Нуклон и прочие ядерные транспортные системы

[Transer]

Transer, я и хотел бы, чтобы кто-то сравнил затраты химической энергии спускаемого аппарата в двух случаях:
1. Мы поднимаем его "вертикально" с поверхности до точки Лагранжа ближе к Солнцу
2. Мы разгоняем его с поверхности до выхода на низкую орбиту.
Для меня априори не очевидно, что в первом случае будет больше.

Поставьте KSP и поэкспериментируйте )). Вообще такие маневры двумя этапами проходят - сначала на низкую орбиту - потом уже куда надо. Низкая орбита - это минимальные затраты энергии по своей природе.

 

[Бурундук]

Не буду. Время жаль. Если кто-то сделает-буду рад.

Не факт, что нужно выходить на низкую орбиту.

Не факт, что это минимальные затраты по своей природе.

Давайте больше не обмениваться пустыми словами. Если кто-то посчитает - будет интересно. Нет - ну и не надо.

 

[SDA]

Поставьте KSP и поэкспериментируйте )). Вообще такие маневры двумя этапами проходят - сначала на низкую орбиту - потом уже куда надо. Низкая орбита - это минимальные затраты энергии по своей природе.

я вот тоже предполагаю, что зенитная ракета будет бороться с гравитацией энергозатратнее.. чем "круговая"

 

[Transer]

Не буду. Время жаль. Если кто-то сделает-буду рад. Не факт, что нужно выходить на низкую орбиту.
Не факт, что это минимальные затраты по своей природе. Давайте больше не обмениваться пустыми словами. Если кто-то посчитает - будет интересно. Нет - ну и не надо.

Вам просто надо понять, что такое низкая орбита. По сути это минимальная орбита, с которой корабль "не падает". И эта орбита принципиально "ниже", чем любая точка Лагранжа. Дальше все очевидно и считать тут нечего.

 

[Бурундук]

Transer, не переходите на личности.
Нет, не очевидно.
Посчитаете - будет очевидно, а слова не убедительны.

SDA, соотношение эффективности "зенитной" и "круговой" ракеты зависит и от отношения тяга/вес. Для лёгкого беспилотного зонда оно может быть очень высоким.

 

[Transer]

Transer, не переходите на личности. Нет, не очевидно.
Посчитаете - будет очевидно, а слова не убедительны.

Не верите, ну как хотите ))). Никаких личностей - о чем вы? Просто низкая орбита всегда ниже точек Лагранжей, и чтобы попасть туда с поверхности нужно больше энергии.

 

[Dominicinio]

Товарищи, остановитесь! Без хотя бы грубейших численных расчетов вы сейчас улетите за пределы солнечной системы. Во-первых, о каких низких орбитах Юпитера и гипотетическом Нуклоне мы говорим? Я тут на коленке (не знаю насколько правильно) прикинул, что если для Нуклона заявлен старт с орбиты Земли н=800м, то орбита у Юпитера с той же 2 космической будет на высоте пару миллионов км от этого самого Юпитера. Не думаю, что на таком расстоянии будет существенное затенение (по моим грубейшим прикидкам никак не больше 1%).
Что касается точек Лагранжа, то с одной стороны устойчивой орбиты в точке Л1 (между Юпитером и Солнцем) не существует из-за влияния Сатурна. С другой стороны нам суперсиаьилтная орбита и не нужна. К сожалению я нигде не нашел на каком расстоянии от Юпитера это точка находится

 

[RomanS]

Вам просто надо понять, что такое низкая орбита. По сути это минимальная орбита, с которой корабль "не падает". И эта орбита принципиально "ниже", чем любая точка Лагранжа. Дальше все очевидно и считать тут нечего.

Вообще говоря, это не очевидно. Это было бы очевидно, если бы речь шла об одном центральном теле. Тогда да: ниже орбита - меньше энергия. Но вы же здесь решаете задачу о движении в гравитационном поле двух тел, а там очевидного мало. Теоретически может быть дешевле докинуть нагрузку до соседнего тела по прямой, чем разгоняться до круговой орбиты. Например, при старте с определенных участков Луны дешевле лететь к Земле вертикально, чем выходить на промежуточную круговую орбиту, чем наши луночерпалки и пользовались.

@Transer, я и хотел бы, чтобы кто-то сравнил затраты химической энергии спускаемого аппарата в двух случаях:

1. Мы поднимаем его "вертикально" с поверхности до точки Лагранжа ближе к Солнцу
2. Мы разгоняем его с поверхности до выхода на низкую орбиту.

Для меня априори не очевидно, что в первом случае будет больше.

Не очень понятно, что имеется в виду под взлетом с поверхности в контексте Юпитера. Но в качестве иллюстрации можно сделать оценку для Земли: для выхода на низкую орбиту нужно примерно 9500 м/с характеристической скорости с учетом гравитационных потерь. Если мы бахнем нагрузку "по жюль-верновски" из Колумбиады вертикально вверх с такой скоростью, т.е. проигнорируем сопротивление воздуха и гравитационные потери, то (если я не обсчитался), докинем снаряд до примерно 20000 км. Это, разумеется, с учетом уменьшения силы тяжести с ростом расстояния. Даже с такой явно завышенной оценкой до L1 еще лететь и лететь.

Что касается точек Лагранжа, то с одной стороны устойчивой орбиты в точке Л1 (между Юпитером и Солнцем) не существует из-за влияния Сатурна. С другой стороны нам суперсиаьилтная орбита и не нужна. К сожалению я нигде не нашел на каком расстоянии от Юпитера это точка находится

В английской вики есть Lagrange point - Wikipedia. 726*10^9 м от Солнца, если я правильно понял обозначения там. Ну, или в среднем 52*10^9 м от Юпитера.

