Так, звичайно космічний ліфт уявляють, як точку причалювання на геостаціонарній + ще скількось, щоб підвісити противагу. Звідки взялась ідея, що він має бути до точки Лагранжа? До речі, до котрої?

3 ступень работала считаные часы, выполняла маневры на орбите и разгон до траектории перехвата Луны. Там потери были действительно невелики (интересно узнать цифры, сколько именно). Но как факт, водородное топливо сейчас используется не дальше орбиты Земли. Дальше - только варианты гидразина. Старшип с метаноксом будет, насколько я знаю, первым. Интересно, они уже публиковали какие-то соображения насчёт охлаждения баков метана и кислорода в долгом полёте, напр. к Марсу?

"Та, что используется на МКС и других спутниках, та, что использовалась в программе Аполлон — вполне подойдёт" На Сатурне-5, 3-я ступень между включениями двигателя <span>как раз </span>стравливала вьікипающий водород. Впрочем, я не отрицаю принципиальной возможности баков с водородом. Дойдет очередь до єтих проблем, что-то придумают.

Александр, скажите, у вас есть данные, что кто-то работает над баками для жидкого водорода с соответствующей теплоизоляцией, тепловым насосом 20К-400К (рабочим телом, остающимся в одном агрегатном состоянии и при 20К, и при 400К, как понимаю, может быть только гелий) и решениями по радиаторам, или вы импровизируете? Если что-то известно, то я буду искренне рад что-то узнать. Просто я боюсь, как бы обещанные 900с не оказались таким же рекламным трюком, как полёт за 2 месяца до Марса на Нуклоне.

Впрочем, можно придумать и какое-нибудь гибридное решение - на этапе ухода с орбиты использовать водород. А для входа на орбиту везти с собой метан в отдельных баках. Уже выгоднее по массе и объёму.

2й закон термодинамики например? даже хорошо теплоизолированный термос всё равно будет пропускать внутрь тепло. Радиатор, чтобы сбрасывать тепло, должен иметь температуру не ниже равновесной температуры в округе (на расстоянии Земли от Солнца -5С). Даже если сможет, то интенсивность теплового излучения пропорциональна 4й степени температуры, т.е. радиатор температурой 30К будет иметь в 10 000 раз большую площадь, чем 300К. Т.е. такой площади, что сам корабль на их фоне потеряется. Впрочем, вопрос действительно в скорости выкипания.

Хотя, таки да. Согласно вики, НЕРВА работала на 1100 МВт тепловой мощности.

Почему-то никто не обращает внимания, что замечательный удельный импульс 900 с получается только, если использовать в качестве реактивной массы водород, который выкипает при температуре >30К, так что двигатель будет применим или в поясе Койпера, или только если расходовать массу быстрее, чем она выкипает (инженерный вопрос к знающим, как долго будут выкипать, скажем 10 или 100 т жидкого водорода, считая, расстояние до Солнца, как у Земли, теплоизоляцию баков реалистичную, ну и наличие в составе корабля ядерного реактора)) И тогда уже не может идти речи об использовании его для входа на орбиту, напр. Марса. Или использовать в качестве реактивной массы какое-то другое вещество, способное оставаться при 273К в жидком состоянии, хотя бы и под давлением? (напр. аммиак или метан, хотя тогда удельный импульс будет заметно скромее) http://www.projectrho.com/public_html/rocket/enginelist2.php#ntrsolidcore

Просто интересно, а откуда данные, что реактор ЯРД будет иметь мощность на 2 порядка выше, т.е. в сотнях МВТ? Даже на Нуклоне планируется емнип реактор с тепловой мощностью 1 МВт.

Оригінал статті http://www.projectrho.com/public_html/rocket/enginelist.php#aluminum