Валентин Подвысоцкий
Достижения в освоении космического пространства зависят от уровня развития двигательных систем. Определяющим фактором эффективности двигателей космических аппаратов, являются их энергетические характеристики. По виду используемой энергии двигательные установки подразделяются на четыре типа: термохимические, ядерные, электрические, солнечно-парусные. В настоящее время основой космонавтики являются мощные термохимические двигатели. Электрические и ядерные установки находятся на стадии развития, и в будущем смогут найти широкое применение в космической технике. То же можно сказать и о солнечно-парусных двигателях и других перспективных силовых установках.
В данной статье рассматривается новый тип двигателей, работающих на кинетической энергии космического аппарата (или встречного потока вещества, в зависимости от выбора системы координат). Принцип действия двигателя основан на захвате и торможении встречного потока вещества. Захваченное вещество попадает внутрь двигателя. В результате его торможения, выделяется энергия. Часть этой энергии, тем или иным образом, может быть использована для ускорения бортовых запасов реактивной массы. При определенных условиях, реактивная сила тяги превышает силу торможения, и космический аппарат увеличивает скорость полета. Скорость космического аппарата возрастает, а его масса, импульс и кинетическая энергия уменьшаются (в соответствии с законами сохранения).
Возможны различные варианты двигательных установок нового типа. Например, кинетический двигатель, в котором происходит непосредственное преобразование части кинетической энергии встречного потока газа в энергию рабочего тела. Этот двигатель состоит из следующих, объединенных в одно конструктивное целое частей:
Кинетический двигатель может использоваться при полетах в атмосфере планет-гигантов. Предположим, космический аппарат летит в верхних слоях атмосферы Урана, со скоростью 20 км/с. Космический аппарат находится в аэродинамической тени раструба массозаборника. Через массозаборник, внутрь двигателя попадает 1 кг водорода. Его кинетическая энергия 200 тыс. кДж, импульс 20 тыс. кг·м/с. КПД двигателя 70%. В результате торможения захваченного газа, его кинетическая энергия преобразуется в тепловую энергию. Чтобы получить максимальную удельную тягу, расход рабочего тела должен составлять 2,422 кг. Раскаленный водород смешивается с рабочим телом, и образовавшаяся смесь в количестве 3,422 кг, истекает через реактивное сопло. Ее кинетическая энергия 140 тыс. кДж, скорость истечения 9045 м/с, импульс 30 955 кг·м/с. Если разницу импульсов (10 955 кг·м/с), разделить на расход рабочего тела (2,422 кг), получим эффективную скорость истечения 4523 м/с. Если разделить эффективную скорость истечения на коэффициент 9,81 м/с², получим удельную тягу 460 с.
Эффективность массозаборника значительно увеличится, если снабдить двигатель источником магнитного поля (соленоидом). Движение частиц плазмы поперек силовых линий магнитного поля затруднено, и магнитное поле играет роль воронки, направляющей потоки заряженных частиц в двигатель. В результате, эффективное сечение массозаборника может возрасти в тысячи раз. Кроме того, появится дополнительный энергетический эффект. Магнитная воронка играет роль своеобразного фильтра, направляя в двигатель лишь обладающие значительной энергией ионизированные частицы. Внутри двигателя ионизированный газ смешивается с рабочим телом. Происходит торможение и рекомбинация захваченных частиц, выделяется значительное количество тепла. Таким образам, бортовые запасы рабочего тела будут нагреваться не только за счет кинетической энергии захваченного газа, но и за счет его химической энергии. Поскольку, образовавшаяся газовая смесь состоит в основном из нейтральных частиц, магнитное поле двигателя не будет препятствовать ее истечению через реактивное сопло.
Кинетический двигатель, оснащенный магнитной воронкой, может использоваться при полетах в атмосфере планет земной группы. На высоте около 300 км над Землей, концентрация ионизированных частиц достигает максимального значения (примерно 1 млн ионов кислорода в 1 см³). Для захвата ежесекундно 1 кг плазмы, при скорости полета 8 км/с, нужна магнитная воронка диаметром около 110 км. Создание такой воронки, связано с определенными трудностями. Впрочем, плотность плазмы значительно возрастает в периоды активности Солнца. Кроме того, можно применять искусственные источники плазмы. Во многих случаях, достаточно использовать магнитную воронку значительно меньшего диаметра.
С целью исследования магнитного поля Земли, проводились опыты по созданию искусственной кометы. Спутник ИРМ, созданный институтом им. Макса Планка, выпустил на высоте 110 тысяч километров, облако заряженных частиц бария. Облако сначала было зеленым, а через полминуты стало фиолетовым за счет ионизации под действием солнечных лучей. Через 8 минут от облака протянулся хвост на 20 тысяч километров, а скорость частиц бария под давлением солнечных лучей достигла несколько десятков километров в секунду. Возрастание плотности газа, повысит эффективность магнитной воронки. Кроме того, под давлением солнечных лучей, возрастает скорость и энергия поступающего в двигатель газа. Этот способ целесообразно применять на околоземных орбитах, и в центральных областях Солнечной системы.
Следующий способ заключается в использовании раскаленных газов, выброшенных из реактивного двигателя, установленного на другом космическом аппарате. Можно организовать полет таким образом, чтобы космические аппараты двигались навстречу друг другу. Подобная схема может использоваться для доставки грузов на околоземную орбиту. Предположим, на околоземной орбите движется космическая станция, выбрасывая перед собой поток плазмы. Космический аппарат доставляется многоразовым носителем на заданную высоту, и начинает двигаться навстречу потоку плазмы, с помощью кинетического двигателя. Носитель возвращается на Землю.
Ставиться задача, увеличить скорость космического аппарата с 0 км/с до 8 км/с. Скорость космической станции 8 км/с, скорость истечения плазмы 10 км/с. В результате сложения скоростей, скорость поступающей в двигатель плазмы возрастает с 18км/с до 26 км/с. При КПД кинетического двигателя 70%, и оптимальном режиме его работы, масса космического аппарата уменьшится со 100 т до 20 т. Масса рабочего тела 80 т, объем 40 м³ (при плотности 2000 кг/м³).
Предположим, продолжительность разгона 400 секунд, средний расход бортовых запасов рабочего тела 200 кг/с. Ракетный двигатель космической станции в среднем должен расходовать не менее 83 кг/с массы. При скорости истечения 10 км/с это соответствует мощности более 4 млн кВт. Для создания потока плазмы такой мощности, может использоваться термоэлектрический двигатель, с солнечной или ядерной энергоустановкой. По некоторым оценкам, удельная масса таких систем, примерно 1 кг/кВт. Таким образом, масса космической станции составит не менее 4000 т. Если полезная нагрузка космического аппарата 5 т, такая транспортная система обеспечит грузопоток порядка 500 т в сутки (с учетом того, что половина ресурсов массы и времени, расходуется на коррекцию орбиты станции).
Для многократного использования кинетических двигателей, необходимо создать недорогой атмосферно-космический аппарат, способный возвращаться на Землю. Его возвращение можно организовать таким образом, чтобы аэродинамическая сила была направлена к центру Земли, препятствуя преждевременному выходу аппарата из атмосферы. Аппарат сможет сделать несколько витков вокруг Земли, двигаясь на оптимальной высоте в верхних слоях атмосферы, со скоростью значительно превышающей первую космическую. При этом избыток тепла будет отводиться за счет излучения, скорость полета постепенно уменьшится, без перегрузок и перегрева конструкции. Это позволит упростить теплозащиту, снизить необходимый запас прочности. В результате уменьшится масса и стоимость атмосферно-космического аппарата, увеличится срок его службы. После погашения избыточной скорости полета, нужно направить аэродинамическую силу в противоположном направлении. Это можно осуществить за счет поворота аппарата вокруг продольной оси на 180°, или путем изменения геометрии его несущих поверхностей (крыльев).
Указанный выше грузопоток, значительно превышает потребности ближайшего будущего. Вероятно, реализация таких транспортных систем сможет осуществляться в рамках программ космической энергетики. Основная задача заключается в создании потока плазмы (а не передвижении космической станции пространстве). Поэтому, большая масса и размеры энергоустановки и ракетного двигателя, не являются непреодолимым препятствием. Более серьезная проблема пополнение запасов массы. При грузопотоке 500 т затраты массы на создание потока плазмы, составляют более 7000 т. Впрочем, если доставлять массу с Луны, затраты на ее транспортировку составят не более 15...20% общих затрат энергии.
Интересный способ разгона с использованием реактивной струи, полет в кильватере другого космического аппарата, на оптимальном расстоянии. Такой полет возможен, если «ведущий» аппарат оснащен ракетным двигателем, со скоростью истечения газов десятки километров в секунду. Лишь в этом случае кинетический двигатель, установленный на «ведомом» космическом аппарате, будет развивать достаточно высокую удельную тягу. Захваченный газ состоит из частиц с высокой степенью ионизации, при рекомбинации которых выделяется большое количество дополнительной энергии. Следовательно, при скорости захваченного газа 20 км/с, максимально возможная удельная тяга кинетического двигателя значительно выше 460 с (при КПД 70%).