 

[Transer]

Вообще говоря, это не очевидно. Это было бы очевидно, если бы речь шла об одном центральном теле. Тогда да: ниже орбита - меньше энергия. Но вы же здесь решаете задачу о движении в гравитационном поле двух тел, а там очевидного мало. Теоретически может быть дешевле докинуть нагрузку до соседнего тела по прямой, чем разгоняться до круговой орбиты. Например, при старте с определенных участков Луны дешевле лететь к Земле вертикально, чем выходить на промежуточную круговую орбиту, чем наши луночерпалки и пользовались.

Ну я не буду изображать из себя специалиста в этой области. Но я как-то слабо представляю подобные "прямые" полеты. Все равно же на практике придется с орбиты на орбиту переходить. И в любом случае энергия для такого полета она же выше, чем просто на орбиту луны выйти. Я собственно об этом говорю.

 

[RomanS]

Ну я не буду изображать из себя специалиста в этой области. Но я как-то слабо представляю подобные "прямые" полеты. Все равно же на практике придется с орбиты на орбиту переходить.

Необязательно, зависит от обстоятельств. Для того, чтобы улететь куда надо, вам нужно получить некоторую начальную скорость. По правилу сложения векторов, при прочих равных дешевле сделать это сразу и сразу же получить нужную орбиту, чем в несколько этапов, выдавая импульсы в разных направлениях и тем самым совершая лишнюю работу. Другое дело, что "при прочих равных" там никогда не бывает.

 

[Transer]

Товарищи, остановитесь! Без хотя бы грубейших численных расчетов вы сейчас улетите за пределы солнечной системы. Во-первых, о каких низких орбитах Юпитера и гипотетическом Нуклоне мы говорим? Я тут на коленке (не знаю насколько правильно) прикинул, что если для Нуклона заявлен старт с орбиты Земли н=800м, то орбита у Юпитера с той же 2 космической будет на высоте пару миллионов км от этого самого Юпитера.

Диаметр Юпитера ~143000 км. Земли ~12000 км. По идее при прочих равных пропорции должны быть сохранены.

 

[Transer]

Необязательно, зависит от обстоятельств. Для того, чтобы улететь куда надо, вам нужно получить некоторую начальную скорость. По правилу сложения векторов, при прочих равных дешевле сделать это сразу и сразу же получить нужную орбиту, чем в несколько этапов, выдавая импульсы в разных направлениях и тем самым совершая лишнюю работу. Другое дело, что "при прочих равных" там никогда не бывает.

Ну это же вроде просто частный случай. Я же не говорю, что нужно обязательно вектор менять и импульсы разделять. Если представить поверхность как точку все равно импульс для выхода на сбалансированную орбиту будет меньше, чем импульс для отрыва.

 

[SDA]

Диаметр Юпитера ~143000 км. Земли ~12000 км. По идее при прочих равных пропорции должны быть сохранены.

массы сравнивать нужно

 

[RomanS]

массы сравнивать нужно

и расстояния

 

[Transer]

массы сравнивать нужно

Вообще наверное нужно исходить из высоты орбиты, с которой удобно спустить-поднять аппарат. Я думаю эта орбита значительно меньше диаметра. Для луны например американцы использовали высоту 111 км при диаметре луны ~ 3400 км.

 

[SDA]

Вообще наверное нужно исходить из высоты орбиты, с которой удобно спустить-поднять аппарат. Я думаю эта орбита значительно меньше диаметра. Для луны например американцы использовали высоту 111 км при диаметре луны ~ 3400 км.

Напомню, исходная дискуссия была о том насколько реален и экономичен вариант, что ядерный или иной электробуксир будет парковаться в точке Лагранжа.
А перевозимые им зонды оттуда будут посещать планеты и их спутники используя химические двигатели

 

[Transer]

Напомню, исходная дискуссия была о том насколько реален и экономичен вариант, что ядерный или иной электробуксир будет парковаться в точке Лагранжа.
А перевозимые им зонды оттуда будут посещать планеты и их спутники используя химические двигатели

Если на примере пары Земля-Луна брать - думаю необходимая энергетика до точки Л1 почти такая же, что и до орбиты Луны. Т.е. на орбиту Земли выйти прямо сильно проще.

 

[SDA]

Если на примере пары Земля-Луна брать - думаю необходимая энергетика до точки Л1 почти такая же, что и до орбиты Луны. Т.е. на орбиту Земли выйти прямо сильно проще.

Речь то идёт о ядрён-батон буксире.
Его позиционируют, как я понимаю, как долгоиграющее средство транспорта по закоулкам Солнечной системы, где нет достаточного количества солнечного света.
То есть не для Луны девайс этот

 

[Transer]

Речь то идёт о ядрён-батон буксире. Его позиционируют, как я понимаю, как долгоиграющее средство транспорта по закоулкам Солнечной системы, где нет достаточного количества солнечного света. То есть не для Луны девайс этот

Для станции около луны - самое то туда-сюда регулярно гонять. Вообще буксир имеет больше смысла когда и туда и обратно надо что-то везти.

 

[dbms]

Напомню, исходная дискуссия была о том насколько реален и экономичен вариант, что ядерный или иной электробуксир будет парковаться в точке Лагранжа.

идея перемещаться между точками Лагранжа в целом не нова

http://www.gg.caltech.edu/~mwl/publications/papers/IPSAndOrigins.pdf