Bemannede luftskip til Venus kan gjøre det lettere å nå Mars

[Simen1]

(At de andre rakettselskapene ikke har kastet alt av eksisterende planer og startet med blanke ark for en gjenbrukbar rakett er helt utrolig...)

Europeiske Ariane jobber med en ny rakett som ikke skal være gjenbrukbar. Forstå det den som kan!

[Espen Hugaas Andersen]

Europeiske Ariane jobber med en ny rakett som ikke skal være gjenbrukbar. Forstå det den som kan!

Jepp, ganske utrolig. Utdatert før den er utviklet...

[trikola]

Siden det virker som du har peiling, kan du kanskje også forklare hvordan man skal kunne aksellerere en "ballong" (som et luftskip i praksis er) til slike hastigheter?

 

Jeg mener, når et luftskip på, la oss si 10 tonn, svever i equilibrium, har den med sitt volum fortrengt 10 tonn atmosfære (ifølge Arkimedes). Den befinner seg altså i ganske tykk atmosfære.

 

Vi har alle prøvd å kaste en ballong langt; Det går ikke. Volumet i forhold til masse er for stort,og luftmotstanden enorm. Så å få et slikt fartøy opp i 100km/t vil vel være vanskelig nok, om ikke orbitalhastighet???

 

Har du lest dokumentet?

[Espen Hugaas Andersen]

Tviler på at konseptet har mye for seg på jorden. Men det kan kanskje fungere bra på Venus, med 95 ganger tykkere atmosfære og mindre tyngdekraft. Betyr at en luftballong kommer seg høyere og man trenger mindre fart for å komme seg i bane. Kan være litt som at SSTO ikke fungerer veldig bra på jorden, mens på månen, Mars, osv er SSTO supert.

Endret 2. januar 2019 av Espen Hugaas Andersen

[sverreb]

Siden det virker som du har peiling, kan du kanskje også forklare hvordan man skal kunne aksellerere en "ballong" (som et luftskip i praksis er) til slike hastigheter?

 

Jeg mener, når et luftskip på, la oss si 10 tonn, svever i equilibrium, har den med sitt volum fortrengt 10 tonn atmosfære (ifølge Arkimedes). Den befinner seg altså i ganske tykk atmosfære.

Nei, bare fordi den fortrenger sin egen masse trenger ikke atmosfæren være tykk. Ballonger er alt de luftfarkostene vi har som når høyest utenom romfartøy og deres boostere.

 

 Du leste linken? Gevinsten her er å kunne bruke en høy ISP/lav thrust booster og dermed redusere drivstofforbruket (Og for venus ekstra pluss å ikke være på bakken i den etsende ertesuppa)

 

Det gjenstår mye her for å få noe slikt som kan virke, men meg bekjent er det ingen som har konkludert med at det er noen fundamentale showstoppere

Endret 3. januar 2019 av sverreb

[sverreb]

I mitt syn er Venus et sidespor. Samme med månen, som NASA fokuserer på med LOP-G. Mars er beste alternativ for bosetning i dette solsystemet (utover jorden), og det enkleste, raskeste og billigste er å dra direkte dit.

Tja, både mars, månen og jorden har ganske dype gravitasjonsbrønner. Det har sine ulemper ved at det gir store dV behov for å forflytte seg. Mars er kanskje mest appelerende om man bare ser for seg å lage en eneste bosetning som skal ligge fast, men om man ser for seg å heller bygge ut industriell infrastruktur i rommet for å støtte en bredere utforskning og bosetning av solsystemet kan mindre asterioder eller t.o.m. planetoider som ceres og vesta være mer aktuelle som startpunkt.

 

Månen kan ha en interesse som kilde for masse for å bygge ut infrastruktur i et lagrangepunkt. for videre utforsking av solsystemet. Ikke fordi den er så mye mindre enn mars (ca 2km/s mindre dV), men fordi den er nær jorden i reisetid og har ingen atmosfære så ting som maglaunchere blir aktuelt.

 

Vi kan ikke på sikt basere oss på å betale de ca 10km/s dV det koster å sende opp masse fra jorden, å innhente masse og bygge strukturer ute av dype gravitasjonsbrønner hjelper en hel del på energibudsjettene.