Кроме кинетического двигателя, возможны другие варианты двигательных установок нового типа. Например, двигатель ЭОЛ. Этот двигатель состоит из массозаборника, МГД-генератора и электрореактивного движителя. Принцип действия следующий. Захваченный магнитной воронкой ионизированный газ проходит через канал МГД-генератора и, через реактивное сопло, вытекает наружу. При частичном торможении газа в канале МГД-генератора, вырабатывается электрический ток, который приводит в действие реактивный движитель и все бортовые системы. Сила тяги электрореактивного движителя, превышает силу, возникающую в результате торможения газа внутри канала МГД-генератора. В результате, космический аппарат будет увеличивать скорость полета, отбрасывая часть своей массы.
Чтобы получить наибольшую удельную тягу, отработанный газ должен истекать из реактивного сопла со скоростью, равной скорости истечения рабочего тела из реактивного движителя. Для создания силы тяги целесообразно использовать термоэлектрические движители. В таких движителях электрический ток нагревает рабочее тело до высокой температуры, в результате скорость истечения может достигать несколько десятков километров в секунду. Регулируя температуру рабочего тела, можно регулировать скорость его истечения. Кроме того, термоэлектрический движитель развивает значительную силу тяги.
Плотность межпланетной среды переменная величина, и может колебаться в очень широких пределах. При незначительной плотности около 10–17 кг/м³, эффективность входного устройства будет низкой. Чтобы обеспечить поступление ежесекундно около 1 кг плазмы, при скорости полета 50 км/с, нужна магнитная воронка диаметром около 1600 км. Создание подобного устройства весьма проблематично. Очевидно, в межпланетном пространстве применение двигателя ЭОЛ будет возможным, лишь при наличии соответствующих благоприятных обстоятельств. Эти обстоятельства, могут возникать в результате различных космических процессов, или создаваться искусственным путем.
При прохождении ядра кометы вблизи Солнца, образуется газово-пылевое облако. Газы, из которых оно состоит, ионизируются под действием солнечных лучей и могут быть захвачены магнитной воронкой. Кроме твердого ядра размером 10...50 км, в строении комет выделяют газово-пылевую оболочку (размеры достигают иногда 2 млн км), и хвост (он простирается иногда на 150 млн км). Если большие и малые планеты вращаются вокруг Солнца в одном направлении, то кометы не придерживаются никаких правил. В частности, комета Галлея движется практически навстречу Земле. Во время очередного прохождения кометы Галлея вблизи Солнца в марте 1986 года, автоматические межпланетные станции «Вега-1» и «Вега-2» пролетели на расстоянии всего несколько тысяч километров от ядра, через плотную газово-пылевую оболочку со скоростью около 80 км/с.
Предположим, средняя плотность плазмы в газово-пылевом облаке 10–14 кг/м³. Магнитная воронка диаметром около 40 км, обеспечит ежесекундно поступление 1 кг плазмы. При скорости 80 км/с, кинетическая энергия 1 кг плазмы 3200 тыс. кДж. При общем КПД системы «магнитная воронка – МГД-генератор» 70%, получим 2240 тыс. кДж электрического тока. Из них 50 тыс. кДж, расходует холодильная установка. Остальные 2190 тыс. кДж расходует электрореактивный движитель. При КПД движителя 70%, кинетическая энергия реактивной струи составит 1533 тыс. кДж. Допустим, струя реактивного движителя истекает со скоростью 25 740 м/с, ее масса 4,628 кг (импульс ускорения 119 125 кг·м/с). Захваченная плазма проходит через канал МГД-генератора, и вытекает в межпланетное пространство со скоростью 25 740 м/с, ее масса 1 кг (импульс торможения 54 260 кг·м/с). Если разделить приращение импульса (64 865 кг·м/с) на расход бортовых запасов реактивной массы (4,628 кг), получим эффективную скорость истечения (14 016 м/с). Если разделить эффективную скорость истечения, на коэффициент 9,81 м/с², получим удельную тягу 1430 с. Тяговое усилие двигательной системы 6618 кг.
Принимая массу космического аппарата равной 500 т, получаем ускорение 0,130 м/с². Если протяженность газово-пылевого облака 1 млн км, продолжительность работы двигательной установки примерно 210 минут (при относительной средней скорости полета 80 км/с). Общее приращение скорости составит лишь 1625 м/с. Тяговое усилие двигательной установки (ускорение космического аппарата) можно значительно увеличить, за счет некоторого снижения удельной тяги. Простой расчет показывает следующее. Если увеличить ежесекундный расход бортовых запасов реактивной массы в 10 раз (46,28 кг/с), удельная тяга уменьшится в 2,1 раза (670 с). Тяговое усилие возрастет в 4,7 раза (31 000 кг). Ускорение космического аппарата составит 0,608 м/с², общее приращение скорости около 7600 м/с.
В процессе работы двигательной установки, нужно обеспечить отвод от всех ее частей, определенного количества тепловой энергии. Предположим, эта энергия равна 160 тыс. кДж (или 5% кинетической энергии захваченной плазмы). В космическом пространстве отвод тепла возможен только излучением (энергетическая светимость пропорциональна четвертой степени температуры). Если температура излучающей поверхности будет равна 400 К, площадь излучающей поверхности составит 110 тыс. м². Таким образом, система отвода тепла если не самая тяжелая, то самая громоздкая часть энергоустановки. Кроме того, высокая вероятность попадания метеоритов, что может нарушить нормальную работу системы. Большие размеры вынуждают увеличивать скорость движения теплоносителя, что ограничивает размеры излучающей поверхности, а значит и мощность энергоустановки.
В двигателе ЭОЛ проблема отвода тепла решается значительно более эффективно. Такая возможность появляется в результате прямого (непосредственного) преобразования энергии, которое составляет главную особенность МГД–генератора, отличающую его от электромашинного генератора. Части двигателя ЭОЛ, работают при разной температуре. Наименее горячая часть это соленоид магнитной воронки, несколько выше температура МГД-генератора, и наиболее горячая часть это термоэлектрический движитель. Поток теплоносителя можно направить сначала для охлаждения более холодных, потом более горячих частей двигательной системы, по маршруту: магнитная воронка – МГД-генератор – термоэлектрический движитель.
Предположим, в конце цикла охлаждения (при выходе из охладительной рубашки термоэлектрического движителя), температура теплоносителя равна 1200 К. Площадь излучающей поверхности составит 1360 м². Ее можно дополнительно уменьшить с помощью холодильной установки. При затратах энергии 50 тыс. кДж, холодильная установка увеличит температуру теплоносителя до 1575 К (без учета КПД холодильной установки). Суммарная энергия теплового излучения составит 210 тыс. кДж (160 тыс. кДж + 50 тыс. кДж), площадь излучающей поверхности уменьшится до 600 м².
Возникновение достаточно большого (с высокой плотностью плазмы) газово-пылевого облака, довольно редкое явление. Приведенный выше пример служит в основном для иллюстрации возможностей двигателя ЭОЛ. Более благоприятные условия для его постоянного применения, в системах планет-гигантов. Плотность газа в системе планет-гигантов заведомо выше, чем за ее пределами. Первая космическая скорость для Юпитера около 60 км/с. Поскольку удельная тяга двигателя ЭОЛ прямо пропорциональна скорости полета, ее максимально возможное значение (при КПД 70%), составит не менее 1070 с (1430 с·60/80). Что касается ускорения космического аппарата (которое зависит от плотности окружающей плазмы и диаметра магнитной воронки), при полетах в системах планет-гигантов, его величина не имеет решающего значения. Космический аппарат не сможет покинуть систему планеты-гиганта, прежде чем получит вторую космическую скорость.
Конечной целью систематических полетов к различным космическим объектам, является освоение этих объектов. В отдаленном будущем, здесь можно расположить и использовать для формирования потока плазмы, электрические ракетные двигатели (ЭРД). На космических базах искусственного или естественного происхождения, могут работать ЭРД практически любой мощности. Например, на поверхности Луны можно построить ядерную или солнечную электростанцию, и расположить нужное количество ЭРД различного типа. С их помощью, космический аппарат сможет осуществить посадку на Луну, взлет с Луны в космическое пространство.
Эти маневры могут осуществляться практически без затрат бортовых запасов рабочего тела; небольшие расходы рабочего тела понадобятся лишь для стабилизации положения космического аппарата в пространстве, и коррекции его курса. Такой результат, достигается при достаточно большой мощности МГД-генератора, когда сила, возникающая в результате торможения потока плазмы, превышает силу притяжения Луны. При недостаточной мощности МГД-генератора, вырабатываемый электрический ток будет приводить в действие реактивный движитель. В этом случае, космический аппарат осуществит взлет и посадку, с использованием бортовых запасов рабочего тела. Сила, возникающая в результате торможения плазмы, и сила тяги электрореактивного движителя, будут действовать в одном направлении.
