dartvladimir

Часть 1

Кадр из фильма «Марсианин»

В первую очередь необходимо определить куда можно лететь человеку, и где можно разворачивать колонию.

Схема нашей системы, простая, но понятная (по спутникам не очень точно)

Итого в нашей системе имеем:
- 8 планет (+ Плутон);
- 15 крупных спутников (не считая Луны и считая Харон);
- Церера в поясе астероидов.

Малые спутники колонизировать особого смысла нет. На них будет очень слабая гравитация, что очень не удобно для человека. Например, с Деймоса, спутника Марса, можно буквально «выпрыгнуть» на орбиту, а если разбежаться, то можно достичь второй космической (5.6 м/с).

Крупные спутники планет:
- Юпитер - Ио, Европа, Ганимед, Каллисто;
- Сатурн - Титан, Рея, Япет, Диона, Тефия;
- Уран - Ариэль, Умбриэль, Титания и Оберон;
- Нептун - Тритон;
- Плутон - Харон (хоть теперь Плутон не полноценная планета).

Из 17 потенциальных целей для высадки не все одинаково полезны для человека, даже в скафандре.

Напомню, основные проблемы для человека - это высокая температура, большая радиация и ускорение свободного падения больше 1.5 g. С остальным в скафандре / жилом модуле жить можно.

Краткая справка по условиям на планетах и спутниках:
- Меркурий: можно высадится на полюса х для «галочки», создавать постоянную базу нет смысла, там очень жарко и радиоактивно;
- Венера: на высоте 50 км самые комфортные условия после Земли, в облаках можно ходить в акваланге с гидрокостюмом, соответсвенно можно создать летающую базу в научных целях по типу дирижабль, которую будет мотать ветром по планете.
- Луна: первый кандидат для постоянной базы.
- Марс: второй кандидат для постоянной базы.
- Церера: условия почти как на Луне, можно добывать ракетное топливо, колонизировать можно;
- Юпитер: на химии взлететь не возможно, уйти с орбиты можно только на ионниках, сесть нельзя, но радиация убьёт быстрее, лететь не надо.
- Каллисто: условия почти как на Луне, только воды как на земле, можно добывать ракетное топливо, колонизировать можно.
- Ио, Ганимед, Европа: радиация, лететь не надо.
- Сатурн: уход с орбиты на грани возможностей химических двигателей, сесть нельзя, лететь не надо.
- Титан: ракетного топлива (метан) там, в буквальном смысле, океан (это прям мечта Газпрома), ходить можно в подогреваемых легких негерметичных скафандрах, колонизировать можно.
- Япет, Рея, Тефия, Диона: лёд, радиация и ничего интересного, лететь не надо.
- Уран: сесть нельзя, а атмосфера очень холодная и лёгкая (на дирижабле не полететь) и радиация.
- Ариэль, Умбриэль, Титания и Оберон: лед, холод, предпочтительнее Оберон, там меньше радиация, лететь долго, высадится можно для «галочки».
- Нептун: сесть нельзя, в атмосфера очень холодная и лёгкая (на дирижабле не полететь) и радиация.
- Тритон: будет тяжело сесть, на поверхности замёрзший азот ( будет испарятся от двигателей), очень холодно, лететь долго, можно высадится для «галочки».
- Плутон и Харон: на спутник проще сесть, на Плутоне на поверхности замёрзший азот, лететь долго, можно высадится для «галочки».

Для наглядности орбиты в масштабе. Как видно, до Сатурна почти в 10 раз дальше от солнца, чем Земля, а Уран уже в 2 раза дальше Сатурна.

