ПОЛЕТ ЛЮДЕЙ НА МАРС НЕВОЗМОЖЕН

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:

Ступень Массы М0 M1 Первая ступень 224 32 Вторая ступень 28 4 Третья ступень 4 1

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

Горючее Теоретические скорости истечения, м/сек * Окислители: перекись водорода азотная кислота кислород озон фтор Водород 4630 / 3990 4570 / 4210 5640 / 5210 6095 / 5710 6500 / 6300 Октан 4190 / 3690 3810 / 3600 4610 / 4450 5090 / 4930 4920 / 4820 Углерод 3860 / 3580 3540 / 3460 4320 / 4245 4790 / 4720 3975 / 3940 Этиловый спирт 3980 / 3580 3700 / 3480 4400 / 4200 4840 / 4650 4750 / 4620 Метиловый спирт 3900 / 3480 3640 / 3360 4245 / 3990 4640 / 4420 4650 / 4480 Анилин 3980 / 3640 3710 / 3550 4470 / 4370 4765 / 4680 4570 / 4490 Виниловый эфир 3990 / 3650 3740 / 3560 4445 / 4320 4890 / 4780 4520 / 4420 Гидразингидрат 3960/ 3530 3760 / 3430 4280 / 3970 4610/ 4330 5610 / 5450

* - 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:

Нитроглицерин 3880 Нитроцеллюлоза 3660 Динамит 3300 Двуосновные пороха 3240 Пикриновая кислота 2600

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

1 кг Н2+ 8 кг О2 5170 1 кг Н2+ 8 кг О2+ 0,5 кг Н2 5030 1 кг Н2+ 8 кг O2 + 1,0 кг Н2 4890 1 кг Н2+ 8 кг О2+ 1,5 кг Н2 4770 1 кг Н2+ 8 кг О2+ 2,0 кг Н2 4680 1 кг Н2+ 8 кг О2 + 2,5 кг Н2 4570 1 кг Н2+ 8 кг О2+ 3,0 кг Н2 4470

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

Наименование характеристик Вариант ракеты первый второй Характеристики первой ступени Тяга двигателя 12 800 т 2560 т Стартовый вес 6400 т 1280 т Сухой вес 700 т 140 т Общий вес трехступенчатой ракеты к концу работы двигателя первой ступени 1600 т 320 т Вес топлива 4800 т 960 т Секундный расход топлива (т/сек) 55,81 11,15 Эффективная скорость истечения 2250 м/сек Продолжительность работы двигателя 84 сек Высота отсечки двигателя 40 км Скорость ракеты к концу работы двигателя 2350 м/сек Горизонтальная дальность к концу работы двигателя 50 км Угол наклона траектории к концу 20°, 5 Дальность падения первой ступени 304 км - Длина первой ступени 29 м 22,2 м Характеристики второй ступени Тяга двигателя 1600 г 320 т Стартовый вес 900 т 180 т Сухой вес 70 т 14 т Общий вес двух ступеней к концу работы двигателя второй ступени 200 т 40 т Вес топлива 700 т 140 т Секундный расход топлива 5,6 т/сек 1,12 т/сек Эффективная скорость истечения 2800 м/сек Продолжительность работы двигателя 124 сек Высота к концу работы двигателя 64 км Скорость ракеты к концу работы двигателя 6420 м/сек Горизонтальная дальность к концу работы двигателя 534 км Угол наклона траектории к концу работы двигателя 2, 5° Дальность падения второй ступени 1459 км - Длина второй ступени 14 м 16,9 м Диаметр второй ступени 20 м 7,8 м Характеристики третьей ступени Тяга двигателя 200 т 40 т Стартовый вес 130 т 26 т Сухой вес без полезной нагрузки 22 т 2,1 т Сухой вес с полезной нагрузкой и резервом топлива 78,5 т 15,7 т Вес топлива для подъема 51,5 т 10,3 т Секундный расход топлива 702 кг/сек 141 кг/сек Эффективная скорость истечения 2800 м/сек Время работы двигателя 73 сек Высота конца активного участка траектории 102 км Скорость в конце активного участка траектории 8260 м/сек Горизонтальная дальность конца активного участка траектории 1054 км Угол наклона траектории в конце активного участка 0° Длина третьей ступени 15 м 2,9 м (без головной части, с грузом)

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

Наименование характеристик Вариант ракеты первый второй Тяга двигателя 200 т 40 т Продолжительность работы двигателя 17сек Вес третьей ступени к моменту выхода на орбиту космической станции 78, 5 т 15,7 т Вес третьей ступени после достижения орбитальной скорости космической станции 66,6т 13,3 т Грузоподъемность космического корабля (третьей ступени) 25 т 10 т

Необходимые характеристики для возвращения ракеты на Землю

Наименование характеристик Вариант ракеты первый второй Начальный вес 32,2 т 11,2 т Посадочный вес 27 т 9,4 т Тяга двигателя 100 т 1,0 т Общий расход топлива 5,2 т 1,8 т Время работы двигателя 14,8 сек 515 сек Секундный расход топлива 351 кг/сек 3,5 кг/сек Площадь крыльев 368 кв. м 129 кв. м Размах крыльев 52 м 25,4 м Посадочная скорость 105 км/час Длина ракеты 15 м 13 м

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 *

Варианты полетов Продолжительность полета в сутках Начальная масса, m для скоростей истечения (м/сек) 3000 4000 5000 10000 Земля- Луна 4 1420 360 153 31 Луна—Земля 3 15 12 10 8 Луна-Венера 146 123 68 46,5 24 Луна—Марс 258 780 278 142 44 Венера -Земля 146 2510 690 276 64 Марс-Земля 258 382 182 110 41 Луна—Венера (с облетом)—Земля 762 1060 423 244 92 Луна — Марс (с облетом)—Земля 971 1720 630 352 116 Луна — орбита Марса — орбита Венеры — Земля 546 1220 446 245 80 Луна—Венера—Земля** 762 1870 601 299 101 Луна—Марс—Земля** 971 2432 790 410 125

* - 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.

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

Сколько надо кислорода, воды, и питья.

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

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!

📎📎📎📎📎📎📎📎📎📎