1. Пожалуйста. И не стоит противоречить очевидному.
А может и не четверть века. Идея плодотворная. У Хайнлайна не описана.
Вы посмотрите все-таки выступление Маска или картинки к нему. Начало торможения аэродинамическая, потом реактивная посадка. Возможно, после отскока, это пока неясно. Ясно, что парашютов нет - это ваше предложение, отделяйте их как свои явно.
Да, топливо на посадку летит вместе с кораблем. Вам лень считать, это тоже ясно.
2. Да, меня привлекло сравнение с серьезными проектами полета на Марс. Сами по себе догадки без расчетов даже не привлекали. Мало ли.
Водород в NASA и ULA рассматривают, но только на пару недель в будущем.
4. Я понимаю возможность дополнительного оснащения средства передвижения системами для дальнего перелета людей. Без совершенства необходимое с собой не взять. В частности, двигателей больше, чем необходимо. Это дает надежду на удачу.
5. Разрушение трубопроводов - следствие. Причина - резонансы бака.
6. Вот этим и занимаются аэродинамики. Не у Маска. Он докладывал о своих заделах.
7. Вы приводите состав у поверхностей планет. Давайте ссылку, что состав сохраняется с высотой.
9. И я о них. Про таких писателей говорят: "Соберите все описания будущего, чтобы понять как не будет".
Поле Земли ничего существенного не делает. А вот преодоление радиоционного пояса - на порядок опаснее. И зачем?
1) Как минимум, четверть - схема с метаном фигурировала у Зубрина в материалах начала 90-х. Уже с упоминанием реакции Сабатье, правда, емнип, в той итерации водород для нее предлагалось везти с собой - но с тех пор наши знания о воде на Марсе изрядно продвинулись. Чтобы вам было так лень считать, как мне. По уравнению Циолковского при дельта-в 2000, истечении 3820 и сухой массе 150т получаем мокрую 253 т, откуда масса топлива 103т. Я, не считая, сказал 100. Сильно промахнулся, по-вашему? Я смотрел только слайды. В слайдах парашютов нет. И я не предлагаю оснащать корабль парашютами, я говорю, что без них чисто аэроторможением посадки не получится. Почувствуйте разницу. 2) Так цимес в том (опять же, в контексте первых частей), что при сети "заправок" водород нет необходимости долго хранить в значимых объемах - отстыковались, выдали импульс и летим до следующей, а на следующей львиную долю скорости гасить повторными аэроторможениями. А расчеты по выкипанию водорода не мои, а ровно-таки ULA в контексте "заправки" на EML2. 4) Стоп. Вообще говоря, проектирование полета начинается с расчета дельта-в. Она по уравнению Циолковского с учетом Isp движков задает массовое отношение. А уже потом начинаются танцы с тем, как в это массовое отношение с учетом ненулевой массы баков засунуть движки так, чтобы дать T/W не ниже заданного, а потом кроме этого еще и полезную нагрузку. 7) Ой вей. http://discovery.ucl.ac.uk/1310428/1/1310428.pdf , только там реально много букв, в частности говорит о доминировании CO2 на Марсе в мезосфере и термосфере, а выше нам для приложений не надо. Для Земли держите график (нужен Flash) http://www.windows2universe.org/earth/Atmosphere/thermosphere_constituents.html , на котором, в общем, видно, что низ термосферы (где линия Кармана) такой же азотнокислородный. 9) Как вы предлагаете улетать с Земли на Марс, не преодолевая пояса Ван Аллена? Классика жанра предполагает их быстрое преодоление за счет достаточно мощного импульса на LEO - на Луну так и летали. Но быстрое преодоление и "вообще не преодоление" - это же разные вещи? Но вы не ответили на мой вопрос - сильно ли лишние 4 дня, из коих два на LEO, увеличивают радиационную нагрузку в соотношении с несколькомесячным полетом?
И еще вопрос - в предположении наличия на Марсе стационарной базы с системой СЖО - так уж ли надо отправлять каждый раз на дно гравитационного колодца СЖО для полугодового перелета, а потом тягать ее обратно? Не проще ли оставить болтаться на орбите? На участе LMO-Марс требуется запас автономности порядка 2-3 суток при минимуме обитаемого пространства, а на перелете LEO-LMO - 4 месяца и хотя бы 17 кубометров на человека. Немалая разница, не находите? Если стационарной базы нет - не проще ли ее один раз уронить на дно колодца, чем каждый раз тягать вверх-вниз? А если мы говорим только за флаги и следы, и стационарная база для нас слишком дорога - тогда к чему риторика про экипаж в сто человек?