Итого получаем следующие точки для создания баз (разовые высадки не учитываем) с указанными соответсвенно минимальным запасом характеристической скорости (с НОО на НОО) - запасом скорости для взлета с поверхности на НОО в- среднего удаления от Земли в млн км - минимального (в оптимальное окно запуска) временем полёта от Земли по гиперболической траектории (без учета разгона):
1. Луна - 3.94 км/с - 1.73 км/с - 0.385 млн км - часы;
2. Венера (в облака) - 6.79 км/с - 9.0 км/с - 150 млн км - 40 дней;
3. Марс - 5.71 км/с - 3.8 км/с - 225 млн км - 70 дней;
4. Церера - 8.67 км/с (из них 3.12 на изменение наклона орбиты) - 0.36 км/с - 415 млн км - около 400 дней;
5. Каллисто - 12.41 км/с - 1.76 км/с - 777 млн км- 405 дней;
6. Титан - 11.43 км/с - 7.6 км/с - 1425 млн км - 560 дней.

Для справки: старт на НОО с Земли требует 9.4 км/с (с учётом атмосферы).

На Венере, Марсе, Титане можно тормозить об атмосферу - таким образом запас скорости на посадку нужен менее 1 км/с.

В ближайшей перспективе (на земле все дано реализовано, осталось это вывести в космос) технология освоения следующая:
- для взлетов/посадок с планет использование кораблей типа «Starship» на химической тяге (запас по характеристической скорости около 9 км/с при полной заправке позволяет произвести посадку и взлёт на все точки колонизации);
- для межпланетных перелетов используются ядерные буксиры типа «Нуклон» с разгоном выше гиперболических скоростей (запас по характеристической скорости от 50 км/с).

В посте Немного про ядерный буксир
разобраны скоростные возможности ядерных буксиров.

Таким образом для колонизации необходимы следующие минимальные запасы (как минимум для первых кораблей пока не будет обеспечена дозаправка местным топливом):
- 5 км/с на химические двигатели для посадки/взлёта (для редких полетов на Венеру 10 км/с), а это топлива в 1.3 раза больше чем масса самого корабля).
- 12.5 км/с для ядерных буксиров (если мы хотим лететь на Титан 6.5 лет, на Марс около 300 дней) либо больше 25 км/с (чтобы долететь до Титана быстрее, чем за 3 года, а до Марса, быстрее 150 дней).

Для тех, кто ещё не видел - время полёта по эллиптическим траекториям (минимальный запас скорости) и минимальной гиперболической (разгон от земли до 16.65 км/с).

Использование гравитационных манёвров при массовой колонизации исключено - никто не будет ждать пару лет окно запуска, если надо доставить через полгода необходимый груз для поддержания жизни колонистов.

Получаем, что даже до Титана лететь уже под 3 года, при существующих сегодня технологиях. Очень далеко, но жить там человеку достаточно удобно (про это в части 2 будет).

Вывод этой части:
- Не там много мест в солнечной системе, которые можно колонизировать.
- Дальше Сатурна что-то осваивать смысла нет вообще, по крайней мере пока не достигнем запаса по характеристической скорости на 2 порядка.
- Современные технологии, связка ядерного буксира многоразовых кораблей с химическими двигателями, позволяют летать к другим планетам


Для подписчиков:
В части 2 будет про условия обитания в колониях.
В части 3 - про оснащение колоний, объём перелетов и возможная промышленность на других небесных телах.

Тут речь пойдет про возможную реализацию быстрых полетов по солнечной системе.

Тут надо сделать отсылку к сериалу «The Expance» - достаточно реалистичный в части физики космических перелетов, любителям космоса советую, чтобы визуализировать эти полёты.


Надежное освоение солнечной системы, подразумевает сокращение времени полёта между планетами до приемлемого, и сравнимого например с морскими рейсами.
Например, полёт на Марс, должен быть сравним с рейсом через Атлантику (5800 км, которые сухогруз преодолевает примерно за неделю).
Учитывая требуемые скорости полёта на Марс за 7 дней - это явно будет гиперболическая траектория, которую можно упростить до прямой.
Среднее расстояние от земли до Марса составляет 225 млн км.
Соответсвенно, чтобы пролететь это расстояние за 7 дней (около 600 000 с), половину пути разгоняясь, половину пути замедляясь, необходимо ускорение 2.5 м/с2. Тут сразу решается проблема с гравитацией - такое ускорение обеспечивает «искусственную» гравитацию среднюю между Марсом и Луной.
При таком ускорении будет достигнута скорость в 750 км/с.