Endret 3. januar 2019 av sverreb

[sverreb]

Er nok SpaceX som har den billigste og beste raketteknologien. Per i dag er det kun SpaceX som gjenbruker rakettene sine. Bruker man en rakett i snitt 5 ganger så er kostnaden per flygning i området av 25%. Konkurrentene må da ha *veldig* lavt kostnadsnivå, og det er ingen som er så billige i dag.

 

(At de andre rakettselskapene ikke har kastet alt av eksisterende planer og startet med blanke ark for en gjenbrukbar rakett er helt utrolig...)

Billigst kan tenkes, ihvertfall for mange typer payload, men best? Hvilket kriterie legger du da til grunn. (Jeg antar det ikke er billigst igjen)

 

Falcon9 har en del begrensinger. Den har et lite maksimalt payloadvolum (I praksis klarar Ariane å tilsidesette en del av sine launchkostnader ved å oftere kunne ta med to satelitter hvor falcon9 ville kunne tatt en p.g.a. volum)

 

Falcon heavy har faktisk samme fairing som falcon9 so den får heller ikke mer volum.

 

Andretrinnet til spacex bruker en kerolox motor som har ganske lav ISP sammenligned med hydrolox motorer som brukes i slikt som centaur eller Ariane ESC. Dette har betydning for payloads som skal gis høy dV.

 

Falcon9/heavy er egner seg fint til mye av satelitter så lenge de de ikke har stort volum. Men romskip som har stort volum eller prober/romskip som skal ha mye dV vil ofte få mer ytelse av ariane eller delta IV heavy, ihvertfall så lenge du ikke bruker opp spaceX raketten.

 

https://imgur.com/gallery/LhuSE

 

Her ser du at selv en Atlas 5 552 når paritet med Falcon heavy nå du skal ha mer enn 12km/s dV.

Endret 3. januar 2019 av sverreb

[Simen1]

Tviler på at konseptet har mye for seg på jorden. Men det kan kanskje fungere bra på Venus, med 95 ganger tykkere atmosfære og mindre tyngdekraft. Betyr at en luftballong kommer seg høyere og man trenger mindre fart for å komme seg i bane. Kan være litt som at SSTO ikke fungerer veldig bra på jorden, mens på månen, Mars, osv er SSTO supert.

Det er neppe noen nevneveridg forskjell i tyngdekraft i 50 km høyde over Venus.

 

For å ta jordiske forhold: Jordas radie er ca 6400 km og atmosfæren regnes for å være 100 km tykk. Ved 100 km høyde er tyngdekraften ca 95% av det den er på overflata.

 

Venus radie er ca 6050 km og atmosfæren regnes for å være ca 250 km tykk og ha 1 atm trykk i ca 50 km over overflata. Venus er litt mindre enn jorda, men har litt høyere massetetthet. Tyngdekrafta ved overflata er omtrent den samme som på jorda, ca 0,9G. Så antagelig er det rundt 87% av jordas tyngdekraft i de høydene det er snakk om at luftskipet skal være. Med 1 atm trykk bør de nok beregne to sett med dyser til avgang herfra også. En for 1 atm trykk og en for vakuum.

[sverreb]

Venus radie er ca 6050 km og atmosfæren regnes for å være ca 250 km tykk og ha 1 atm trykk i ca 50 km over overflata. Venus er litt mindre enn jorda, men har litt høyere massetetthet. Tyngdekrafta ved overflata er omtrent den samme som på jorda, ca 0,9G. Så antagelig er det rundt 87% av jordas tyngdekraft i de høydene det er snakk om at luftskipet skal være. Med 1 atm trykk bør de nok beregne to sett med dyser til avgang herfra også. En for 1 atm trykk og en for vakuum.

Det er ikke først og fremst lufttrykket som dikterer behov for flertrinnsraketter fra jorda (Selv om det også har vesentlig betydning). Det er det totale dV behovet* man har i kombinasjon med behov for skyvekraft som gjør dette. I dette tilfelle kan man 'bare' benytte en ballong høyere opp i atmosfæren for oppskytingen for å redusere luftmotstand og forbedre effektiviteten til motorene. Det gjør neppe noen stor forskjell i kompleksiteten siden det uansett er snakk om start fra ballong.