1. О метане для межпланетного перелета заговорили инженеры как только он понадобился. В 60-е годы, программа Apollo. Были сомнения, что водород удастся удержать, потому одновременно исследовался перевод водородного движка TRW лунника на метан или пропан.
В TRW работал Мюллер, который не у Зубрина это вычитал, а сам делал метановый ЖРД до проекта Зубрина.
Чтобы судить о предложении Маска надо его знать. Да и сведений для запоминания там немного, восприятие облегчено картинками, но мне вам приходится пояснять.
2. Слишком сложно для нашего цирка. ULA только надеется на две недели или "недели", с помощью поршневых насосов, вместо турбо, в частности.
4. Я не проектирую, а пока пытаюсь разобраться в проекте видных профессионалов. Показатели некоторых подсистем в проекте рекордные, хочу понять зачем. Вот когда занимаются прикидкой на салфетке, берут серединку. И только если не выходит, берут экстраполированное значение.
В частности, ЖРД Raptor очень легок, а число их на носителе и корабле чрезмерно. Это запас для надежности, полагаю.
7. Там написано, что углекислота в мезосфере - парниковый газ, который следует особо учесть. Это все. Парниковые газы важны при малых концентрациях. А для аэродинамики не важны.
Вы выдумываете сложности там, где их нет.
9. Я не предлагаю. Маск предлагает делать это с низкой орбиты с высокой тягой - 9 Raptor, без маневров вблизи поясов.
Прока в посещении Луны не видно. Там нет кислорода и метана.
"Колодец" на Марсе мелкий. И там есть топливо. Вообще, если сообщение станет постоянным, то можно предусмотреть вывод топливных заправщиков на орбиту Марса заранее. Но у Маска этого нет.
Риторика об экипаже нужна Маску для того, чтобы показать теоретический предель его целевой функции: стоимость доставки людей с Земли на Марс. Лучше не будет при таких решениях. Далее придется смотреть, насколько те или иные политические решения будут влиять на целевую оценку.
Маск оптимизирует стоимость доставки, а не расход топлива. С условием, что перелет безопасно короткий.
По пункту 4 Маск, на самом деле, не требует рекордных показателей. Массовое отношение 25:1 для первой ступени уже достигалось. Isp в 382с несколько оптимистичен; мне кажется, он чуть скорректируется вниз, но не критично. Тяга в 3 МН - немало, но не рекорд. Вот вы говорите, что Raptor очень легок. У вас есть данные по его ориентировочной массе? Везде, где я смотрел, включая сайт самого SpaceX, тяга есть, а массы нет. Касательно чрезмерности. Вот у вас 9 движков. Один сдох, осталось восемь. Пусть для симметризации тяги дросселируются оставшиеся движки (не самый эффективный метод, но более эффективный я в уме не посчитаю, там надо учитывать максимальные углы подвеса и все такое), итого эффективная тяга 7 движков или 21 МН. Это, грубо, 2100 тс на Земле, то есть для полностью заправленного корабля тяга/вес 1 на Земле или 2.5 на Марсе. Для взлета с Марса чуть многовато (идеал, скорее, между 1.5 и 2), для Земли надо уже смотреть точную траекторию выведения, какая тяга нужна там (для вторых ступеней тяга/вес > 1 необязательны, но необходимый минимум сильно зависит много от чего - опять же, тут уже даже салфетки может не хватить). Проблема проекта в том, что он рассчитан на очень высокое массовое отношение. Более того, если его не добиться, то кранты. Поэтому и надо стремиться достигать, как минимум, всех оптимальных показателей (минимум массы баков, максимум тяги/веса двигателей и одновременно Isp), уже когда-либо достигнутых по отдельности. Маск здесь работает в еще более некомфортной зоне ракетного уравнения, чем в случае Falcon 9, поэтому у него особого выбора нет. 7. Я залезаю уже не в свою область, но модель "несимметричного" газа (как CO2) считается сложнее, чем "симметричного" (O2, N2, H2) или "идеального" (He, Ar). Даже на разнице идеального и симметричного чуть не угробился первый шаттл, когда оказалось, что поведение на спуске существенно для системы контроля отличается от расчетного. Ну вот к примеру для аэрооболочки классического вида (СА Аполлона и т.п.) угол конуса на Земле и Марсе должен быть разный (60 и 70). Предполагаю, что это не единственное различие. Но я не аэродинамик, я высказываю опасения и не более того. 9. Ну где в моей схеме предыдущего коммента посещение Луны? LEO = Low Earth Orbit, LMO = Low Mars Orbit. Более того, даже в контексте "инфраструктуры заправок" старт к Марсу все равно будет с LEO. Далее, колодец на Марсе мелкий? 3500 м/с вам мелкий колодец, и это с Isp в 382? И с учетом того, что в нижний конец все равно из этих 3500 на аэроторможение спишешь, дай бог, половину? Более реалистичным мне видится вариант, в котором на Марс роняется база, корабль для межпланетного перелета выходит на низкую орбиту, а людей (и топливо на обратный полет) возят многоразовыми челноками. Заметьте - это не отрицание проекта Маска, а переработка отдельного момента в нем.
