Newsland.com – место, где обсуждают новости.
Социальный новостной агрегатор №1 в Рунете: самое важное о событиях в России и в мире. Newsland.com - это современная дискуссионная платформа для обмена информацией и мнениями.
В режиме 24/7 Newsland.com информирует о самом важном и интересном: политика, экономика, финансы, общество, социально значимые темы. Пользователь Newsland.com не только получает полную новостную картину, но и имеет возможность донести до аудитории собственную точку зрения. Наши пользователи сами формируют информационную повестку дня – публикуют новости, пишут статьи и комментарии.
Комментарии
где V — конечная скорость летательного аппарата;
I — удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива);
M1 — начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата + топливо);
M2 — конечная масса летательного аппарата (полезная нагрузка + конструкция аппарата).
V=J*ln(Mнач/Мкон). V-скорость аппарата, J - Скорость истечения газов из сопла.
Но Вы забыли еще и изменение скорости из-за удаления от Земли, а потом и по мере удаления от Солнца. Напомню Марс дальше Земли от Солнца.
Могу привести некоторые промежуточные числа. При прямом старте с Земли необходимо сообщить полезной нагрузке ПН скорость чуть больше 2-ой космической Vотлет=11,62км/с. Что при выходе из сферы действия Земли даст 2,87км/с относительно Земли и - при правильном направлении! - 32,56 км/с относительно Солнца. Что переведет ПН на гоммановский эллипс. В перигелии - Земля, а Афелии - Марс. К Марсу прилетит со скоростью 21,64км/с относительно Солнца и 2,47 относительно Марса. Это на границе "сферы действия Марса" далее приближаясь к Марсу скорость будет расти до 6,2 км/с - это если попали в Марс.
Это "цифры" для перелета.. А теперь немного о старте. 2 варианта - прямой старт и старт с орбиты.
вариант1 - потребная скорость - 11,62км/с+потери на аэродинамику(1,2км/с)+гравитационные потери(2км/с) = 14,82км/с. 3 ступ. ракета V1=V2=V3 =V/3=4,9км/с.
Начнем с верху. V=Jln(Mкон/Mст)
М3ст=Мкон*ехр(V/J) = 1,5*ехр(4900/3300)=6,62
топлива. М3=ПН+Мст3+Мтопл. Мст- масса ступени для третьей берем1,5тонн. Мкон=6,62 тонны. из них 5,1тонна топлива.
М2 = М3+Мст2+Мтопл. Масса 2 ступени 4тонны
М2ст=Мкон*ехр(V/J) = 10,62*ехр(4900/3300)=47тонн. из них 4 тонны конструкция 2 ступени 37 тонны топлива.
М1=М2+Мст2+Мтопл. Мст1=15 тонн
М3ст=Мкон*ехр(V/J) = 52ехр(4900/3300)=232 тонн. Из них 170 тонн топливо.
т.е на старте 232 тонны, у Марсу улетит 1 тонна. При этом всё "железо" 0,5+4+15=19,5 тонны. А всё топливо 5,1+37+170= 212 тонн топлива. Мтоплива/Мжелеза = 11. Сравните с простым ведром. Масса воды/ Масса ведра - тоже около! 10.
В варианте2 при старте с орбиты = там на 10% больше топлива и не так распределены массы. Но за то! можно точнее прицелится на Марс.
Добавлю еще Чтобы затормозить и перейти на орбиту вокруг Марса из ПН - нагрузки 1 тонна надо выделить - из этой тонны 300кг топлива. Т.е вокруг Марса будет - летать 700кг. При этом на той орбите, что получится. Если нужна какая-то конкретная орбита - еще 50...150кг топлива.
И даже "в Марс" попадать не надо.
И с какой скоростью мы "проскочим" орбиту Марса?
Двигатель сжигает топлива 1 тонну в секунду.
Значит время разгона 1000 секунд. "
G=1 тонна/сек=1000кг/c. при максимальном! удельном ипмульсе I=800 1/сек. Получим тягу F=I*g*G= 800*10*1000=8000кН. Вес Вашей ракеты 1тонна аппарат+1тонна бак+1тоннадвигатель+1000тонн топлива=1003тонны. 1003тонны-силы= 10030кН >8000кН.
Тяга гипотической ракеты с ядерным двигателем меньше! веса этой самой ракеты.
ВАША ракета не сможет взлететь..... ну по крайней мере первые 200секунд. Пока через реактор не пройдет 200 тонн водорода. Да и атомного двигателя с таким импульсом нет и скоро не предвидится - 800 - это около теоретического предела.
С Вашими данными к Марсу не полетим - вообще не полетим.