 

Som du påpeker er reduksjonen av gravitasjonen ved å øke høyden praksis helt uten betydning. I teorien reduserer det behovet for skyvekraft, men ikke nok til å være vesentlig.

 

De ballongene som har kommet høyest på jorden har vært på litt over 50km. Der er lufttrykket på ca en tusendel av trykket ved jordoverflaten. Dette er ca samme trykk som 65km over venus.

 

*) Når man skal ta av fra en planet har man normalt bare minutter på å komme opp i orbitalhastighet. Så når orbitalhastighet er stor trenger man MYE skyvekraft på kort tid, det dikterer bruk av motorer med relativt lav ISP som kjemiske boostere. Dytter man dette inn i Tsiolkovskys rakettligning kommer den totale massen fort ut av kontroll noe man avhjelper med flertrinnsraketter. Kan man bruke lengre tid er det mulig å bruke andre boostere med høyere ISP noe som endrer utfallet dramatisk. En kjemisk rakett har gjerne 250-450s ISP. En nerva kan ha 850s og fortsatt ha anstendig skyvekraft.

Endret 3. januar 2019 av sverreb

[Espen Hugaas Andersen]

Tja, både mars, månen og jorden har ganske dype gravitasjonsbrønner. Det har sine ulemper ved at det gir store dV behov for å forflytte seg. Mars er kanskje mest appelerende om man bare ser for seg å lage en eneste bosetning som skal ligge fast, men om man ser for seg å heller bygge ut industriell infrastruktur i rommet for å støtte en bredere utforskning og bosetning av solsystemet kan mindre asterioder eller t.o.m. planetoider som ceres og vesta være mer aktuelle som startpunkt.

 

Månen kan ha en interesse som kilde for masse for å bygge ut infrastruktur i et lagrangepunkt. for videre utforsking av solsystemet. Ikke fordi den er så mye mindre enn mars (ca 2km/s mindre dV), men fordi den er nær jorden i reisetid og har ingen atmosfære så ting som maglaunchere blir aktuelt.

 

Vi kan ikke på sikt basere oss på å betale de ca 10km/s dV det koster å sende opp masse fra jorden, å innhente masse og bygge strukturer ute av dype gravitasjonsbrønner hjelper en hel del på energibudsjettene.

Jorden er en ganske dyp gravitasjonsbrønn, mens månen og mars er helt overkommelige. SSTO fungerer finfint på mars, noe som gjør kostnadene med å komme seg fra mars til rommet helt overkommelige. SpaceX Starship skal kunne komme seg helt fra overflaten av Mars til Jorden som en SSTO uten etterfylling av drivstoff.

 

Månen er også interessant, men gravitasjonen er veldig lav, og det er ingen atmosfære. En base på månen hadde definitivt vært mer spennende enn en base i bane rundt månen, som er det NASA fokuserer på, men Mars er enda mer interessant.

 

[uname -i]

Europeiske Ariane jobber med en ny rakett som ikke skal være gjenbrukbar. Forstå det den som kan!

 

De har kanskje regnet på det og funnet ut at man ikke sparer noe på gjenbruk?

[sverreb]

Jorden er en ganske dyp gravitasjonsbrønn, mens månen og mars er helt overkommelige.

Overkommelig for hva? Er det mulig med riktig infrastruktur, ja, men det er fortsatt dyrt.

 

SSTO fungerer finfint på mars, noe som gjør kostnadene med å komme seg fra mars til rommet helt overkommelige. SpaceX Starship skal kunne komme seg helt fra overflaten av Mars til Jorden som en SSTO uten etterfylling av drivstoff.

At det er mulig er ikke det samme som at det er praktisk. Som sagt koker dette ned til hva som er målet ditt. Vil du bare ha en fast bosetning kan sikkert mars være greit. Vil du bygge infrastruktur for utforskning av solsystemet er habitat og industri i langt grunnere gravitasjonsbrønner å foretrekke.