0. Небывалые показатели тяговооруженности ЖРД. И небывалая масса пуска. Это создает запасы для замысла: 100 тонн, включая людей, на Марс. 100 тонн потому что а почему бы и нет. Потому что это много.
Размер Raptor совпадает с Merlin, Merlin самый тяговооруженный ЖРД сейчас. Размер определяет массу в первом приближении. Raptor имеет в три раза бОльшую тягу.
Тяга корабля, полагаю, задается взлетом с Марса. Еще скорость перелета можно набрать быстрее, уменьшив некоторые потери, вроде косинусных, и опасности.
Выбор в вашем смысле у него есть: он может отказаться от кратности использования.
7. Во-первых, чуть не убился - это для впечатлительных читательниц. Не убивались. С чего бы конусности при равной плотности среды меняться? А плотность равна.
9. Вы упоминали Луну. Впрочем, ладно. Я согласен, что Луна ни к чему.
Почему половину из 3.5 км/с? Конечная скорость не более 1 км/с. M=3 на "земной" (барометрической) высоте 50-70 км, то есть на Марсе ближе.
Я согласен, что орбитальная марсианская станция выглядит привлекательно. Но сейчас мне не хватает понимания того, как задумал полет Маск. Для меня выбор профессионала - урок. Выучу урок, буду возражать. Скорее, опираясь на выбор другого профессионала. Благо, их несколько.
Правильных (оптимальных) решений всегда несколько, среди них есть очень разные. Так было всегда.
Что до проектов непрофессионалов, то для них у меня только "черные шары". Иначе мне в них не поучаствовать. Разобраться в том, что не написано, а подразумевается, сложно, но даже в написанном - непросто. Но критиковать и видеть дыры обоснования со стороны легче, разумеется.
+ Аэродинамический корпус корабля полезен и с иной стороны: выше прочность, толщина теплоизоляции - это и экран излучений.
Так, давайте определяться. Что есть 150 тонн сухой массы из презентации Маска? Это корабль без людей, запасов и вообще полезных грузов, как мне доказывали у Зеленого Кота, или все-таки корабль со всем перечисленным, но без топлива? Во втором случае на полезные грузы остается изрядно мало, после вычета баков, движков и теплозащиты, так что, скорее, все-таки первое. Масса пуска, таки да, значима. Чем больше ракета, тем больше полезная нагрузка, отнесенная к стартовой массе. А вот с масштабированием движков надо осторожнее. Газогенераторные движки (Мерлин и F-1 Сатурна-5) обладают высоким отношением тяга/вес, но сравнительно низким Isp. Raptor с полной газификацией, поэтому у него будет сравнительно высокий Isp, но сравнительно низкая тяга/вес. Кузнецовский НК-33 показал, что одно другому, на самом деле, не противоречит, так что будем посмотреть.
Я не назову свое описание "проектом". Знаете, это, скорее, попытка на уровне научпопа (но хорошего научпопа, с источниками и логарифмами - кстати, у Азимова я сначала читал его научпоп, а уже потом, много позже, фантастику) прикинуть, как оно вообще может быть хотя бы в теории. Этого уже хватит для НФ "ближнего прицела" и/или некоего понимания вопроса. Если бы у меня был "проект", то я бы, наверное, работал в космонавтике. Может, даже в SpaceX, если бы взяли :). Теплоизоляция от излучения спасет очень косметически. Основная доза пойдет от космических лучей, а от них спасет толстый слой грунта, воды или свинца, и на космическом корабле какие-то шансы есть только на второе. От солнечных вспышек защититься проще, там энергии частиц меньше, хотя доза больше - но, поскольку Солнце источник точечный, то выгоднее (вроде как, это даже упоминалось) просто сориентировать корабль жилой частью от Солнца, и тогда биозащитой отработает остаточное топливо и конструкция, на фоне чего теплоизоляция даст также косметический эффект.