ЭРД с небольшой скоростью истечения рабочего тела (электротермические) обеспечат запуск космических аппаратов с поверхности Луны, полеты с Луны на Землю и обратно, посадку на поверхность Луны. ЭРД с большой скоростью истечения рабочего тела (электромагнитные; электростатические), будут использоваться главным образом для обеспечения особо сложных и дальних космических полетов.
Для создания потока плазмы, ЭРД можно расположить на поверхности тех небесных тел Солнечной системы, которые вследствие небольшой силы тяжести не имеют плотной атмосферы. Это наименьшие планеты Меркурий, Марс и Плутон, естественные спутники более крупных планет, а также астероиды и кометы. Освоение всех планет Солнечной системы может осуществляться с помощью таких ракетно-космических комплексов, как на Луне. Единственное исключение Венера, у которой плотная атмосфера и нет естественных спутников.
В межпланетном пространстве, нужны другие источники поступления вещества: искусственная комета, реактивная струя космического аппарата, ядерный взрыв и т.д. Если на борту космического аппарата расположить ядерные заряды, с их помощью можно совершать любые маневры и передвижения. При необходимости, ядерное взрывное устройство подрывается на оптимальном расстоянии от космического аппарата. Для уменьшения скорости образовавшейся в результате взрыва плазмы, взрывное устройство снаряжается балластными веществами. Их количество должно быть таким, чтобы в результате взрыва не образовались твердые частицы. Или нужно использовать систему уничтожения (отклонения) метеоритов. Появляется реальная возможность пополнить запасы массы за счет практически любых материалов. На борту можно хранить лишь ядерные заряды, а запасы балластных веществ пополнять во время экспедиции (практически на любом космическом объекте).
Ядерные взрывные устройства можно предварительно расположить вдоль траектории полета космического аппарата. При этом не придется разгонять массу самих взрывных устройств. Взрыв происходит по специальному сигналу, когда космический аппарат пролетел вблизи взрывного устройства, и удалился от него на некоторое расстояние. Продукты взрыва (плазма с высокой плотностью), захватываются магнитной воронкой. Сила, возникающая при торможении захваченной плазмы в канале МГД-генератора, и сила тяги электрореактивного движителя, могут действовать в одном направлении (такой же результат можно получить, используя другие искусственные источники). Основная проблема при использовании взрывных устройств, неравномерность получаемого потока плазмы. Для более эффективной работы двигателя ЭОЛ, может понадобиться мощный бортовой аккумулятор электрического тока.
Если удастся решить возникающие проблемы, скорость космического аппарата будет определяться лишь количеством взрывных устройств. Взрывные устройства могут состоять из унифицированного ядерного (термоядерного) заряда, и оболочки различной массы. За счет этого, образовавшаяся плазма будет двигаться с различной скоростью при каждом взрыве. Полет организуется так, чтобы в момент пролета аппарата возле каждого взрывного устройства, образовавшийся в результате взрыва поток плазмы двигался относительно аппарата с определенной оптимальной скоростью.
Допустим, космический аппарат массой 10 т, разгоняется до скорости 20 тыс. км/с. При каждом взрыве, плазма двигается относительно аппарата, со средней скоростью 1100 км/с. В канале МГД-генератора, ее скорость уменьшается до 100 км/с. С учетом возрастания скорости аппарата от 0 км/с до 20 тыс. км/с, среднеквадратическая скорость плазмы примерно 12 тыс. км/с. Если не учитывать тягу электрореактивного движителя, для разгона аппарата необходимо пропустить через канал МГД-генератора около 200 т плазмы. Взрыв может быть организован таким образом, чтобы основная масса плазмы двигалась в двух противоположных направлениях. Если космический аппарат находится на расстоянии, равном диаметру магнитной воронки, количество захваченной плазмы может достигать 50%. Таким образом, суммарная масса взрывных устройств не менее 400 т. С учетом среднеквадратической скорости, суммарная энергия взрывов 2,88·1016 кДж (в тротиловом эквиваленте 6,9 тыс. Мт).
В настоящее время человечество обладает достаточным потенциалом для производства взрывных устройств указанной суммарной мощности. К концу 1980 года, по оценкам экспертов ООН, суммарная мощность ядерного оружия в мире составляла 13 тыс. Мт. Очевидно, в обозримом будущем, появится возможность размещения вдоль траектории полета космического аппарата более 400 т груза. Очередь за созданием двигателя ЭОЛ с достаточно высокими характеристиками. Возникающие при этом технические проблемы значительно меньше, чем при создании любого другого двигателя аналогичного назначения. Есть основания считать, что стоимость запуска межзвездного аппарата с помощью двигателя ЭОЛ, может оказаться наиболее низкой среди всех конкурирующих схем.
Дата публикации:
29 августа 2003 года
n-t.ru
Анатолий Коротеев: Действительно, работы по использованию ядерной энергии в космосе были начаты и активно велись у нас и в США в 1960-70-е годы.
Первоначально была поставлена задача создать ракетные двигатели, которые вместо химической энергии сгорания горючего и окислителя использовали бы нагрев водорода до температуры около 3000 градусов. Но оказалось, что такой прямой путь все-таки неэффективен. Мы на короткое время получаем большие тяги, но при этом выбрасываем струю, которая в случае нештатной работы реактора может оказаться радиоактивно зараженной.
Определенный опыт был накоплен, но ни нам, ни американцам не удалось тогда создать надежных двигателей. Они работали, но мало, потому что нагреть водород до 3000 градусов в ядерном реакторе - серьезная задача. А кроме того, возникали проблемы экологического свойства во время наземных испытаний таких двигателей, поскольку радиоактивные струи выбрасывались в атмосферу. Уже не секрет, что подобные работы проводились на специально подготовленном для ядерных испытаний Семипалатинском полигоне, который остался в Казахстане.
То есть критичными оказались два параметра - запредельная температура и выбросы радиации?
Анатолий Коротеев: В общем, да. В силу этих и некоторых других причин работы у нас и в США были прекращены или приостановлены - оценивать можно по-разному. И возобновить их таким, я бы сказал, лобовым образом, чтобы сделать ядерный двигатель со всеми уже названными недостатками, нам показалось неразумным. Мы предложили совершенно иной подход. От старого он отличается тем же, чем отличается гибридный автомобиль от обычного. В обычном авто двигатель крутит колеса, а в гибридных - от двигателя вырабатывается электроэнергия, и уже это электричество крутит колеса. То есть создается некая промежуточная электростанция.
Вот и мы предложили схему, в которой космический реактор не нагревает струю, выбрасываемую из него, а вырабатывает электричество. Горячий газ от реактора крутит турбину, турбина крутит электрогенератор и компрессор, который обеспечивает циркуляцию рабочего тела по замкнутому контуру. Генератор же вырабатывает электричество для плазменного двигателя с удельной тягой в 20 раз выше, чем у химических аналогов.
Мудреная схема. По существу, это мини-АЭС в космосе. И в чем ее преимущества перед прямоточным ядерным двигателем?
Анатолий Коротеев: Главное - выходящая из нового двигателя струя не будет радиоактивной, поскольку через реактор проходит совершенно другое рабочее тело, которое содержится в замкнутом контуре.
Кроме того, нам не надо при этой схеме нагревать до запредельных значений водород: в реакторе циркулирует инертное рабочее тело, которое нагревается до 1500 градусов. Мы серьезно упрощаем себе задачу. И в итоге поднимем удельную тягу не в два раза, а в 20 раз по сравнению с химическими двигателями.
Немаловажно и другое: отпадает потребность в сложных натурных испытаниях, для которых нужна инфраструктура бывшего Семипалатинского полигона, в частности, та стендовая база, что осталась в городе Курчатове.
В нашем случае все необходимые испытания можно провести на территории России, не втягиваясь в длинные международные переговоры об использовании ядерной энергии за пределами своего государства.
Ведутся ли сейчас подобные работы в других странах?
Анатолий Коротеев: У меня была встреча с заместителем руководителя НАСА, мы обсуждали вопросы, связанные с возвращением к работам по ядерной энергии в космосе, и он заявил, что американцы проявляют к этому большой интерес.
Вполне возможно, что и Китай может ответить активными действиями со своей стороны, поэтому работать надо быстро. И не только ради того, чтобы опередить кого-то на полшага.
Работать надо быстро в первую очередь для того, чтобы в формирующейся международной кооперации, а де-факто она формируется, мы выглядели достойно.