 

Rom rendezvous er ikke noe vi skal betrakte som en showstopper, så å være opphengt i å bruke en kombinert ascender/return farkost fra mars til jorden er ikke noe stort tema. Ikke at det vil fungere for mennesker uansett. Du vil ikke ha en ascender med menneskehabitat tilstrekkelig for overfarten fra mars (6 måneder), så mennesker fra mars til jorden vil gjøre en rom-rendezvous i LMO fra ascenderen til et rent vakuum transittskip.

 

I en retur fra mars til jorden trenger du ca 6km/s. Av dette er ca 3.8 mars ascent og må gjøres med en dyr (massemessig) kjemisk thruster. Resten kan gjøres mer effektivt. Sammenlign med f.eks deimos (Bare for å holde resten likt), da trenger du bare ca 1km/s og alt kan gjøres med effektive thrustere. I det tilfellet har du faktisk råd til å fly selve habitatet og ikke bare en ascender.

 

Månen er også interessant, men gravitasjonen er veldig lav, og det er ingen atmosfære.

Du sier det som om det var negativt. OK, du kan ikke aerobrake til månen, men det er ikke slik at mars har mye atmosfære. Begge krever propulsiv landing til sist uansett. Mars atmosfære er først og fremst en kilde til O2 og C, som atmosfære er den ikke mye tess. og månen har i likhet med mars også vann.

 

En base på månen hadde definitivt vært mer spennende enn en base i bane rundt månen, som er det NASA fokuserer på, men Mars er enda mer interessant.

Tja, en base i et jord-luna lagrange punkt ville vært svært intressant som en rombasert depot for drivstoff og konstruksjonsmatrialer. Da gjerne med resurser skutt opp med maglauncher fra månen, Så du trenger fort begge.

[Espen Hugaas Andersen]

Det er neppe noen nevneveridg forskjell i tyngdekraft i 50 km høyde over Venus.

 

For å ta jordiske forhold: Jordas radie er ca 6400 km og atmosfæren regnes for å være 100 km tykk. Ved 100 km høyde er tyngdekraften ca 95% av det den er på overflata.

 

Venus radie er ca 6050 km og atmosfæren regnes for å være ca 250 km tykk og ha 1 atm trykk i ca 50 km over overflata. Venus er litt mindre enn jorda, men har litt høyere massetetthet. Tyngdekrafta ved overflata er omtrent den samme som på jorda, ca 0,9G. Så antagelig er det rundt 87% av jordas tyngdekraft i de høydene det er snakk om at luftskipet skal være. Med 1 atm trykk bør de nok beregne to sett med dyser til avgang herfra også. En for 1 atm trykk og en for vakuum.

Sa ikke at forskjellen var enorm, men relativt små forskjeller i behovet for delta-V kan endre bildet av mulighetene ganske betydelig. Utfordringen med jorden er at kravet for delta-V er akkurat så stort at det er svært utfordrende å komme seg til rommet uten flerstegsraketter.

 

Ser ut til at 0,001 bar er ved ca 50 km på jorden men ca 85 km på Venus. 35 km ekstra høyde på toppen av 9,6% lavere gravitasjon avhjelper betydelig på kravet til delta-V.

[Espen Hugaas Andersen]

Billigst kan tenkes, ihvertfall for mange typer payload, men best? Hvilket kriterie legger du da til grunn. (Jeg antar det ikke er billigst igjen)

 

Falcon9 har en del begrensinger. Den har et lite maksimalt payloadvolum (I praksis klarar Ariane å tilsidesette en del av sine launchkostnader ved å oftere kunne ta med to satelitter hvor falcon9 ville kunne tatt en p.g.a. volum)

 

Falcon heavy har faktisk samme fairing som falcon9 so den får heller ikke mer volum.

 

Andretrinnet til spacex bruker en kerolox motor som har ganske lav ISP sammenligned med hydrolox motorer som brukes i slikt som centaur eller Ariane ESC. Dette har betydning for payloads som skal gis høy dV.