Тут возникают ряд проблем для осуществления таких полетов, основные это:
- параметры двигателя;
- обеспечение энергии.

Начнём с удельного импульса двигателя.
Энергетически оправдан разгон частиц до споростей около 0.5 с (с - скорость света).
Далее начинают сильно сказываться релятивистские эффекты и КПД разгона очень резко падает, например, относительные затраты в энергии при разгоне частиц в большом адронном коллайдере:
- 0.314с - 1;
- 0.916с - 28;
- 0.993с - 500.
Как видно чтобы повысить удельный импульс на скоростях, близких к с, на 8.4%, требуется энергетическая мощность почти в 18 раз больше.

Собственно, разумный предел по удельному импульсу - 0.5 с или 150 000 км/с. (Это в 3000 раз больше чем у существующих ионных двигателей)

Кажется фантастическим? Но, например можно взять существующий ускоритель LINAC 4 большого адронного коллайдера (почти готовый ионный двигатель). Это труба 80 метров в длину, потребляющая 25 мВт, ускоряющая протоны как раз до 0.5 с.

Вот собственно LINAC 4

Возвращаясь к полётам к Каллисто, для создания запаса по характеристической скорости 12.41 км/с надо теперь топлива всего лишь 0.01% от массы пустого аппарата.
Для полёта на Марс за 7 дней с запасом скорости на 1500 км/с нужно соответственно 1% от массы аппарата.

Таким образом массой топлива (расходуемого газа) относительно массы корабля с таким двигателем можно принебречь.

Но тут встаёт вопрос в величине тяги.
Например, чтобы обеспечить разгон в 2,5 м/с2 корабля массой в 100 тонн (представим, что в 100 тонн все влезло) необходима тяга в 25 тонн.

Для создания такой тяги потребуется, при удельном импульсе 150 000 км/с, секундный расход рабочего тела - 1.7 грамма.

1.7 грамма кажется немного, но чтобы разогнать из до 150 000 км/с надо обеспечить мощность 20 ТВт (Терра, это на 10^12).

И тут надо вспомнить, что годовое мировое потребление электроэнергии примерно 30000 ТВтч, то есть всех электростанций мира при накоплении энергии целый год, хватит только на 4-ре 7-ми дневных полётов на Марс и обратно.

Если посчитать в привычном уране - за один полёт от Земли до Марса требуется разделить 800 тонн уранового топлива (обогащение до 20%, КПД преобразования 50%).
При наличии термоядерное реактора потребуется синтезировать гелий из 40 тонн водорода (при 50 % КПД преобразования энергии).

Напомню, что корабль планировался в 100 тонн.

Тут надо прийти к следующим выводам:
- большой удельный импульс (0.5с) требует слишком больших затрат энергии, стремится к минимальному потреблению топлива бесполезно, так при этом потребуется в десятки раз больше термоядерного топлива для обеспечения энергией (для обеспечения мощности водород в реакторе выгорает быстрее, чем расходуется рабочего тело в двигателе);
- схема, подразумевающая преобразование тепла в электричество для питания обречена, 10 ТВт мощности потребуют плановой площади панелей излучателей в 125 км2 (километров) - это площадь Твери;
- термоядерный реактор для обеспечения потребной мощности при работе образует приемлемое количество рабочего тела (гелия, трития), которое можно пустить в расход.

Выходим на очевидную схему с термоядерным ракетным двигателем, предложенную ещё в 1958 году, если верить Википедии.

В теории надо взять токамак и развернуть его в трубу по типу линейного ускорителя.

Тут немного термоядерной физики.