Я не исключаю, что уже в ближайшей перспективе может быть инициирована международная программа по ядерной космической энергоустановке наподобие реализуемой сейчас программы по управляемому термоядерному синтезу.
fishki.net
👁 292
Двигатель — едва ли не самое важное в космическом аппарате. Без возможности активно маневрировать, набирать скорость и тормозить нельзя выбраться дальше околоземной орбиты, да и на орбите приходится бороться с различными уводящими аппарат в сторону эффектами. За прошедшие с момента запуска первого спутника почти шестьдесят лет технологии заметно шагнули вперед, и одними ракетами все давно не ограничивается.
Ракетный двигатель
Принцип работы ракетного двигателя известен нам как минимум с 30-х годов прошлого века, а как максимум — со времен Древнего Китая. Конечно, бамбуковые ракеты, движимые энергией горения черного пороха, для космоса непригодны, но вот уже двигатели американца Роберта Годдарда (1926 год), россиянина Фридриха Цандера (СССР, рубеж 1920-х и 1930-х годов) или немца Германа Оберта (1930 год) работали на паре «жидкое топливо + окислитель» и уже имели узлы, без которых не обходится любой современный ракетный двигатель.
Ракетный двигатель создает тягу при сжигании топлива: в соответствии с законом сохранения импульса движимый им аппарат приобретает импульс, равный импульсу выходящих в сопло продуктов сгорания. Отсюда можно определить рецепт увеличения тяги: сжигать больше топлива или добиться более высокой скорости реактивной.
Установленный в двигателе турбонасосный агрегат раскручивает лопасти насосов при помощи жаростойкой газовой турбины, а насосы закачивают топливо и окислитель в камеру сгорания. Большой поток топлива и окислителя приводит к интенсивному сгоранию и выбросу мощной струи раскаленных газов. Теоретически при сжигании керосина в кислороде можно получить температуру до 3500 °С и добиться истечения струи со скоростью около трех километров в секунду — практические результаты сейчас близки к теории. Пары водород-кислород или гидразин — тетраоксид азота, два других часто используемых сочетания, дают сопоставимые значения, и это объясняет как достоинства, так и недостатки традиционных ракет.
Ракетный двигатель RS-68, работающий на паре водород-кислород во время испытаний. Обратите внимание на сложную конструкцию над соплом. Стоимость больших ракетных двигателей доходит до $ 10 млн
Достоинством этого двигателя является его мощность, достигаемая сжиганием огромного объема топлива, ограниченная только размерами камеры сгорания. На американском «Сатурне-V» стояли двигатели F1, которые сжигали в единственной камере свыше полутора тонн кислорода и почти тонну керосина ежесекундно. Такое потребление давало тягу более 700 тонна-сил, а пять F1 с успехом доставляли ракету к Луне. Созданные позже советские РД-170 уступали по объему камеры сгорания, но зато камер было сразу четыре — их планировали использовать на сверхтяжелой ракете «Энергия» (носитель «Бурана»), которая могла бы вывести в космос до ста тонн полезной нагрузки.
По сей день начальный этап любого космического полета, хоть на геостационарную орбиту, хоть к Плутону, совершается при помощи ракетных двигателей: ни один другой даже близко не приближается к требуемым для развития космической скорости. Но где достоинства, там и недостатки
Небольшой ракетный двигатель — советский КДУ-414. Его длина составляет всего 70 сантиметров и он дает тягу около 200 килограммов; использовался с середины 1960-х годов для коррекции орбиты космических аппаратов
Экстремальные условия в камере сгорания приводят к тому, что даже многочисленные инженерные хитрости вроде охлаждения стенок подаваемым топливом или отсекания от них основной горячей струи более «холодной» струей от турбонасоса не позволяют добиться сколько-нибудь продолжительной работы в сочетании с высокой надежностью. А внедрение в сплавы жаростойких добавок вплоть до металлов платиновой группы все равно не гарантирует успеха запуска ракеты: доля аварий у всех основных производителей в мире колеблется в районе нескольких процентов. Представьте, какова была бы авиация, если бы даже каждый сотый рейс заканчивался взрывом или падением самолета!
Изготовленные уже не для старта с Земли, а для полета в безвоздушном пространстве ракетные двигатели имеют не столь экстремальные параметры, но все равно регулярно подводят. Российские разгонные блоки ДМ и «Фрегат», например, имеют долю отказов в районе от одного до трех процентов. Последняя авария произошла в 2014 году, когда «Фрегат» вывел на нецелевую орбиту два спутника европейской навигационной системы Galileo. Хотя нельзя сказать, что российские блоки как-то особо ненадежны: американский Centaur отказывал больше десятка раз на двести с лишним запусков.
Статистическая оговорка: как можно заметить, многие числа нами указываются приблизительно. Это обусловлено тем, что говорить о точных значениях зачастую нельзя. Скажем, разгонные блоки многих семейств производятся с 1960-х годов с целым рядом модификаций, и обобщать статистику запусков за все время затруднительно. Тяга двигателя немного зависит от атмосферного давления, а температура сгорания топлива — от его состава и режима работы двигателя.
Ракетные двигатели крайне неэкономичны. Их КПД уступает паровозному: мы вынуждены тратить гигантские запасы горючего с окислителем для достижения цели. Хуже того, наши затраты нелинейно растут с увеличением дельта-V, той скорости, которую должен приобрести наш космический аппарат для достижения цели. Чтобы попасть к Луне и вернуться, потребовался уже упоминавшийся «Сатурн-V»; полет же к звездам или хотя бы к Облаку Оорта за разумное время потребует ракет, габариты которых выходят как за пределы возможностей современных технологий, так и за рамки здравого смысла.
Ионы и плазма
Если снова обратиться к закону сохранения импульса, то становится ясно: чем быстрее покидает двигатель струя вещества, тем он эффективнее. Получить скорость струи свыше нескольких километров в секунду сжиганием чего-либо невозможно, однако двигатели, работающие на частицах со скоростью в десятки км/с, уже существуют. Они — ионные.
Суть ионного двигателя заключается в том, что сначала газ превращается в плазму, смесь положительно заряженных ионов с электронами. Далее заряженные частицы разгоняются электромагнитным полем и выбрасываются наружу — таким образом удается разом обойтись без экстремальных условий внутри двигателя и превзойти скорость истечения продуктов даже самых «жестких» химических реакций вроде сжигания лития в атмосфере фтора.
Правда, назвать ионные двигатели идеальными тоже нельзя. При более-менее достижимой на сегодня электрической мощности — а это, как правило, не более киловатта — их тяга не превышает считанных граммов. Двестикиловаттный VASIMIR, который одно время планировали поставить на МКС, выдавал на испытаниях в вакуумной камере около пяти ньютонов тяги — этого было бы достаточно для отрывания от Земли груза в полкилограмма. Даже в предположении, что ионному двигателю не мешает работать атмосфера, поднять с космодрома хотя бы свой собственный вес такое устройство не сможет.
Испытания одного из первых плазменных двигателей состоялись уже в 1961 году. Ионные двигатели впервые полетели в космос в 1964-м, а сегодня ионные и плазменные установки ставятся на многие спутники для удержания на заданной орбите.
Но в дальнем космосе этого и не требуется. Там важна экономичность и надежность — то, чем как раз отличаются ионные двигатели. Многие из них способны буквально годами работать бесперебойно, а в пересчете на килограмм потраченного рабочего тела (говорить «топливо» уже не очень корректно, ведь ничего не сжигается) они дают намного больший результат. Аппараты на ионных двигателях поначалу отстают от взявших быстрый старт ракетных аналогов, но ракетного топлива хватает от силы на несколько часов, а ионный «мотор» растягивает запас инертного газа в баке на годы. Медленно, буквально по миллиметру в секунду, прибавляя скорость, «черепаха» на ионной тяге сначала догоняет, а потом и перегоняет ракетного «зайца» с опустевшими баками.
Аппарат «Рассвет», летавший к Весте и Церере, японская миссия «Хаябуса» по доставке на Землю образца астероидного грунта, российские двигатели для геостационарных спутников — все это далеко не полный перечень ионных и плазменных установок в космосе. Плазменные представляют собой вариант ионных: в них ионизированный газ ускоряется не при помощи электродов, а выходит наружу с большой скоростью после разогрева тем или иным способом.
![NASA_ionengine-580x387[1] двигатель](/800/600/https/aboutspacejornal.net/wp-content/uploads/2016/01/NASA_ionengine-580x3871.jpg)
Существуют проекты мощных ионных или плазменных двигателей с электропитанием от большого массива солнечных батарей или ядерного реактора. Возможно, уже в ближайшие десятки лет мы получим установки, способные в разы сократить сроки перелетов между планетами. Разработка двигательной установки с ядерным реактором ведется в России силами предприятий Росатома и, по сообщениям осени 2016 года, может быть готова к испытаниям уже к концу 2018 года. Подобным же проектом занимаются и в Китае.