 

Falcon9/heavy er egner seg fint til mye av satelitter så lenge de de ikke har stort volum. Men romskip som har stort volum eller prober/romskip som skal ha mye dV vil ofte få mer ytelse av ariane eller delta IV heavy, ihvertfall så lenge du ikke bruker opp spaceX raketten.

 

https://imgur.com/gallery/LhuSE

 

Her ser du at selv en Atlas 5 552 når paritet med Falcon heavy nå du skal ha mer enn 12km/s dV.

Jeg sa teknologien var best, og ja, da tenker jeg hovedsaklig på Falcon 9/Falcon Heavy, men ikke kun disse. Det at de har tilnærmet perfeksjonert landing av første trinn er en enorm fordel som vi vil se betydningen av over de neste årene. I tillegg er det like før Falcon 9 blir godkjent for frakt av mennesker: https://spaceflightnow.com/2019/01/03/spacex-crew-capsule-falcon-9-rocket-roll-out-to-pad-39a-in-florida-for-tests/

 

Og Raptor motoren er ekstrem, med 300 bar kammertrykk (methalox er også det som er enklest å produsere drivstoff til på Mars, til motsetning til hydrolox):

 

 

SpaceX holder nå på å sette sammen den første prototypen av Starship: https://twitter.com/austinbarnard45

 

Endret 4. januar 2019 av Espen Hugaas Andersen

[Espen Hugaas Andersen]

Overkommelig for hva? Er det mulig med riktig infrastruktur, ja, men det er fortsatt dyrt.

Drivstoff er ikke så dyrt.

 

At det er mulig er ikke det samme som at det er praktisk. Som sagt koker dette ned til hva som er målet ditt. Vil du bare ha en fast bosetning kan sikkert mars være greit. Vil du bygge infrastruktur for utforskning av solsystemet er habitat og industri i langt grunnere gravitasjonsbrønner å foretrekke.

Litt av poenget er at en stasjon som skal støtte utforskning av solsystemet må ha en viss komfort for mennesker. Så fremt man ikke antar at det kun skal være roboter der.

 

Mennesker bør helst ha en viss gravitasjon, atmosfære, skjerming mot stråling, osv. Og de krever mye ressurser, noe man bare finner på litt større objekter.

 

Rom rendezvous er ikke noe vi skal betrakte som en showstopper, så å være opphengt i å bruke en kombinert ascender/return farkost fra mars til jorden er ikke noe stort tema. Ikke at det vil fungere for mennesker uansett. Du vil ikke ha en ascender med menneskehabitat tilstrekkelig for overfarten fra mars (6 måneder), så mennesker fra mars til jorden vil gjøre en rom-rendezvous i LMO fra ascenderen til et rent vakuum transittskip.

 

I en retur fra mars til jorden trenger du ca 6km/s. Av dette er ca 3.8 mars ascent og må gjøres med en dyr (massemessig) kjemisk thruster. Resten kan gjøres mer effektivt. Sammenlign med f.eks deimos (Bare for å holde resten likt), da trenger du bare ca 1km/s og alt kan gjøres med effektive thrustere. I det tilfellet har du faktisk råd til å fly selve habitatet og ikke bare en ascender.

Som sagt, drivstoff er ikke dyrt. SpaceX har faktisk gått bort fra å lage en vakuum-utgave av Raptoren i første omgang. Gevinsten i ISP, ~375 vs ~356 er ikke verdt det opp i mot de praktiske hensynene.

 

Tja, en base i et jord-luna lagrange punkt ville vært svært intressant som en rombasert depot for drivstoff og konstruksjonsmatrialer. Da gjerne med resurser skutt opp med maglauncher fra månen, Så du trenger fort begge.

Ser ikke poenget. Man kan like gjerne ha depoet på jorden og/eller månen, og så sende opp forsyninger fra jorden eller månen ved behov. Da slipper fartøyet som trenger forsyninger å stoppe innom depoet, med de kostnadene i delta-V det krever.

[Simen1]

De har kanskje regnet på det og funnet ut at man ikke sparer noe på gjenbruk?

