Kosmonautika (úvodní strana)
Kosmonautika@kosmo.cz
  Nepřihlášen (přihlásit)
  Hledat:   
Aktuality Základy Rakety Kosmodromy Tělesa Sondy Pilotované lety V Česku Zájmy Diskuse Odkazy

Obsah > Diskuse > XForum

Fórum
Nejste přihlášen

< Předchozí téma   Další téma >
Téma: Ve dvou lidech na Mars a zpet pomoci OSP ;-)
22.1.2004 - 23:50 - 
 
22.1.2004 - 23:55 - 
Protože nejsem spokojen s tempem jakým NASA plánuje pilotovaný let na Mars, rozhodl jsem se trochu dále rozpracovat svoji minimalistickou koncepci... Jsem holt už takový hravý, no...

Blokové schéma OSP+CEV+JSM+MEM

Přiznávám, že na první pohled je vidět, že výkon solárních panelů a příkon iontových motorů je asi v tom nákresu poddimenzován.... no, pak asi nezbývá, než místo solárních panelů rozvinout sluneční placthy... :-)

Byly by potřeba buď dva starty hypotetického nosiče s nosností 40t na LEO/ 16t do L1, nebo jeden start 16t do L1 a 2 starty 20t na LEO (to je dnes poměrně rutinní záležitost).
 
22.1.2004 - 23:58 - 
tak ještě jednou... ten odkaz nějak nezafungoval...

http://arachne.cz/~xchaos/osp.gif


[Upraveno 23.1.2004 poslal mikes]
 
22.1.2004 - 23:59 - 
tedy...

http://arachne.cz/~xchaos/osp.gif
 
23.1.2004 - 00:00 - 
Řekl bych, že administrátor tohohle fóra má asi co opravovat... ve vkládání odkazů je nějaký bug.

http://arachne.cz/~xchaos/osp.gif
 
23.1.2004 - 09:11 - 
Minimalistická koncepce, ale brzdící štít je moc malý, s tím by MM mohl přistát, ale na zachycení celé lodi u Marsu to nestačí - plánuješ brzdění iontovým motorem ? Pobyt na Marsu by trval jen několik dní. Napadlo Tě vyslat na Mars dopředu druhý MEM, který by sloužil jako nouzová rezerva a vezl by další vybavení a zásoby. 
23.1.2004 - 11:37 - 
Ten stit je urcteny jen pro pristani, ne pro aerocapture - viz ten motor. Brzdilo by se iontovym motorem, lod by zustala na velmi vysoke draze kolem Marsu, protoze je to vyhodne - pomer hmotnosti meziplanetarni sekce vs. navratovy modul bude tak 4:1. MEM by neprve tim pripojenym motorem zmenil svoji drahu na eliptickou, a pak provedl pomoci stitu aerobraking (diky nizsim rychlostem, nizsi gravitaci a ridsi atmosfere je takovy manevr podle me bezpecnejsi nez u Zeme...pouze vyzaduje vetsi stit, coz je take jasne videt..)

Pri navratu smerem k Zemi by se brzdilo jen natolik, aby planetolet zustal na draze kolem Slunce, a zaverecne korekci drahy lety v poslednim napr. tydnu by provedl jen OSP+CEV (mensi hmotnost, mene paliva), v poslednich dnech uz jen samotny OSP modul.

Co se usporadani a hmotnosti tyce, tak je stejne dobre mozna jeste minimalistictejsi koncepce. Zhruba vychazim z toho, co bylo zverejneno o OSP - plus scenar letu je klasicky rusky, ze 60. let, pouze jsem zmensil celkove rozmery. Jinak CEV bude vzhledem k puvodnimu OSP pravdepodobne vypadat asi trochu jinak - bude to dost mozna jen transportni a navratova kabina, habitaty budou cestovat spis separatne.

Podotykam, ze hned po uploadu obrazku jsem si to zhruba prepocital vzhledem DS-1 nebo SMART-1, a skutecne vykon solarnich panelu a iontovych motoru je urcite silne podceneny (kdo to ale umi presne spocitat ?). Az si udelam cas, zverejnim update - V 0.0.2



 
26.1.2004 - 09:52 - 
Pro odhady potřebných paramterů iontového pohonu (i jiných elektrických) velmi dobře vyhovuje tento vztah (pro 50% účinnost):

specifický impuls Isp [Ns/kg] = jednotkový příkon Psp [W/N]

Tedy pokud má (elektrický) pohon Isp např. 30000 Ns/kg, tak potřebuje příkon 30 kW na Newton tahu (DS-1 má Isp cca 26000 Ns/kg, příkon max. 2.3 kW a max. tah 0.093 N).

Pro let k Marsu (doba letu řádově měsíce) potřebujeme zrychlení cca 1 mm/s2 (zrychlení 0.1 mm/s2, které dosahuje DS-1 je dostatečné až pro let trvající řadu let).