А еще есть проекты плазменных двигателей, которые будут использовать в качестве рабочего тела водяной пар. Воду можно получать, используя астероиды или лунный грунт. Это разом решит проблему и дозаправки вдали от Земли, и дороговизны выведения на орбиту. Упомянутые выше ограничения ракетных двигателей ведут к тому, что сегодня килограмм груза даже на самой низкой орбите стоит тысячи долларов, а доставка на геостационарную орбиту сопоставима по цене с изготовлением такого же по массе спутника из чистого золота!
Паруса
Идеальный двигатель должен по возможности весить как можно меньше, иметь нулевой расход топлива и полное отсутствие частей, которые могут сломаться во время работы. И подобные устройства существуют. Речь о парусах, призванных либо поймать поток заряженных частиц от Солнца, либо потянуть космический аппарат вперед под давлением света. В первом случае парус предполагается делать из тонких проволочек, создающих вокруг себя электрическое поле, а во втором случае сгодится любой легкий и блестящий материал вроде металлизированного пластика.
Солнечный парус в испытательной камере на Земле.
Примечательно, что концепция солнечного паруса если не опередила появление жидкостного ракетного двигателя, то возникла примерно тогда же. В 1900 году Петр Лебедев впервые исследовал эффект давления солнечного света, а в 1920-х идея использовать это явление для движения космических аппаратов была озвучена Фридрихом Цандером. Тем самым, который разработал советский жидкостный ракетный двигатель.
На практике «солнечным парусником» стал японский аппарат IKAROS в 2010 году, за ним последовал собранный американским «Планетарным сообществом» зонд Light Sail-1. Два других экспериментальных спутника, Cosmos-1 и NanoSail-D, пытались запустить в 2005 и 2008 годах, но оба раза подвели ракеты — один раз российская «Волна», а во второй — уже Falcon 1 Илона Маска.
Кроме того, эффект давления света использовал вполне обычный межпланетный зонд MESSENGER, летевший к Меркурию. Для корректировки его курса инженеры предпочли использовать отражение солнечных лучей от блестящей поверхности солнечных батарей аппарата. Тяга в итоге получалась очень маленькой, но зато ей можно было очень точно управлять, для маневрирования не требовалось топлива и сберегался ресурс ракетных двигателей.
Отдельно стоит упомянуть и т.н. электрический парус: его толкает вперед взаимодействие электрического поля тонких проволочек с летящими от Солнца заряженными частицами. И первенство в этой области принадлежит не одной из признанных космических держав, а Эстонии: собранный в Университете Тарту ESTCube-1 вышел на орбиту в 2013 году и проработал два года. Правда об успехе эстонцев надо упоминать «со звездочкой»: раскрыть электрический парус им не удалось. Но сейчас эстонские инженеры работают над следующим аппаратом, ESTCube-2. Может, все-таки успеют стать по-настоящему первыми.
Электрические паруса менее эффективны в сравнении с солнечными, однако они требуют куда меньше материала (тонкие проволоки вместо сплошной пленки). Легкие и компактные, они подходят для долговременных миссий — например, есть проект «электрического парусника» к Урану. Он сможет достичь этого ледяного гиганта всего за шесть лет. Для сравнения: «Вояджер-2» потратил девять лет, и при этом расположение планет было на редкость удачным.
Источник
aboutspacejornal.net
Россия была и сейчас остается лидером в области ядерной космической энергетики. Опыт проектирования, строительства, запуска и эксплуатации космических аппаратов, оснащенных ядерным источником электроэнергии, имеют такие организации, как РКК «Энергия» и «Роскосмос». Ядерный двигатель позволяет эксплуатировать летательные аппараты многие годы, многократно повышая их практическую пригодность.
Использование ядерной энергетики в космосе перестало быть фантастикой еще в 70-х годах прошедшего столетия. Первые ядерные двигатели в 1970-1988 запускались в космос и успешно эксплуатировались на космических аппаратах (КА) наблюдения «УС-А». В них применялась система с термоэлектрической ядерно-энергетической установкой (ЯЭУ) «Бук» электрической мощностью 3 кВт.
В 1987-1988 два аппарата «Плазма-А» с термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз» мощностью 5 кВт прошли летно-космические испытания, во время которых впервые было осуществлено питание электроракетных двигателей (ЭРД) от ядерного источника энергии.
Выполнен комплекс наземных ядерно-энергетических испытаний термоэмиссионной ядерной установкой «Енисей» мощностью 5 кВт. На основе этих технологий разработаны проекты термоэмиссионных ЯЭУ мощностью 25-100 кВт.
РКК «Энергия» в 70-х приступила к научно-практическим изысканиям, целью которых было создать мощный ядерный космический двигатель для межорбитального буксира (МБ) «Геркулес». Работы позволили сделать задел на многие годы в части ядерной электроракетной двигательной установки (ЯЭРДУ) с термоэмиссионной ЯЭУ мощностью несколько – сотен киловатт и электроракетных двигателей единичной мощностью десятки и сотни киловатт.
Проектные параметры МБ «Геркулес»:
В XXI веке настало время создать новый ядерный двигатель для космоса. В октябре 2009 года на заседании Комиссии при президенте РФ по модернизации и технологическому развитию экономики России был официально утвержден новый российский проект «Создание транспортно-энергетического модуля с использованием ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса». Головными разработчиками являются:
Новый ядерный двигатель для космоса Россия планирует запустить в коммерческую эксплуатацию в ближайшие годы. Предполагаемые характеристики газотурбинной ЯЭРДУ следующие. В качестве реактора используется газоохлаждаемый реактор на быстрых нейтронах, температура рабочего тела (смесь He/Xe) перед турбиной - 1500 К, КПД преобразования тепловой в электрическую энергию - 35%, тип холодильника-излучателя – капельный. Масса энергоблока (реактор, радиационная защита и система преобразования, но без холодильника-излучателя) – 6 800 кг.
Космические ядерные двигатели (ЯЭУ, ЯЭУ совместно с ЭРДУ) планируется использовать:
Основывается либо на синтезе ядер, либо на использовании энергии деления ядерного топлива для формирования реактивной тяги. Различают установки импульсно-взрывного и жидкостного типов. Взрывная установка выбрасывает в космос миниатюрные атомные бомбы, которые детонируя на расстоянии нескольких метров, взрывной волной толкают корабль вперед. На практике такие устройства пока не используются.
Жидкостные ядерные двигатели, напротив, давно разработаны и испытаны. Еще в 60-х годах советские специалисты сконструировали работоспособную модель РД-0410. Подобные системы разрабатывались и в США. Их принцип основан на нагревании жидкости ядерным мини-реактором, она превращается в пар и формирует реактивную струю, которая и толкает космический аппарат. Хотя устройство называют жидкостным, в качестве рабочего тела, как правило, используют водород. Еще одно назначение ядерных космических установок – питание электрической бортовой сети (приборов) кораблей и спутников.
На данный момент ведутся работы по ядерному двигателю для космоса, который планируется использовать в тяжелых аппаратах космической связи. РКК «Энергия» были выполнены исследования и проектные разработки системы глобальной космической связи экономически конкурентоспособной с дешевой сотовой связью, что предполагалось достичь переносом «телефонной станции» с Земли в космос.
Предпосылками к их созданию являются:
При создании платформы «Ямал» новые технические решения составили 95%, что и позволило таким аппаратам стать конкурентоспособными на мировом рынке космических услуг.
Предполагается замена модулей с технологическим связным оборудованием примерно каждые семь лет. Это позволило бы создавать системы из 3-4 тяжелых многофункциональных спутников на ГСО с увеличением потребляемой ими электрической мощности. Первоначально были спроектированы КА на основе солнечных батарей мощностью 30-80 кВт. На следующем этапе в качестве источника электроэнергии планируется использовать ядерные двигатели на 400 кВт с ресурсом до одного года в транспортном режиме (для доставки базового модуля на ГСО) и 150-180 кВт в режиме длительного функционирования (не менее 10-15 лет).
Выполненные РКК «Энергия» в конце 90-х проектные исследования показали, что в создании антиметеоритной системы защиты Земли от ядер комет и астероидов ядерно-электрические установки и ЯЭРДУ могут быть использованы для:
Доставка научного оборудования к космическим объектам (дальним планетам, периодическим кометам, астероидам) может осуществляться с использованием космических ступеней на основе ЖРД. Применять ядерные двигатели для космических аппаратов целесообразно, когда ставится задача выхода на орбиту спутника небесного тела, прямого контакта с небесным телом, отбора проб веществ и прочих исследований, требующих увеличения массы исследовательского комплекса, включения в него посадочной и взлетной ступеней.
Ядерный двигатель для космических кораблей исследовательского комплекса позволит расширить «окно старта» (вследствие управляемой скорости истечения рабочего тела), что упрощает планирование и снижает цену проекта. Исследования, выполненные РКК «Энергия», показали, что ЯЭРДУ 150 кВт с ресурсом до трех лет является перспективным средством доставки космических модулей в пояс астероидов.