Ariane 6-oppgraderingen er nok ekstremt mye billigere enn å utvikle en helt ny gjenbrukbar rakett. Det er nok også et prosjekt som ble påbegynt før gjenbruk kom på planen. Det er nok bare for å ha noe å tilby fram til de klarer å bygge noe gjenbrukbart (Ariane 7?). "Sminke brura" så de kjøper seg tid til å bygge noe gjenbrukbart.

[sverreb]

Drivstoff er ikke så dyrt.

Det er ikke poenget. Se nedenfor

 

Mennesker bør helst ha en viss gravitasjon, atmosfære, skjerming mot stråling, osv. Og de krever mye ressurser, noe man bare finner på litt større objekter.

Det med gravitasjon er helt klart en utfordring som man må adressere. Marsatmosfæren gir imidlertid ikke mennesker noen gevinst. Den er så tynn at for oss kunne den like godt vært vakuum, og den inneholder ikke oksygen.

 

Som sagt, drivstoff er ikke dyrt. SpaceX har faktisk gått bort fra å lage en vakuum-utgave av Raptoren i første omgang. Gevinsten i ISP, ~375 vs ~356 er ikke verdt det opp i mot de praktiske hensynene.

Det er naturligvis ikke noen vesentlig forskjell. Forskjellen mellom en kjemisk motor og en rene rommotorer er langt mer dramatisk. Her snakker vi om isp på 800-10000s. (Selv om de med høyest ISP neppe er aktuelle for mennesker p.g.a. ekstremt lite skyvekraft).

 

Å begrunne at det ikke er viktig å spare dV eller maksimere ISP med argumentet at drivstoff er 'billig' er imidlertid å misse poenget. Det er ikke drivstoffkostnaden som er problemet. Det er strukturen og massen du trenger å flytte på.

 

Alle romfartøy må forholde seg til Tsiolkovskys rakettligning. En form for denne er m1=m0e^(dV/ve) , hvor m1 er fuellet masse. (Wet mass). D.v.s. at romskipet ditt vokser eksponensielt med økende dV og synkende ISP (ISP er proporsjonal med eksoshastighet: ve). D.v.s at romskipet enten krymper dramatisk i prakisk payload (m0) eller blir upraktisk stort om du prøver å oppnå høy dV med lav ISP, og siden vi bare kommer så langt med kjent praktisk teknologi vedr. ISP er det imperativt å minimere behovet for dV. Dette er grunnen til at så mange prober har spillt planetarisk billiard istedetfor å ta med seg masse drivstoff.

 

Ser ikke poenget. Man kan like gjerne ha depoet på jorden og/eller månen, og så sende opp forsyninger fra jorden eller månen ved behov. Da slipper fartøyet som trenger forsyninger å stoppe innom depoet, med de kostnadene i delta-V det krever.

LEO til escape er 3.2 km/s LEO til jord-luna L2 er 3.4, L2 til escape er 0.14, differansen er altså ca 0.5km/s men oppsiden er at med en rombase her kan du returnere den kjemisk drevne romslepebåten som tok deg til L2 og bytte til en høy ISP romdrive for kunne frakte et stort skip til mars. D.v.s at du kan ankomme L2 med tomme tanker, og det interplanetariske skipet ditt (Det med langtidshabitat for mennesker som veier masse) trenger ikke gå dypt ned i jordens gravitasjonsbrønn

 

 

Denne refuelles på L2 det gjør også slepebåten. Drivstoffet har du alså kun aksellerert 2.5km/s fra luna til l2, istedetfor ca 10km/s fra jorden (og husk eksponensiell kostnad med økende dV)

[Espen Hugaas Andersen]

Det med gravitasjon er helt klart en utfordring som man må adressere. Marsatmosfæren gir imidlertid ikke mennesker noen gevinst. Den er så tynn at for oss kunne den like godt vært vakuum, og den inneholder ikke oksygen.

Det finnes teorier på hvordan man kan få til omfattende global oppvarming på Mars, som kan gi flytende vann, en jord-aktig atmosfære og kanskje muligheter for at planter kan overleve på overflaten. Da ser vi fremover noen tiår/århundrer, men jeg syns man bør tenke stort.

