Ce post est une continuation des idées exprimées par moi dans le post précédent , si une partie du raisonnement vous semble insuffisamment divulguée, vous pouvez peut-être trouver la réponse dans le post précédent.
Dans l'un des commentaires, un juste reproche m'a été fait que l'utilisation de l'eau comme carburant de fusée est une approche plutôt gaspilleuse qui ne peut pas être la base d'un développement stable à long terme des ressources lunaires, et dans un autre commentaire, la question a été posée ce que je propose exactement de transporter constamment de la surface de la lune à une orbite basse proche de la Terre, ce billet, me semble-t-il, devrait répondre à ces deux questions.
En réponse aux deux questions ci-dessus, je propose d'abandonner complètement la production d'oxygène / hydrogène carburant à partir de l'eau lunaire et de passer à l'utilisation de l'oxygène du sol lunaire, qui est formé comme un déchet dans la production de métaux. le deuxième composant du couple carburant, à savoir l'hydrogène, je propose d'exporter depuis la Terre.
Aux objections immédiates selon lesquelles la sortie de la charge utile vers le LEO terrestre est très énergivore, je répondrai que l'hydrogène ne représente que 11% de la masse totale du carburant et, si nécessaire, ferai le choix de dépenser de l'énergie pour produire de l'hydrogène à partir de la terre ou l'extraire d'une ressource aussi précieuse que l'eau lunaire, pour moi le choix est évident ...
En outre, la proposition d'utiliser l'oxygène lunaire en même temps donne une réponse à la question de ce qui peut être exporté des sous-marins dans des volumes aussi importants vers le LEO de la Terre, et cette réponse est le même oxygène.
Compte tenu de tout ce qui précède, nous considérerons à nouveau le vol le long de la route PL-LEO-PL, mais déjà en fonction de nouveaux prérequis. Pour renforcer la compréhension, nous allons omettre les calculs et opérer avec des chiffres prêts à l'emploi, en prenant les valeurs suivantes comme données initiales
I_SP = 4650 m / s
V_M1 = 1674 m / s
V_M2 = 0591 m / s
V_E2 = 3128 m / s
VE22 = V_E2 / 2 = 1564 m / s
680,7 654,6 26,2
236,0 209,8 26,2 . 444,8 .
, 87,1 6,1 . 363,8 357,7 6,1 .
55,3 49,7 6,1 . 308,5 .
-1 29,2 . 279,0 .
/ /.
87,7 . 191,6 .
.
100,0 69,4 . 161,0 , 91,6 69,4 .
- 100,0 .
/ / 103,1 91,6 11,5 . 57,9 .
87,7 . 145,6 87,7 57,9 .
98,7 87,7 11,0 . 46,9 .
-1 29,2 . 76,1 29,2 46,9 .
32,9 29,2 3,7 . 43,2 .
6,1 87,1 . 124,2 87,1 37,1 .
98,0 87,1 10,9 . 26,2 .
100,0 100,0 554,6 69,4 .
Anticipant à l'avance les objections sur la complexité de la conception des fusées à composants cryogéniques, en particulier sur l'hydrogène, je dirai que les méthodes d'organisation pour surmonter ce problème sont assez réalistes et seront expliquées dans de futurs articles.
En outre, dans les prochains messages, le cas échéant, il est censé amener 100,0 tonnes d'oxygène sur l'orbite basse martienne et en apporter 100,0 tonnes de chlore à la surface lunaire pour les besoins des industries chimiques et métallurgiques.