Наличие выделения нейтронов при синтезе крайне не желательно. Например при реакции дейтерия с тритием образуется гелий и нейтрон, при этом нейтрон обладает 80% энергии и его нельзя направить электромагнитной ловушкой, соотвественно нейтроны будут нагревать стенки реактора, а значит это квадратные километры панелей излучателей для сброса тепла.

Соответсвенно оптимальная реакция это
1. полный цикл синтеза дейтерия, в результате чего, за исключением нейтронов, на частицы с суммарной атомной массой 10 г/моль получается 26,7 МэВ, что теоретически может дать скорость истечения (удельный импульс) в 16000 км/с (это 0.05 с). При этом на 10 г реактивной струи будет тратится 12 г дейтерия. Что делать с 2 граммами нейтронов и их энергией в 16,5 МэВ не очень понятно, может когда нибудь научаться добавлять в реакцию литий-6 чтобы нейтроны из пучка плазмы не вылетали (в принципе законам физики это не противоречит).

2. Управляемая реакция дейтерия с литием-6 (без лития никуда - надо обойтись без нейтронов) более перспективна, но тяжело реализуема (но тут рассматриваем будущее, так что это допустимо). В этой реакции, если она пройдёт в один цикл (хотя вероятность мала) получаются частицы с суммарной массой 8 г/моль и энергией 22.4 МэВ, что даёт теоретическую скорость в те же 16000 км/с.

Для создания тяги в 25 тонн, надо таким образом обеспечить расход 16 г/с. Это будет эквивалентно 2 ТВт мощности. Блок Чернобыльской АЭС давал 0.003 ТВт тепловой мощности.

Осталось самое главное, чтобы эти 2ТВт полностью ушли в космос вместе с гелием. Тут вся надежда на сверхпроводники и прочие технические изыски отдаленного будущего.

В случае если КПД будет 0.999 понадобится холодильник мощностью 2 ГВт, а это панели площадью (см. пост про ядерный буксир) 75 000 м2.

Для 100 тонного аппарата с площадью панелей излучателей в 1000 м2 при КПД в 99% проблема сброса тепла ограничивает мощность до 4 ГВт. 4 ГВт это 0.032 г/с и соответсвенно тяга в 51.2 кгс. Для повышения тяги можно в данной схеме добавить в активную зону в 100 раз больше гелия по массе (получим 3.2 г/с), удельная энергия упадёт в 100 раз, но скорость снизится всего в 10 до 1600 км/с (как у ионных двигателей), а тяга возрастёт в 10 раз до 512 кгс из за увеличения расхода.

Возвращаясь к перелету на Марс за 7 дней с требуемым запасом характеристической скорости в 1500 км/с. С теоретическим пределом удельного импульса в 16000 км/с получаем массу топлива в 10% от массы пустого аппарата.

Более реально выглядит перелёт за 23 дня (как на паруснике через Атлантику в старые добрые времена), тогда необходимое ускорение составит 0.225 м/с2, а потребная тяга для 100 тонного аппарата - 2250 кгс. Запас по характеристической скорости при этом - 450 км/с. Используя ограничение в 4 ГВт и добавление рабочего тела в струю получаем, что для достижения такой тяги надо увеличить расход до 60 г/с, и снижение удельного импульса до 400 км/с.
С учётом этого получаем требуемый запас топлива в 2 массы пустого аппарата. Такие параметры выглядят уже почти реалистично.
По такой схеме, чтобы получить ускорение в 1 единицу (g), надо обеспечить тягу в 100 тонн, а это расход в 120 кг/с (килограмм) и удельный импульс всего в 8 км/с. Что уже сравнимо с химическими движками.

Тут надо привести схему расстояний между планетами

До Нептуна в среднем лететь в 20 раз дальше чем до Марса. При разгоне с ускорением 0.225 м/с2 потребуется 100 дней (сравнимо с автономкой на подводной лодке). При этом требуемый запас характеристической скорости составит 2000 км/с. Для полёта на Луну и высадку в миссии Аполлон потребовалось меньше 10 км/с.