 

Det er naturligvis ikke noen vesentlig forskjell. Forskjellen mellom en kjemisk motor og en rene rommotorer er langt mer dramatisk. Her snakker vi om isp på 800-10000s. (Selv om de med høyest ISP neppe er aktuelle for mennesker p.g.a. ekstremt lite skyvekraft).

 

Å begrunne at det ikke er viktig å spare dV eller maksimere ISP med argumentet at drivstoff er 'billig' er imidlertid å misse poenget. Det er ikke drivstoffkostnaden som er problemet. Det er strukturen og massen du trenger å flytte på.

 

Alle romfartøy må forholde seg til Tsiolkovskys rakettligning. En form for denne er m1=m0e^(dV/ve) , hvor m1 er fuellet masse. (Wet mass). D.v.s. at romskipet ditt vokser eksponensielt med økende dV og synkende ISP (ISP er proporsjonal med eksoshastighet: ve). D.v.s at romskipet enten krymper dramatisk i prakisk payload (m0) eller blir upraktisk stort om du prøver å oppnå høy dV med lav ISP, og siden vi bare kommer så langt med kjent praktisk teknologi vedr. ISP er det imperativt å minimere behovet for dV. Dette er grunnen til at så mange prober har spillt planetarisk billiard istedetfor å ta med seg masse drivstoff.

Med dagens teknologi er delta-V på opp mot 8 km/s lett å få til på en romfarkost med helt standard kjemiske rakettmotorer og uten flere steg. Det krever ikke veldig stor struktur, og nyttelasten kan være betydelig.

 

Da er det bare å se på listen over hvilke objekter det vil være lett å bevege seg mellom. Her er noen escape hastigheter fra oveflaten:

 

Mercury 4,25

Venus 10,36

Earth 11,186

Moon 2,38

Mars 5,03

Ceres 0,51

Io 2,558

Europa 2,025

Ganymede 2,741

Callisto 2,440

Titan 2,639

Triton 1,455

Pluto 1,23

 

Jorden og Venus er problematiske. Resten er lett å komme seg vekk fra/mellom med helt standard kjemiske rakettmotorer. Da er besparelsen ved mer avanserte rakettmotorer hovedsaklig drivstoff.

 

LEO til escape er 3.2 km/s LEO til jord-luna L2 er 3.4, L2 til escape er 0.14, differansen er altså ca 0.5km/s men oppsiden er at med en rombase her kan du returnere den kjemisk drevne romslepebåten som tok deg til L2 og bytte til en høy ISP romdrive for kunne frakte et stort skip til mars. D.v.s at du kan ankomme L2 med tomme tanker, og det interplanetariske skipet ditt (Det med langtidshabitat for mennesker som veier masse) trenger ikke gå dypt ned i jordens gravitasjonsbrønn

 

 

Denne refuelles på L2 det gjør også slepebåten. Drivstoffet har du alså kun aksellerert 2.5km/s fra luna til l2, istedetfor ca 10km/s fra jorden (og husk eksponensiell kostnad med økende dV)

Ser fortsatt ikke poenget. Hvor det lønner seg å etterfylle drivstoff vil komme an på akkurat hvor man kommer fra og hvor man skal. Når drivstoffdepoet er på månen er man klar til å levere drivstoff til akkurat der det er mest gunstig, i stedet for å være låst til akkurat L2. Endret 5. januar 2019 av Espen Hugaas Andersen

[sverreb]

Med dagens teknologi er delta-V på opp mot 8 km/s lett å få til på en romfarkost med helt standard kjemiske rakettmotorer og uten flere steg. Det krever ikke veldig stor struktur, og nyttelasten kan være betydelig.

 

 

Det er nettopp nyttelasten som blir veldig liten. Prøv å regne på nyttelast tilsvarende en boing 737 eller et frakteskip. Du greier noen få tonn med kjemiske raketter. Opp til noen hundre fra jorden, med vel utbygd infrastruktur, men det er egentlig ikke så mye.

 

Jorden og Venus er problematiske. Resten er lett å komme seg vekk fra/mellom med helt standard kjemiske rakettmotorer. Da er besparelsen ved mer avanserte rakettmotorer hovedsaklig drivstoff.