Potřebujeme tedy tah (cca): F [N] = hmotnost [kg] / 1000

Pokud by tedy celý planetolet měl hmotnost jen 10 tun, tak by potřeboval (byl by vhodný, s rezervou) pohon s tahem cca 10 N. Pokud by (iontový) pohon měl Isp cca 30000 Ns/kg, tak by potřebný příkon byl cca 300 kW (např. plocha fotovoltaiky cca 3000 m2, např. 30 x 100 m). Z toho cca 150 kW by se muselo nějak "uchladit", protože to jsou "ztráty". Pokud bychom chtěli dosáhnout celkové delta V cca 10000 m/s (10 km/s), tak by spotřeba paliva (např. xenonu) byla cca 4000 kg (4 tuny). To by stačilo pro cestu k Marsu i zpět (ale samozřejmě nikoliv pro přistání).

U hmotnějšího planetoletu to stačí lineárně přepočítat.

Snad jsem se nějak principiálně ani numericky nespletl.
[Upraveno 26.1.2004 poslal ales]
 
26.1.2004 - 10:25 - 
Myslím že ste blízko správnym číslam, pozeral som na plán ruskej expedície na Mars, je na stránkach energie. Tam je návrh na veľkoplošné solárne články z tenkej fólie plus iontový motor, stojí za to sa na pozrieť !!! 
26.1.2004 - 11:22 - 
quote:
cca 300 kW (např. plocha fotovoltaiky cca 3000 m2, např. 30 x 100 m). Z toho cca 150 kW by se muselo nějak "uchladit", protože to jsou "ztráty".


Ty solarni panely na tom nejsou to nejhorsi - zato to chlazeni me dost desi. No, v praxi to proveri asi sonda JIMO - Jupiter Icy Moons Orbiter, s nuklearne-elektrickym pohonem - vlastne to bude takovy bezpilotni test klasickeho hardcore nuklearniho planetoletu ve stylu sci-fi 60.let, resp. Mars 98.

Ja se asi koncepcne vratim k te myslence solarni plachetnice - ono konstruovat stovky metru ctverecnich solarnich clanku nebo kilometry ctverecni reflexni kevlarove folie, to se uz principialne tolik nelisi... a solarni plachetnice ma vetsi ISP a mensi pravdepodobnost poruchy ;-)

Jeste jsem premyslel o jedne veci: je vyhodnejsi zustat s meziplanetarnim stehovakem na vysoke draze kolem Marsu, a zpet z povrchu splhat v malem modulu na relativne vysokou drahu (bacha palivo vezeme s sebou!!), nebo cely autobus zaparkovat co nejbliz atmosfery Marsu ? Tot otazka... v pripade solarni plachetnice neresime palivo, jenom cas - ale zase se nemuzeme priblizit k cemukoliv co pripomina zbytky atmosfery, zvlast kdyz pobliz Marsu mame k dispozici uz vyrazne nizsi tah nez u Zeme... v pripade iontoveho motoru podle me bude zaviset primo na pomeru Isp planetoletu (vysoky) ku Isp LEM (nizky)

Existuje jeden dost sileny manevr: planetolet by se nenavadel na drahu kolem Marsu, ale zustal by na draze kolem Slunce, navratovy modul by pak musel dosahout 2.kosmicke rychlosti vzhledem k Marsu. To je asi celkove nerealne, a silene nebezpecne.

Jeste dalsi moznost, taky dost hazardni: pristavaci manevr bude pripominat Mars Expres + Beagle 2: LEM se oddeli jeste behem priletu a zbrzdi se az o atmosferu (zrychleni na palube by snad nemelo byt vyssi nez pri navratu na Zem od Marsu ci Mesice...asi lze regulovat prumerem stitu), zatimco odlehceny planetolet se snaze navede na drahu kolem Marsu i snaze "sestoupi" na nizsi obeznou drahu, vhodnou pro zachyceni navratoveho modulu. Tato varianta se zda riskantni, ale ve skutecnosti je stejne riskantni jako vsechny ostatni manevry.

Kompromisni manevr "s redundanci": pri priletu k Marsu se oddeli LEM a planetolet, LEM ale nepristane, ale provede pouze aerocapture manevr na obeznou drahu Marsu, a vycka, az jak dopadne navedeni planetoletu na vyssi obeznou drahu. Pokud se toto navedeni z nejakeho obskurniho duvodu nepovede, a planetolet zustane na "transmartoidni" draze, tak LEM vyuzije svoje palivo misto pro pristani k "dohnani" splaseneho planetoletu a ke korekci drahy zpet smerem k Zemi - "transmartoidni" draha bude vypocitana tak, aby na ni s drobnymi korekcemi a s vyuzitim zasob pro pobyt na povrchu Marsu posadka nejak prezila a pak dopadla na Zem druhou kosmickou rychlosti v navratovem modulu. Tedy, tuto variantu by me zajimalo nejak propocitat. Oproti variante "pulku cesty tam zrychlujeme, pulku brzdime" totiz umoznuje vetsi cast cesty zrychlovat a pak zbrzdit pulku hmotnosti o atmosferu Marsu a jen pulku autonomnim pohonem....

Vyhodou tehle manevru navic je, ze u Marsu je planetolet v apoheliu sve elipticke obezne drahy Slunce, a relativni rychlosti (vuci Slunci, Marsu, Zemi, apod.) jsou tim padem relativne male - takze oproti manevrum napr. na draze kolem Zeme ci Mesice by melo stacit mensi delta V a mnozstvi paliva.
 
 


Stránka byla vygenerována za 0.197697 vteřiny.