Как космические корабли могу выглядеть?
От облика «Россинанты» (первое изображение) приходим к следующему:
- нужна длинная труба термоядерного реактора/ускорителя;
- нужны достаточно большие панели радиаторов расположенные вдоль корабля (вытягивать их далеко в стороны не выгодно, так как корабль движется с большими ускорениями), при этом рядом с панелями ничего не должно быть, чтобы не нагреваться их излучением;
- нужны большие баки с дейтерием/литием.

Получаем облик, похожий на «Discovery» Кларка или на «Venture Star” Кемерова.

С точки зрения управления и возможности совершать манёвры, «Discovery” (нижнее изображение) лучше подходит - все расположено максимально близко к оси корабля, а это уменьшает моменты инерции (зависят от квадрата расстояния от оси, что существенно облегчает маневрирование и развороты.
Только палубы жилого отсека должны быть вертикальными (как многоэтажный дом), так как корабль все время летит с ускорением вдоль продольной оси и ориентация «низа» все время спереди-назад по направлению полёта.


Можно ли на таких технологиях, близким к фантастике, улететь к другим звёздам?

Чтобы полететь к другим звёздам, надо пролететь минимум 4.36 световых года до Альфа-Центавра.
Если заправить топливом, как химически ракеты (максимум 15 к 1) и допустить, что в реакторе можно сжигать топливо без ограничения, то получим располагаемый запас по скорости - 45000 км/с, а это уже 15% от скорости света. Разгон до такой скорости с ускорением в 10 м/с2 (больше 1 g длительно лететь людям противопоказано) займёт 50 дней.
Весь полёт займёт порядка 30 лет в один конец.

Если допустить полёт по схеме 2-х поколений (ребёнок в 10 лет вылетает с родителями, завершает полёт в 70), то можно вернуться обратно, но путь займёт уже 60 лет.

В один конец можно долететь до Бернарда и Лумана-16.

Выводы:
1. Для сверхбыстрых (по времени сравнимых с пересечением океана в эпоху великих открытий) перемещений по солнечной системе уже важен не расход рабочего тела двигателя, а расход топлива в реакторе.
2. Единственный вариант двигателя, который обеспечит недельные полёты между соседними планетами - термоядерный реактивный двигатель, в котором нет преобразования энергии - вся энергия в реакции идёт на тепловой разгон продуктов синтеза, которые и являются расходуем телом для создания реактивной силы.
3. Получение удельного импульса выше 16000 км/с не реально при текущих законах физики (может придумают кварковый реактор, тут была новость, что-то сделали с кварками и получили 138 МэВ (но сами ученые не верят в это) на барион, это теоретически даёт удельный импульс до 80000 км/с). Реально применимый импульс для обеспечения требуемых ускорений будет ниже, за счет увеличения расхода.
4. Без разрыва пространства/времени человеку (отдельному индивиду, человечеству возможно) на термоядерной энергии долететь до соседней звезды и вернуться обратно нельзя. В один конец до одной из 3-х ближайших систем можно.

В том числе часть ответа на вопрос @Littlesmileman зачем нам ядерный буксир.
Часть 1.
Всего будет 2.

Сразу оговорюсь - речь пойдет про беспилотные аппараты для исследований космоса. Отправка человека с высадкой в ближайшее будущее возможна только на Марс (дальше слишком долго лететь) на Луну уже летали, можем (от лица человечества) повторить при необходимости.

Сначала разберём типы двигателей (в принципе по этой теме постов много, постараюсь просто и о главном).

