To: yamato:
Měl jsem ve výpočtu chybu.
Myslím si, že přistávání na Marsu pomocí aerobrakingu s jakýmkoliv větším paliva paliva ( kromě na dobrždění) ať už přímo nebo s nějakou zastávkou na MO by byl ohromný nápor na konstrukci MCT, její tepelný štít a prázdná hmota MCT by musela být mnohem větší, než míváme ve výpočtu (cca 150 tun). Možná by bylo možno použít několika vnořeními do atmosféry, jak psal p. Holub, nějaké žabí skoky, rychlost postupně snížit, možná na úkor části paliva.
Musíme rozlišovat nosnost stejného MCT ve fázi na LEO a ve fázi z LEO. Vysoký podíl MCT na rychlosti BFR/MCT ve fázi na LEO snižuje celkovou hmotu rakety. Ve fázi z LEO umoňuje dosáhnout buď vysoké přeletové rychlosti (Musk chce 45 dnů!) nebo by mohl umožnit návrat zpět na LEO z LMO + malý výsadek.
Velký problém je plnění palivem na LEO tanku řádově 1200 MT, když čistá nosnost jednoho BFR/MTC na LEO je cca 100 - 200 MT. Samozřejmě, není nutno na LEO naplnit plné nádrže, to by nebyla velká ztráta. Snížení celkové startovní hmotnosti ze Země by asi bylo důležitější. Možná vysoká přeletová rychlost je pro Muska velmi důležitým parametrem. Uvidíme [Upraveno 08.2.2016 PinkasJ] [Upraveno 08.2.2016 PinkasJ] |
|
nielen vysoká preletová rýchlosť, v ktoromsi rozhovore Musk tvrdil, že MCT má na povrchu zotrvať maximálne pár dní, potom má nasledovať rovnako rýchly návrat k zemi, v rámci jediného "okna" bez čakania na ďalšie
nutnosť viesť na povrch také preplnené nádrže, sa predsa dá obísť
čo takýto postup?
MCT priletí na MLO, tam časť svojho paliva prečerpá do "dočasného úložiska - skladu - bufferu", na povrchu pristane iba so zásobou nutnou, pre to aby sa zase dostal na MLO, tam sa zase spojí s "bufferom" predtým uložené palivo si vyzdvihne, a použije pre návrat k zemi
"variácia" na apollo, zásada nenosiť do gravitačnej jamy, to čo môžeme zanechať hore [Upraveno 08.2.2016 alamo] |
|