В то же время доставка исследовательского аппарата на орбиты дальних планет Солнечной системы требует увеличения ресурса такой ядерной установки до 5-7 лет. Доказано, что комплекс с ЯЭРДУ мощностью порядка 1 МВт в составе исследовательского КА позволит обеспечить ускоренную доставку за 5-7 лет на орбиты искусственных спутников наиболее удаленных планет, планетоходов на поверхность естественных спутников этих планет и доставку на Землю грунта с комет, астероидов, Меркурия и спутников Юпитера и Сатурна.
Одним из важнейших способов повышения эффективности транспортных операций в космосе является многоразовое использование элементов транспортной системы. Ядерный двигатель для космических кораблей мощностью не менее 500 кВт позволяет создать многоразовый буксир и тем самым значительно повысить эффективность многозвенной космической транспортной системы. Особенно полезна такая система в программе обеспечения больших годовых грузопотоков. Примером может стать программа освоения Луны с созданием и обслуживанием постоянно наращиваемой обитаемой базы и экспериментальных технологических и производственных комплексов.
Согласно проектным проработкам РКК «Энергия», при строительстве базы на поверхность Луны должны доставляться модули массой порядка 10 т, на орбиту Луны – до 30 т. Суммарный грузопоток с Земли при строительстве обитаемой лунной базы и посещаемой лунной орбитальной станции оценивается в 700-800 т, а годовой грузопоток для обеспечения функционирования и развития базы – 400-500 т.
Однако принцип работы ядерного двигателя не позволяет разогнать транспортник достаточно быстро. Из-за длительного времени транспортировки и, соответственно, значительного времени нахождения полезного груза в радиационных поясах Земли не все грузы могут быть доставлены с использованием буксиров с ядерным двигателем. Поэтому грузопоток, который может быть обеспечен на основе ЯЭРДУ, оценивается лишь в 100-300 т/год.
В качестве критерия экономической эффективности межорбитальной транспортной системы целесообразно использовать значение удельной стоимости транспортировки единицы массы полезного груза (ПГ) с поверхности Земли на целевую орбиту. РКК «Энергия» была разработана экономико-математическая модель, учитывающая основные составляющие затрат в транспортной системе:
Стоимостные показатели зависят от оптимальных параметров МБ. С использованием этой модели была исследована сравнительная экономическая эффективность применения многоразового буксира на основе ЯЭРДУ мощностью порядка 1 МВт и одноразового буксира на основе перспективных жидкостных ракетных двигателей в программе обеспечения доставки с Земли на орбиту Луны высотой 100 км полезного груза суммарной массой 100 т/год. При использовании одной и той же ракеты-носителя грузоподъемностью, равной грузоподъемности РН «Протон-М», и двухпусковой схемы построения транспортной системы удельная стоимость доставки единицы массы полезного груза с помощью буксира на основе ядерного двигателя будет в три раза ниже, чем при использовании одноразовых буксиров на основе ракет с жидкостными двигателями типа ДМ-3.
Эффективный ядерный двигатель для космоса способствует решению экологических проблем Земли, полету человека к Марсу, созданию системы беспроводной передачи энергии в космосе, реализации с повышенной безопасностью захоронения в космосе особо опасных радиоактивных отходов наземной атомной энергетики, созданию обитаемой лунной базы и началу промышленного освоения Луны, обеспечению защиты Земли от астероидно-кометной опасности.
fb.ru
| Твердотопливный ракетный двигатель | &0000000000000002.5000001 — 4 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Гибридный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,5 — 4,2 | &0000000000001000.000000<0,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000003.000000> 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Однокомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000002.0000001 — 3 | &0000000000000003.1622780,1 — 100 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000003.000000~ 3 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Жидкостный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001,0 — 4,7 | &0000000000001000.0000000,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Ионный двигатель | &0000000000000112.50000015 — 210[16] | &0000000000000000.10000010−3 — 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 |
| Двигатель на эффекте Холла | &0000000000000029.0000008 — 50 | &0000000000000000.10000010−3 — 10 | &0000000009109894.427489месяцы/годы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[17] |
| Резисторный ракетный двигатель[en] | &0000000000000004.0000002 — 6 | &0000000000000000.31622810−2 — 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[18] |
| Электрический ракетный двигатель термический | &0000000000000010.0000004 — 16 | &0000000000000000.31622810−2 — 10 | &0000000000000060.000000минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[источник не указан 3019 дней] |
| Электростатический ракетный двигатель | &0000000000000115.000000100[19] — 130 | &-1-1-1-1000000000000.00003210−6[19] — 10−3[19] | &0000000009109894.427489месяцы/годы | ? | &&&&&&&&&&&&&&08.&&&&&08[19] |
| Пульсирующий плазменный двигатель | &0000000000000020.000000~ 20 | &0000000000000000.100000~ 0.1 | &0000000016099689.437998~2 000-10 000 ч | ? | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Двухрежимный ракетный двигатель | &0000000000000002.8500001 — 4,7 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000001.000000миллисекунды/минуты | &0000000000000006.000000~ 3 — 9 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07 |
| Солнечный парус | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 (давление света)145 — 750 (солнечный ветер) | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09 на 1 а. е.230 на 0,2 а. е.10−10 на 4 св. годах(для паруса площадью 1 км²) | неограниченно | &0000000000000040.000000> 40 | &0000000000000006.6670009, 6, 5 |
| Трехкомпонентный ракетный двигатель | &0000000000000003.9000002,5 — 5,3 | &0000000000001000.0000000,1 — 107 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000009.000000~ 9 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[20] |
| Магнитоплазмодинамический двигатель | &0000000000000060.00000020 — 100 | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000604800.000000недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[21] |
| Ядерный ракетный двигатель | &&&&&&&&&&&&&&09.&&&&&09[22] | &0000000010000000.000000107[22] | &0000000000000060.000000минуты[22] | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Электромагнитный ускоритель | &0000000000000015.0000000 — ~30 | &0000000001000000.000000104 — 108 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Тросовая система | — | &0000000001000000.0000001 — 1012 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000007.000000~ 7 | &&&&&&&&&&&&&&07.&&&&&07[23] |
| Прямоточный воздушно-реактивный двигатель | &0000000000000005.5000005 — 6 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | &0000000000000007.000000> 7? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06[24][25] |
| Двигатель с ожижением атмосферного воздуха | &&&&&&&&&&&&&&04.5000004,5 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000000007.745967секунды/минуты | ? | &&&&&&&&&&&&&&06.&&&&&06 |
| Пульсирующий индуктивный двигатель | &0000000000000045.00000010[26] — 80[26] | &&&&&&&&&&&&&020.&&&&&020 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05[26] |
| Электромагнитный ракетный ускоритель | &0000000000000155.00000010 — 300 | &0000000000000620.00000040 — 1,200 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Плазменный двигатель | &0000000000000070.00000010 — 130 | &0000000000000000.3162280.1 — 1 | &0000000000481054.840949дни/месяцы | &0000000000000100.000000> 100 | &&&&&&&&&&&&&&05.&&&&&05 |
| Солнечный ракетный двигатель | &0000000000000009.5000007 — 12 | &0000000000000010.0000001 — 100 | &0000000000604800.000000недели | &0000000000000020.000000> ~ 20 | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04[27] |
| Радиоизотопный ракетный двигатель | &0000000000000007.5000007 — 8 | &0000000000000001.4000001.3 — 1.5 | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Ядерный электрический ракетный двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&04.&&&&&04 |
| Проект «Орион» (ядерный «взрыволёт») | &0000000000000060.00000020 — 100 | &0000031622776601.683998109 — 1012 | &0000000000604800.000000несколько дней | &0000000000000045.000000~ 30 — 60 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[28][29] |
| Космический лифт | — | — | неограниченно | &0000000000000012.000000> 12 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Ракетный двигатель SABRE[en] | &0000000000000017.25000030/4,5 | &0000000000001000.0000000.1 — 107 | &0000000000000060.000000minutes | &&&&&&&&&&&&&&09.4000009,4 | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Магнитный парус | &0000000000000447.500000145 — 750 | &&&&&&&&&&&&&070.&&&&&070/40 тонн[30] | неограниченно | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Мини-магнитосферный плазменный двигатель[en] | &&&&&&&&&&&&0200.&&&&&0200 | &0000000000000400.000000~1 Н/кВт | &0000000002678400.000000месяцы | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03[31] |
| Лучевой (лазерный) двигатель | переменная | переменная | переменная | ? | &&&&&&&&&&&&&&03.&&&&&03 |