Я, на самом деле, очень хочу, чтобы у Маска все получилось, а скептики, даже умеренные, вроде меня, были посрамлены. Но это не отменяет того, что я считаю отдельные моменты его проекта очень спорными. Платон мне, конечно, друг, но amica veritas, пусть даже я осознаю всю относительность своей истины.
А может и не четверть века. Идея плодотворная. У Хайнлайна не описана.
Вы посмотрите все-таки выступление Маска или картинки к нему. Начало торможения аэродинамическая, потом реактивная посадка. Возможно, после отскока, это пока неясно. Ясно, что парашютов нет - это ваше предложение, отделяйте их как свои явно.
Да, топливо на посадку летит вместе с кораблем. Вам лень считать, это тоже ясно.
2. Да, меня привлекло сравнение с серьезными проектами полета на Марс. Сами по себе догадки без расчетов даже не привлекали. Мало ли.
Водород в NASA и ULA рассматривают, но только на пару недель в будущем.
4. Я понимаю возможность дополнительного оснащения средства передвижения системами для дальнего перелета людей. Без совершенства необходимое с собой не взять. В частности, двигателей больше, чем необходимо. Это дает надежду на удачу.
5. Разрушение трубопроводов - следствие. Причина - резонансы бака.
6. Вот этим и занимаются аэродинамики. Не у Маска. Он докладывал о своих заделах.
7. Вы приводите состав у поверхностей планет. Давайте ссылку, что состав сохраняется с высотой.
9. И я о них. Про таких писателей говорят: "Соберите все описания будущего, чтобы понять как не будет".
Поле Земли ничего существенного не делает. А вот преодоление радиоционного пояса - на порядок опаснее. И зачем?
Reply
Чтобы вам было так лень считать, как мне. По уравнению Циолковского при дельта-в 2000, истечении 3820 и сухой массе 150т получаем мокрую 253 т, откуда масса топлива 103т. Я, не считая, сказал 100. Сильно промахнулся, по-вашему?
Я смотрел только слайды. В слайдах парашютов нет. И я не предлагаю оснащать корабль парашютами, я говорю, что без них чисто аэроторможением посадки не получится. Почувствуйте разницу.
2) Так цимес в том (опять же, в контексте первых частей), что при сети "заправок" водород нет необходимости долго хранить в значимых объемах - отстыковались, выдали импульс и летим до следующей, а на следующей львиную долю скорости гасить повторными аэроторможениями. А расчеты по выкипанию водорода не мои, а ровно-таки ULA в контексте "заправки" на EML2.
4) Стоп. Вообще говоря, проектирование полета начинается с расчета дельта-в. Она по уравнению Циолковского с учетом Isp движков задает массовое отношение. А уже потом начинаются танцы с тем, как в это массовое отношение с учетом ненулевой массы баков засунуть движки так, чтобы дать T/W не ниже заданного, а потом кроме этого еще и полезную нагрузку.
7) Ой вей. http://discovery.ucl.ac.uk/1310428/1/1310428.pdf , только там реально много букв, в частности говорит о доминировании CO2 на Марсе в мезосфере и термосфере, а выше нам для приложений не надо. Для Земли держите график (нужен Flash) http://www.windows2universe.org/earth/Atmosphere/thermosphere_constituents.html , на котором, в общем, видно, что низ термосферы (где линия Кармана) такой же азотнокислородный.
9) Как вы предлагаете улетать с Земли на Марс, не преодолевая пояса Ван Аллена? Классика жанра предполагает их быстрое преодоление за счет достаточно мощного импульса на LEO - на Луну так и летали. Но быстрое преодоление и "вообще не преодоление" - это же разные вещи?
Но вы не ответили на мой вопрос - сильно ли лишние 4 дня, из коих два на LEO, увеличивают радиационную нагрузку в соотношении с несколькомесячным полетом?
И еще вопрос - в предположении наличия на Марсе стационарной базы с системой СЖО - так уж ли надо отправлять каждый раз на дно гравитационного колодца СЖО для полугодового перелета, а потом тягать ее обратно? Не проще ли оставить болтаться на орбите?