Nei, vi greier å å frakte småting på den måten. Skal du støtte en begynnende sivilisasjon må du frakte tusner av tonn. (Bare det å frakte et menneske blir fort 5-20 tonn pr. person for å overleve transitten) Ved å ikke droppe dette ned i dype gravitasjonsbrønner sparar man enormt i hva man trenger av motorer, dette oversetter seg direkte til mer nyttelast siden det er praktiske grenser for hvor stort vi kan bygge.

 

Ser fortsatt ikke poenget. Hvor det lønner seg å etterfylle drivstoff vil komme an på akkurat hvor man kommer fra og hvor man skal. Når drivstoffdepoet er på månen er man klar til å levere drivstoff til akkurat der det er mest gunstig, i stedet for å være låst til akkurat L2.

på L2 er du over halvveis til nær overralt i solsystemet. Du later til å tenke koordinater istedet for orbitaler og energinivå. Lagrangepunktene er gunstige for rendezvous siden de gir en stabilitet som gjør det enklere. Det gir mening å bygge romverft på slike plasser, men man kan naturligvis begynne med kun et depot. Og som sagt dette er en plass for å fylle drivstoff, men det er også et sted å overføre nyttelast fra fartøy med høy skyvekraft/lav ISP fra jorden til lav skyvekraft/høy ISP som er egnet til interplanetarisk volumtransport.

[Espen Hugaas Andersen]

Det er nettopp nyttelasten som blir veldig liten. Prøv å regne på nyttelast tilsvarende en boing 737 eller et frakteskip. Du greier noen få tonn med kjemiske raketter. Opp til noen hundre fra jorden, med vel utbygd infrastruktur, men det er egentlig ikke så mye.

 

Nei, vi greier å å frakte småting på den måten. Skal du støtte en begynnende sivilisasjon må du frakte tusner av tonn. (Bare det å frakte et menneske blir fort 5-20 tonn pr. person for å overleve transitten) Ved å ikke droppe dette ned i dype gravitasjonsbrønner sparar man enormt i hva man trenger av motorer, dette oversetter seg direkte til mer nyttelast siden det er praktiske grenser for hvor stort vi kan bygge.

Eksempelvis vil SpaceX Starship kunne frakte 50 tonn fra overflaten av Mars til overflaten av jorden. Det er med 240 tonn CH4 og 860 tonn LOX, som gir delta-V på ca 7700 m/s med helt standard kjemisk fremdrift og ISP på 356.

 

Det er bare en tredjedel av det en 747 klarer av last, men samtidig er det ikke ubetydelig.

 

på L2 er du over halvveis til nær overralt i solsystemet. Du later til å tenke koordinater istedet for orbitaler og energinivå. Lagrangepunktene er gunstige for rendezvous siden de gir en stabilitet som gjør det enklere. Det gir mening å bygge romverft på slike plasser, men man kan naturligvis begynne med kun et depot. Og som sagt dette er en plass for å fylle drivstoff, men det er også et sted å overføre nyttelast fra fartøy med høy skyvekraft/lav ISP fra jorden til lav skyvekraft/høy ISP som er egnet til interplanetarisk volumtransport.

Overføring av drivstoff og last kan gjøres stort sett hvor som helst, der det mest passende punktet vil komme helt an på opprinnelsessted og destinasjon. Om f.eks et romskip skal fra LEO til L2 og så til Mars, så vil det kreve først ca 3,4 km/s, deretter ca 0,8 km/s fra L2 til mars transfer orbit (ved å slynge seg rundt både månen og jorden), altså 4,2 km/s totalt. Mens å dra direkte vil ta ca 3,7 km/s. Da kaster man altså bort ca 0,5 km/s ved å dra innom L2.

 

Det er bedre å da sende drivstoff fra månen til LEO, og etterfylle der, slik at fartøyet slipper å dra innom L2. Der kan man også laste om til det lettere interplanetariske skipet, om dette benyttes. (Som da ikke har varmeskjold, struktur for å tåle høye G-laster, osv. Og som har vakuumoptimaliserte motorer.)

Endret 5. januar 2019 av Espen Hugaas Andersen