| Пусковая петля/космический мост | — | &0000000000010000.000000~104 | &0000000000000060.000000минуты | &0000000000000020.500000≫ 11 — 30 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Проект «Дедал» | &0000000000000510.00000020 — 1000 | &0000031622776601.683998109 — 1012 | &0000000031557600.000000годы | &0000000000015000.000000~ 15 000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Газофазный ядерный реактивный двигатель | &0000000000000015.00000010 — 20 | &0000000000031622.776602103 — 106 | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ядерный ракетный двигатель на гомогенном растворе солей ядерного топлива | &&&&&&&&&&&&0100.&&&&&0100 | &0000000000100000.000000103 — 107 | &0000000000001800.000000полчаса | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Парус на частицах ядерного распада | ? | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Ракетный двигатель на частицах ядерного распада | &&&&&&&&&&015000.&&&&&015 000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Фотонный двигатель | &&&&&&&&&0300000.&&&&&0300 000 | &-1-100000000000000.00316210−5 — 1 | &0000000099793893.488530годы/десятилетия | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Термоядерный ракетный двигатель | &0000000000000550.000000100 — 1000 | ? | ? | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Каталитический ядерный импульсный ракетный двигатель на антиматерии | &0000000000002100.000000200 — 4000 | ? | &0000000000228592.913276дни/недели | ? | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Межзвёздный прямоточный двигатель Бассарда | &0000000000010001.1000002.2 — 20 000 | ? | неограниченно | &0000000000030000.000000~30 000 | &&&&&&&&&&&&&&02.&&&&&02 |
| Варп-двигатель | > 300 000 | ? | ? | неограниченно | &&&&&&&&&&&&&&01.&&&&&01 |
ru-wiki.org
Алан Бонд со своей командой столкнулся с теми же проблемами, что и его предшественники: среди всего множества существующих типов воздушно-реактивных двигателей нет универсала, каждый из них отличается разной эффективностью, каждый хорош в своем диапазоне скоростей, обладает своего рода узкой специализацией. Турбореактивный двигатель отлично работает в диапазоне от 0 до 3 М, но разгон с его помощью до больших скоростей затруднителен: воздух при торможении в воздухозаборнике нагревается так сильно, что дальнейшее сжатие его компрессором приводит к росту температуры до величин, выходящих за пределы термостойкости материалов камеры сгорания и турбины. Прямоточный воздушно-реактивный двигатель и гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (последний отличается сверхзвуковым течением в камере сгорания) отлично работают на больших скоростях (Х-43А достиг 10 М), однако не работают на малых. Турборакетные двигатели обладают низким удельным импульсом и тяговооруженностью (они тяжелы для той тяги, что создают). В свое время большие надежды возлагали на двигатель со сжижением кислорода (LACE, Liquid Air Cycle Engine), в котором криогенное топливо идет через теплообменник, забирая тепло у набегающего потока до температуры сжижения воздуха, далее через сепаратор, где кислород отделяется от азота и подается в камеру сгорания. Однако такой двигатель тяжел, конструктивно сложен (прощай, надежность) и имеет повышенный расход топлива (водорода на охлаждение тратится больше, чем можно сжечь в камере сгорания с полученным жидким кислородом, а это потери удельного импульса). Впрочем, от LACE Алан Бонд решил позаимствовать идею охлаждать воздушный поток в теплообменнике.
Одна из самых сложных и важных деталей SABRE — криогенный теплообменник. Он должен практически мгновенно охлаждать входящий воздух, который нагревается при сжатии до 1000 ˚C, до температуры порядка -140 ˚C. До сих пор это никому не удавалось.
В итоге инженеры пришли к необходимости комбинированной силовой установки из разных двигателей, в которой каждый работает на своем участке (например, для старта используется турбореактивный, для высокоскоростного разгона — прямоточный, для внеатмосферного полета — ракетный). Ракетный двигатель — необходимый компонент коктейля, остальные по вкусу, в разных комбинациях. Однако это порождает определенные проблемы: на всех режимах полета нужно везти мертвый груз в виде двигателя для другого участка траектории, растет аэродинамическое сопротивление из-за сопел неработающих двигателей. Альтернатива — гибридная силовая установка, которая сочетает в себе качества (и агрегаты) всех типов двигателя. Сопло ведь нужно всем? Так зачем тащить несколько, используем одно для всех. Воздухозаборник нужен всем, кроме ракетного? Используем один, а потом закроем заподлицо, чтобы сопротивления не создавал. В этом направлении и двигалась мировая конструкторская мысль (даже силовая установка самолета SR-71 Blackbird — гибрид турбореактивного и прямоточного двигателей, некоторые зенитные ракеты используют ракетно-прямоточный).
Двигатель компании Reaction Engines — SABRE — вполне подходит на роль ключевой технологии, с помощью которой можно разрубить гордиев узел противоречий и реализовать одноступенчатый воздушно-космический аппарат. Этот гибрид сочетает в себе качества турбореактивного (хотя турбину компрессора крутят не выхлопные газы, а горячий гелий в замкнутом цикле), прямоточного и ракетного двигателей и работает с достаточной эффективностью на всех участках траектории, от взлетной полосы до орбиты. Расчеты Reaction Engines показывают, что в случае применения ЖРД общий вес корабля и полезной нагрузки должен составлять 13% от стартового веса для вывода полезной нагрузки 15 т на низкую опорную орбиту. Двигатель SABRE позволяет при тех же условиях довести вес корабля с полезной нагрузкой до 22% - цифра вполне достижимая при современном уровне технологий.
Революционный двигатель SABRE разрабатывается Reaction Engines при поддержке BAE Systems. Ожидается, что он сможет поднять самолет в воздух и разогнать его до 5 М, после чего перейдет в реактивный режим работы — для скоростей до 25 М.
SABRE, как и его предшественник RB545, — гибридный воздушно-реактивный двигатель с предохлаждением потока. Здесь, как и в LACE, за воздухозаборником стоит криогенный теплообменник, однако входящий поток не сжижается, всего лишь охлаждаясь до низких температур. Далее воздух с температурой порядка -140 °С (до этого он нагрелся при торможении свыше 1000 °С) поступает в простой турбокомпрессор из легких сплавов (низкая температура воздушного потока позволила облегчить его на три четверти по сравнению с компрессором турбореактивного двигателя), сжимающий газы до давления камеры сгорания, в которой газообразный воздух смешивается с жидким водородом. При выходе из плотных слоев атмосферы воздухозаборник запирается створками, а камера сгорания питается жидким кислородом из внутренних баков. Поскольку расход водорода на охлаждение больше, чем окислителя в полученном воздухе, избыток (2/3 потока, прошедшего теплообменник) дожигается во втором контуре, смешиваясь с той частью воздуха, которая не поступила в теплообменник.
Однако принципиальная схема по сравнению с RB545 несколько изменилась: добавилась промежуточная петля с жидким гелием — теперь водород охлаждает гелий, а гелий уже отбирает тепло у воздуха и, нагревшись, крутит турбину компрессора и насосов, после чего поступает на повторное охлаждение. Это позволило избежать проблем водородной хрупкости в температурно-напряженном теплообменнике воздухозаборника. Компоновка космического аппарата тоже изменилась: тонкое веретено корпуса оснащено треугольным крылом со слегка искривленными мотогондолами на его концах.
| Первый полет самолета братьев Райт, оснащенного двигателем |
| Появление одного из самых массовых транспортных самолетов в истории, Douglas DC-3 |
| Начало коммерческой эксплуатации реактивного пассажирского авиалайнера de Havilland Comet |
| Запуск первого в мире коммерческого спутника Telstar 1 |
| Турбореактивные двухконтурные двигатели делают Boeing 747 первым дальнемагистральным широкофюзеляжным пассажирским самолетом |
| Начало полетов кораблей Space Shuttle |
| Начало разработки SABRE |
| Успешное решение проблемы обледенения воздухозаборника |
| Успешные испытания теплообменника для системы предварительного охлаждения |
| Британское правительство направляет на поддержку проекта 50 млн фунтов стерлингов |
| BAE Systems инвестирует в Reaction Engines 20 млн фунтов для создания и испытаний прототипа |
История создания SABRE — это прежде всего история разработки и совершенствования теплообменника, поскольку все завязано на его характеристики. Он должен извлечь из воздуха до 400 МВт тепла, при этом иметь минимальный вес, малые габариты, малое гидравлическое сопротивление (чтобы обеспечить заданный расход хладагента без установки тяжелых насосов), работать в условиях громадного перепада температур и давлений, сохранив целостность на протяжении всего жизненного цикла аппарата, и быть технологичным в изготовлении. По словам Алана Бонда, современные промышленные теплообменники такой мощности имеют вес в 30 раз больше, чем допустимо для применения на борту одноступенчатого космического аппарата (18 т против 600 кг, заложенных в конструкцию SABRE). Ответ, как часто бывает, подсказала природа. Жабры рыб имеют разветвленную систему капилляров, в которых более тонкая сеть трубочек вливается в толстые сосуды. Это оказалось именно тем решением, которое позволяет снизить сопротивление току жидкости при достаточной площади теплообмена. Существующие теплообменники, как правило, имеют набор трубок равного диаметра, в новой же конструкции применяются изогнутые тонкостенные трубки диаметром 0,9 мм с толщиной стенок 30 нм из сплава Inсonel 718, которые соединяют основные трубопроводы большего диаметра. Для изготовления применяется пайка, а отверстия в основных трубопроводах прожигаются лазером. Был изготовлен опытный образец теплообменника, который поместили перед установленным на стенде реактивным двигателем Rolls-Royce Viper. Инженеры провели цикл наземных испытаний, в которых модуль прошел 200 рабочих циклов по 5 минут каждый — больше, чем за планируемый жизненный цикл аппарата Skylon.
