ПОЛЕТ ЛЮДЕЙ НА МАРС НЕВОЗМОЖЕН

Вот возьмите и посчитайте:

============================

РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО, МАССА РАКЕТЫ И ТРАЕКТОРИИ ПОЛЕТОВ

1. Значения относительных масс ракеты (по Оберту)
2. Относительная масса многоступенчатой ракеты
3. Характеристики ракетных топлив по Зенгеру
4. Проблема «Синергии»
5. Характеристика транспортных космических ракет, предложенных фон Брауном
6. Необходимые характеристики для осуществления маневра ракеты на орбите
7. Необходимые характеристики для возвращения ракеты на Землю
8. Варианты межпланетных полетов по Гоманну

ЗНАЧЕНИЯ ОТНОСИТЕЛЬНЫХ МАСС РАКЕТЫ (ПО ОБЕРТУ)

<colgroup span="6" align="Center"></colgroup>

Примечание. Значения относительных масс определены по формуле (см ранее).

ОТНОСИТЕЛЬНАЯ МАССА МНОГОСТУПЕНЧАТОЙ РАКЕТЫ

Идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты может быть определена из выражения

где 
М0 / М1 - идеальная относительная масса трехступенчатой ракеты;
M'0 / M'1  - относительная масса ракеты первой ступени;
M"0 / M"1 - относительная масса ракеты второй ступени;
M"'0 / M'''1 - относительная масса ракеты третьей ступени.

 Скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты определяется как сумма скоростей, сообщенных двигателем каждой ступени:

где V3 - скорость третьей ступени трехступенчатой ракеты;
V', V'', V''' - скорости, сообщенные ракете двигателями каждой ступени соответственно.

Пример. Допустим, что относительные массы каждой ракеты, составляющей трехступенчатую ракету, равны и составляют 4,0.  Также примем, что конечная масса М1 каждой ступени равна начальной массе М0 следующей ступени. Конечная масса третьей ступени М'''1 = 1 т. Массы ракет, составляющих трехступенчатую ракету, представлены ниже:

<colgroup span="1" align="LEFT"></colgroup><colgroup span="2" align="Center"></colgroup>

Идеальная относительная масса рассматриваемой трехступенчатой ракеты будет равна:

Следовательно, если идеальная относительная масса этой трехступенчатой ракеты равна 64,0, стартовый вес ракеты составляет 224 +28+4, то есть 256 т, а каждая ступень развивает скорость 1,4 с, то скорость третьей ступени будет равна 1,4 + 1,4 + 1,4, то есть 4,2 с. Принимав одинаковую для всех ступеней скорость истечения с = 2100 м/сек, получим окончательную скорость-8820 м/сек, что даже превышает скорость, необходимуи для достижения ракетой космической станции.

ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ ПО ЗЕНГЕРУ

<colgroup span="1" align="LEFT"></colgroup><colgroup span="5" align="Center"></colgroup>

* - Первое значение — максимальная скорость, второе — минимальная.

Примечание. Максимальная теоретическая скорость истечения может быть достигнута при реакции чистого озона с чистым бериллием - 7310 м/сек . В сравнении с этой смесью все обычные взрывчатые вещества выглядят очень слабыми, их теоретические скорости истечения (м/сек) следующие:

<colgroup span="1" align="LEFT"></colgroup><colgroup span="1" align="Center"></colgroup>

При горении водорода с кислородом, при избытке водорода, скорость истечения может быть следующей (м/сек):

<colgroup span="1" align="LEFT"></colgroup><colgroup span="1" align="Center"></colgroup>

Естественно, что ни одна из этих теоретических скоростей истечения не может быть получена в ракетном двигателе из за неполной реакции, теплопотерь и частично из-за того, что теоретические коэффициенты расширения не всегда могут быть достигнуты. Даже хорошо действующий современный ракетный двигатель может развить лишь 50% любой из скоростей, указанных в таблице.