На участе LMO-Марс требуется запас автономности порядка 2-3 суток при минимуме обитаемого пространства, а на перелете LEO-LMO - 4 месяца и хотя бы 17 кубометров на человека. Немалая разница, не находите?
Если стационарной базы нет - не проще ли ее один раз уронить на дно колодца, чем каждый раз тягать вверх-вниз?
А если мы говорим только за флаги и следы, и стационарная база для нас слишком дорога - тогда к чему риторика про экипаж в сто человек?
Reply
В TRW работал Мюллер, который не у Зубрина это вычитал, а сам делал метановый ЖРД до проекта Зубрина.
Чтобы судить о предложении Маска надо его знать. Да и сведений для запоминания там немного, восприятие облегчено картинками, но мне вам приходится пояснять.
2. Слишком сложно для нашего цирка. ULA только надеется на две недели или "недели", с помощью поршневых насосов, вместо турбо, в частности.
4. Я не проектирую, а пока пытаюсь разобраться в проекте видных профессионалов. Показатели некоторых подсистем в проекте рекордные, хочу понять зачем. Вот когда занимаются прикидкой на салфетке, берут серединку. И только если не выходит, берут экстраполированное значение.
В частности, ЖРД Raptor очень легок, а число их на носителе и корабле чрезмерно. Это запас для надежности, полагаю.
7. Там написано, что углекислота в мезосфере - парниковый газ, который следует особо учесть. Это все. Парниковые газы важны при малых концентрациях. А для аэродинамики не важны.
Вы выдумываете сложности там, где их нет.
9. Я не предлагаю. Маск предлагает делать это с низкой орбиты с высокой тягой - 9 Raptor, без маневров вблизи поясов.
Прока в посещении Луны не видно. Там нет кислорода и метана.
"Колодец" на Марсе мелкий. И там есть топливо. Вообще, если сообщение станет постоянным, то можно предусмотреть вывод топливных заправщиков на орбиту Марса заранее. Но у Маска этого нет.
Риторика об экипаже нужна Маску для того, чтобы показать теоретический предель его целевой функции: стоимость доставки людей с Земли на Марс. Лучше не будет при таких решениях. Далее придется смотреть, насколько те или иные политические решения будут влиять на целевую оценку.
Маск оптимизирует стоимость доставки, а не расход топлива. С условием, что перелет безопасно короткий.
Reply
Вот вы говорите, что Raptor очень легок. У вас есть данные по его ориентировочной массе? Везде, где я смотрел, включая сайт самого SpaceX, тяга есть, а массы нет.
Касательно чрезмерности. Вот у вас 9 движков. Один сдох, осталось восемь. Пусть для симметризации тяги дросселируются оставшиеся движки (не самый эффективный метод, но более эффективный я в уме не посчитаю, там надо учитывать максимальные углы подвеса и все такое), итого эффективная тяга 7 движков или 21 МН. Это, грубо, 2100 тс на Земле, то есть для полностью заправленного корабля тяга/вес 1 на Земле или 2.5 на Марсе. Для взлета с Марса чуть многовато (идеал, скорее, между 1.5 и 2), для Земли надо уже смотреть точную траекторию выведения, какая тяга нужна там (для вторых ступеней тяга/вес > 1 необязательны, но необходимый минимум сильно зависит много от чего - опять же, тут уже даже салфетки может не хватить).
Проблема проекта в том, что он рассчитан на очень высокое массовое отношение. Более того, если его не добиться, то кранты. Поэтому и надо стремиться достигать, как минимум, всех оптимальных показателей (минимум массы баков, максимум тяги/веса двигателей и одновременно Isp), уже когда-либо достигнутых по отдельности. Маск здесь работает в еще более некомфортной зоне ракетного уравнения, чем в случае Falcon 9, поэтому у него особого выбора нет.
7. Я залезаю уже не в свою область, но модель "несимметричного" газа (как CO2) считается сложнее, чем "симметричного" (O2, N2, H2) или "идеального" (He, Ar). Даже на разнице идеального и симметричного чуть не угробился первый шаттл, когда оказалось, что поведение на спуске существенно для системы контроля отличается от расчетного.
Ну вот к примеру для аэрооболочки классического вида (СА Аполлона и т.п.) угол конуса на Земле и Марсе должен быть разный (60 и 70). Предполагаю, что это не единственное различие. Но я не аэродинамик, я высказываю опасения и не более того.