Первый тип - химический. Принцип действия прост, смешиваем горючее и окислитель, поджигаем, получаем нагретые продукты сгорания, скорость которых тем больше, чем меньше молярная масса продуктов сгорания и больше их температура. Самые мощные получаются при использовании пары водород - кислород.
Основные характерные параметры:
- скорость реактивной струи (или удельный импульс) до 4.2км/с (как пример J-2, на 2 и 3 ступенях ракеты Сатурн-5)
- Расход топлива сотни кг в секунду, соотвественно можно получить большую тягу.

Для понимания: тяга реактивного двигателя равна удельный импульс (скорость струи) на секундный расход топлива (рабочего тела), например, если сжигать 100 кг в секунду жидкого водорода и кислорода, то получим тягу 420000 Н, делим на 10 получаем 42 тонны тяги.


Следующий тип реально существующих двигателей - ионные (электростатические, к ним же, для простоты отнесём плазменные).
Принцип работы из довольно прост: газ ионизируется, потом с помощью электромагнитного поля отдельные частицы ускоряются до очень больших скоростей и выбрасываются в космос, создавая реактивную тягу. Для работы нужно много электричества и газ (обычно ксенон).
Основные характерные параметры:
- удельный импульс в ближайшее лет 5-10 доведут до 100 км/с (реально достигается при приемлемом времени работы до 50 км/с, например отечественный ИД-200 вроде как даёт 45 км/с);
- величина тяги составляет 0.035 Н (3.5 грамма) на 1 кВт подводимого электричества (это потом будет важно);
- расход рабочего тела, например, для двигателя NEXT при удельном импульсе около 41 км/с, составляет около 20 ГРАММ в ЧАС.

К ядерным реактивным двигателем отношусь скептически.
Их принцип основан на то, что через активную зону ядерного реактора (это практически прямо между делящихся ядер урана и плутония) прогоняется газ (рабочее тело), который нагревается и соответсвенно ускоряется. В интернете пишут, что у них удельный импульс (скорость газа на выходе) получается 8 км/с. Я категорически не согласен.
Скорость газа на выходе из идеального сопла (сопло Лаваля) пропорционально корню из его температуры. Тут и кроется сложность: при горении водород - кислород температуры выше 3000 К, температура в реакторе выше 3100 К реализовать крайне сложно - уже плавится оксид урана. Соответсвенно выигрыш в скорость газа (удельный импульс) будет только за счёт использования в качестве рабочего тела легконого водорода, что позволит достичь импульса до 6 км/с. Выигрыш небольшой, а геморроя очень много.
Если я не прав - прошу опровергнуть.

Остальные типы можно вообще не рассматривать - они неперспективны.

Далее для расчета возможных космических путешествий идёт довольно простая формула Циолковского:
V = I x ln(M/m), где
V - скорость до которой разгонится аппарат;
I - удельный импульс (скорость реактивной струи);
М - начальная масса ракеты с топливом;
m - масс ракеты после расхода топлива.

Соответственно получаем, что при массе топлива в 10 раз больше массы пустого аппарата:
- на химическом двигателе можно достичь 4.2 х ln(11) = 10.1 км/с (округлено);
- на перспективным ионном двигателе можно достичь 100 х ln(11) = 240 км/с;
- на текущем ионном двигателе можно достичь 50 х ln(11) = 120 км/с.

Либо, для получения импульса 10.1 км/с на текущем ионном двигателе можно достичь при массе топлива уже не в 10 раз больше, а в 4 раз меньше (23% от массы пустого аппарата), т.е позволяет снизить массу топлива в 40! раз.

Это значит, что при запуске самой мощной действующей ракетой (а это Falcon Heavy) из 63,8 тонн на низкую орбиту можно вывести аппарат массой 5.8 тонн (случай с одной ступенью) с химическим двигателем или массой 52 тонны при ионном двигателе. Эти аппараты смогут одинаково разогнаться дополнительно на 10.1 км/с, но в 52 тонны можно запихнуть аппаратуры, спускаемых зондов намного больше чем в 5.8 тонн.

В следующем посте будет про то, до каких скоростей надо разгонятся, чтобы летать по солнечной системе.