Кроме скорости истечения, очень важной характеристикой топлива или топливной смеси является удельный импульс, или тяга, развиваемая двигателем при сгорании 1 кг топлива в течение 1 сек. Следующее понятие - суммарный импульс, выражающийся произведением тяги на время работы двигателя.

ПРОБЛЕМА «СИНЕРГИИ»

В любой момент горения топлива в ракетном двигателе часть общей энергии топлива сообщается ракете и часть— истекающим газам. Проблема передачи как можно большей энергии ракете и меньшей истекающим газам была названа профессором Обертом проблемой «синергии», решаемой путем выбора наиболее оптимального движения ракеты.

Можно сказать, что понятие «синергия» эквивалентно понятию «коэффициент полезного действия».

Оберт выразил эту проблему формулой dA /dm = с·v·cos a, показывающей отношение между увеличением энергии ракеты dA и уменьшением ее массы dm. В этой формуле с — эффективная скорость истечения, v — максимальная скорость ракеты и а — угол между направлением движения ракеты и направлением силы тяги.

Опираясь на эту формулу, Оберт сделал следующие три вывода:

1. Эффективная скорость истечения (с) должна быть максимально большой.

2 Поскольку (cos a) возрастает с уменьшением угла, направление силы тяги и направление движения ракеты должны максимально совпадать.

3. Чем выше скорость ракеты, тем интенсивнее возрастает ее энергия (dA).

Отсюда вытекают следующие требования, которые должны предъявляться к ракетам:

1. При отсутствии сопротивления движению ракета должна набирать высоту с максимальным ускорением.

2. Ракета не должна подниматься вертикально. Теоретически горизонтальный взлет был бы наилучшим, но он невозможен вследствие большого сопротивления воздуха.

3. Горизонтальная составляющая кривой подъема должна быть направлена на восток для использования вращения Земли.

Этим условиям при наличии сопротивления воздуха наилучшим образом отвечает «синергическая» кривая, рассмотренная нами в главе XI.

Характеристика транспортных космических ракет, предложенных фон Брауном

<colgroup span="1" align="LEFT"></colgroup><colgroup span="2" align="Center"></colgroup>

Эти характеристики обеспечивают выход третьей ступени на орбиту космической станции, удаленной от Земли на 1730 км и имеющей период обращения 2 часа. Для того чтобы космический корабль приравнял свою скорость к орбитальной скорости космической станции, составляющей 7,07 км/сек, необходимо увеличить его скорость еще на 460 м/сек.

Необходимые характеристики для осуществления маневра ракеты на орбите

<colgroup span="1" align="LEFT"></colgroup><colgroup span="2" align="Center"></colgroup>

Необходимые характеристики для возвращения ракеты на Землю

<colgroup span="1" align="LEFT"></colgroup><colgroup span="2" align="Center"></colgroup>

Понижение скорости, необходимое для схода с орбиты космической станции и выхода на эллиптическую орбиту для входа в атмосферу, должно составлять 480 м/сек.

Варианты межпланетных полетов по Гоманну *

<colgroup span="1" align="LEFT"></colgroup><colgroup span="5" align="Center"></colgroup>

* - Доктор Гоманн принял условно, что ракеты стартуют с Луны и что там есть запас топлива. Конечный вес космического корабля во всех случаях равен 6 т.

** - На планету (Венеру или Марс) с корабля опускается посадочная ракета с конечным весом 1 т и одним пассажиром, а сам корабль становится на время спутником данной планеты.

Далее...

<dl>

 ============================================

Но вы не просто посчитайте, а подумайте сколько ВРЕМЕНИ будут лететь "туда" три человека.

Сколько надо кислорода, воды, и питья.

А оборудование?

И вы не сможете ничего поделать, даже "регенерируя" воду и кислород.

А питание?

В "тюбиках"?

Сколько весят эти "тюбики?

НО ведь ОБРАТНО надо тоже самое.

А стартовой площадки на Марсе нет.

И топлива - тоже.

Представляете ракету "Союз" заправленную топливом, летящую сквозь атмосферу Марса, сначала тормозя ТРЕНИЕМ, а потом - на парашютах! 

================================== 

</dl>