9. Ну где в моей схеме предыдущего коммента посещение Луны? LEO = Low Earth Orbit, LMO = Low Mars Orbit. Более того, даже в контексте "инфраструктуры заправок" старт к Марсу все равно будет с LEO.
Далее, колодец на Марсе мелкий? 3500 м/с вам мелкий колодец, и это с Isp в 382? И с учетом того, что в нижний конец все равно из этих 3500 на аэроторможение спишешь, дай бог, половину?
Более реалистичным мне видится вариант, в котором на Марс роняется база, корабль для межпланетного перелета выходит на низкую орбиту, а людей (и топливо на обратный полет) возят многоразовыми челноками. Заметьте - это не отрицание проекта Маска, а переработка отдельного момента в нем.
Reply
Размер Raptor совпадает с Merlin, Merlin самый тяговооруженный ЖРД сейчас. Размер определяет массу в первом приближении. Raptor имеет в три раза бОльшую тягу.
Тяга корабля, полагаю, задается взлетом с Марса. Еще скорость перелета можно набрать быстрее, уменьшив некоторые потери, вроде косинусных, и опасности.
Выбор в вашем смысле у него есть: он может отказаться от кратности использования.
7. Во-первых, чуть не убился - это для впечатлительных читательниц. Не убивались. С чего бы конусности при равной плотности среды меняться? А плотность равна.
9. Вы упоминали Луну. Впрочем, ладно. Я согласен, что Луна ни к чему.
Почему половину из 3.5 км/с? Конечная скорость не более 1 км/с. M=3 на "земной" (барометрической) высоте 50-70 км, то есть на Марсе ближе.
Я согласен, что орбитальная марсианская станция выглядит привлекательно. Но сейчас мне не хватает понимания того, как задумал полет Маск. Для меня выбор профессионала - урок. Выучу урок, буду возражать. Скорее, опираясь на выбор другого профессионала. Благо, их несколько.
Правильных (оптимальных) решений всегда несколько, среди них есть очень разные. Так было всегда.
Что до проектов непрофессионалов, то для них у меня только "черные шары". Иначе мне в них не поучаствовать. Разобраться в том, что не написано, а подразумевается, сложно, но даже в написанном - непросто. Но критиковать и видеть дыры обоснования со стороны легче, разумеется.
+ Аэродинамический корпус корабля полезен и с иной стороны: выше прочность, толщина теплоизоляции - это и экран излучений.
Reply
Масса пуска, таки да, значима. Чем больше ракета, тем больше полезная нагрузка, отнесенная к стартовой массе. А вот с масштабированием движков надо осторожнее. Газогенераторные движки (Мерлин и F-1 Сатурна-5) обладают высоким отношением тяга/вес, но сравнительно низким Isp. Raptor с полной газификацией, поэтому у него будет сравнительно высокий Isp, но сравнительно низкая тяга/вес. Кузнецовский НК-33 показал, что одно другому, на самом деле, не противоречит, так что будем посмотреть.
Я не назову свое описание "проектом". Знаете, это, скорее, попытка на уровне научпопа (но хорошего научпопа, с источниками и логарифмами - кстати, у Азимова я сначала читал его научпоп, а уже потом, много позже, фантастику) прикинуть, как оно вообще может быть хотя бы в теории. Этого уже хватит для НФ "ближнего прицела" и/или некоего понимания вопроса. Если бы у меня был "проект", то я бы, наверное, работал в космонавтике. Может, даже в SpaceX, если бы взяли :).
Теплоизоляция от излучения спасет очень косметически. Основная доза пойдет от космических лучей, а от них спасет толстый слой грунта, воды или свинца, и на космическом корабле какие-то шансы есть только на второе. От солнечных вспышек защититься проще, там энергии частиц меньше, хотя доза больше - но, поскольку Солнце источник точечный, то выгоднее (вроде как, это даже упоминалось) просто сориентировать корабль жилой частью от Солнца, и тогда биозащитой отработает остаточное топливо и конструкция, на фоне чего теплоизоляция даст также косметический эффект.
Я, на самом деле, очень хочу, чтобы у Маска все получилось, а скептики, даже умеренные, вроде меня, были посрамлены. Но это не отменяет того, что я считаю отдельные моменты его проекта очень спорными. Платон мне, конечно, друг, но amica veritas, пусть даже я осознаю всю относительность своей истины.
Reply
Leave a comment