Схема SKYLON 1. Керамический обтекатель; 2. Носовые стабилизаторы; 3. Бак с жидким кислородом; 4. Бак с жидким водородом; 5. Грузовой отсек; 6. Блок управления; 7. Воздухозаборник; 8. Теплообменник; 9. Двигатель SABRE; 10. Орбитальные маневровые двигатели.
При охлаждении воздуха до -140 °С неизбежно возникает проблема обледенения: весь пар (а при этой температуре уже не только пар, но и углекислый газ), который содержался в окружающем воздухе, превращается в лед. При первом пробном запуске теплообменник за считаные секунды покрылся сплошной коркой льда, который полностью забил все каналы для воздуха. По заявлению Reaction Engines, в настоящее время проблема решена, однако компания избегает даже малейших намеков на то, каким образом это удалось, ссылаясь на коммерческую тайну. Некоторое представление можно получить, посмотрев, как с обледенением справлялись в проекте RB545. Охлаждение потока там проводилось в две стадии: первый теплообменник охлаждал воздух до +10 °С, превращая почти весь пар в туман, а затем впрыск жидкого кислорода моментально снижал температуру потока до -50 °С. Вся оставшаяся влага (перед этим опционально стоял еще влагоуловитель) моментально превращалась в мелкодисперсные кристаллы льда, не намерзая на трубки теплообменника.
Поскольку двигатель обладает высокой термодинамической эффективностью, разработчики использовали простой и легкий осесимметричный воздухозаборник с двухскачковой системой торможения воздушного потока с повышением его давления до 1,3 бара. Альтернативой был вариант с плоским клином сжатия, представленный на эскизах HOTOL. Он обладает большей эффективностью (большее число косых скачков уплотнения минимизирует потери полного давления на входе), однако при изменении числа Маха необходимо регулировать углы наклона множества поверхностей, чтобы все скачки сошлись в одну точку. Эта механизация с шарнирами и приводами тянет за собой дополнительный вес. В осесимметричном двухскачковом воздухозаборнике задача решается только перемещением конуса взад-вперед.
www.popmech.ru
2 марта 2018 г. 12:02:04
Статья не новая, но актуальности не потеряла.
Россия была и сейчас остается лидером в области ядерной космической энергетики. Опыт проектирования, строительства, запуска и эксплуатации космических аппаратов, оснащенных ядерным источником электроэнергии, имеют такие организации, как РКК «Энергия» и «Роскосмос». Ядерный двигатель позволяет эксплуатировать летательные аппараты многие годы, многократно повышая их практическую пригодность.
Использование ядерной энергетики в космосе перестало быть фантастикой еще в 70-х годах прошедшего столетия. Первые ядерные двигатели в 1970-1988 запускались в космос и успешно эксплуатировались на космических аппаратах (КА) наблюдения «УС-А». В них применялась система с термоэлектрической ядерно-энергетической установкой (ЯЭУ) «Бук» электрической мощностью 3 кВт. В 1987-1988 два аппарата «Плазма-А» с термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз» мощностью 5 кВт прошли летно-космические испытания, во время которых впервые было осуществлено питание электроракетных двигателей (ЭРД) от ядерного источника энергии. Выполнен комплекс наземных ядерно-энергетических испытаний термоэмиссионной ядерной установкой «Енисей» мощностью 5 кВт. На основе этих технологий разработаны проекты термоэмиссионных ЯЭУ мощностью 25-100 кВт.
РКК «Энергия» в 70-х приступила к научно-практическим изысканиям, целью которых было создать мощный ядерный космический двигатель для межорбитального буксира (МБ) «Геркулес». Работы позволили сделать задел на многие годы в части ядерной электроракетной двигательной установки (ЯЭРДУ) с термоэмиссионной ЯЭУ мощностью несколько – сотен киловатт и электроракетных двигателей единичной мощностью десятки и сотни киловатт. Проектные параметры МБ «Геркулес»: полезная электрическая мощность ЯЭУ – 550 кВт; удельный импульс ЭРДУ – 30 км/с; тяга ЭРДУ – 26 Н; ресурс ЯЭУ и ЭРДУ – 16 000 ч; рабочее тело ЭРДУ – ксенон; масса (сухая) буксира – 14,5-15,7 т, в том числе ЯЭУ – 6,9 т. Новейшее время В XXI веке настало время создать новый ядерный двигатель для космоса. В октябре 2009 года на заседании Комиссии при президенте РФ по модернизации и технологическому развитию экономики России был официально утвержден новый российский проект «Создание транспортно-энергетического модуля с использованием ядерной энергодвигательной установки мегаваттного класса». Головными разработчиками являются:
- Реакторной установки – ОАО «НИКИЭТ».
- Ядерно-энергетической установки с газотурбинной схемой преобразования энергии, ЭРДУ на основе ионных электроракетных двигателей и ЯЭРДУ в целом – ГНЦ «Исследовательский центр им. М. В. Келдыша», который является также ответственной организацией по программе разработки транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) в целом.
- РКК «Энергия» в качестве генерального конструктора ТЭМ должна разработать автоматический аппарат с этим модулем.
Новый ядерный двигатель для космоса Россия планирует запустить в коммерческую эксплуатацию в ближайшие годы. Предполагаемые характеристики газотурбинной ЯЭРДУ следующие. В качестве реактора используется газоохлаждаемый реактор на быстрых нейтронах, температура рабочего тела (смесь He/Xe) перед турбиной - 1500 К, КПД преобразования тепловой в электрическую энергию - 35%, тип холодильника-излучателя – капельный. Масса энергоблока (реактор, радиационная защита и система преобразования, но без холодильника-излучателя) – 6 800 кг.
Космические ядерные двигатели (ЯЭУ, ЯЭУ совместно с ЭРДУ) планируется использовать:
- В составе будущих космических транспортных средств.
- Как источников электроэнергии для энергоемких комплексов и космических аппаратов.
- Для решения первых двух задач в транспортно-энергетическом модуле по обеспечению электроракетной доставки тяжелых космических кораблей и аппаратов на рабочие орбиты и дальнейшее длительное энергоснабжение их аппаратуры.
Основывается либо на синтезе ядер, либо на использовании энергии деления ядерного топлива для формирования реактивной тяги. Различают установки импульсно-взрывного и жидкостного типов. Взрывная установка выбрасывает в космос миниатюрные атомные бомбы, которые детонируя на расстоянии нескольких метров, взрывной волной толкают корабль вперед. На практике такие устройства пока не используются. Жидкостные ядерные двигатели, напротив, давно разработаны и испытаны. Еще в 60-х годах советские специалисты сконструировали работоспособную модель РД-0410. Подобные системы разрабатывались и в США. Их принцип основан на нагревании жидкости ядерным мини-реактором, она превращается в пар и формирует реактивную струю, которая и толкает космический аппарат. Хотя устройство называют жидкостным, в качестве рабочего тела, как правило, используют водород. Еще одно назначение ядерных космических установок – питание электрической бортовой сети (приборов) кораблей и спутников.
На данный момент ведутся работы по ядерному двигателю для космоса, который планируется использовать в тяжелых аппаратах космической связи. РКК «Энергия» были выполнены исследования и проектные разработки системы глобальной космической связи экономически конкурентоспособной с дешевой сотовой связью, что предполагалось достичь переносом «телефонной станции» с Земли в космос. Предпосылками к их созданию являются: практически полное заполнение геостационарной орбиты (ГСО) работающими и пассивными спутниками; исчерпание частотного ресурса; положительный опыт создания и коммерческого использования информационных геостационарных спутников серии «Ямал». При создании платформы «Ямал» новые технические решения составили 95%, что и позволило таким аппаратам стать конкурентоспособными на мировом рынке космических услуг. Предполагается замена модулей с технологическим связным оборудованием примерно каждые семь лет. Это позволило бы создавать системы из 3-4 тяжелых многофункциональных спутников на ГСО с увеличением потребляемой ими электрической мощности. Первоначально были спроектированы КА на основе солнечных батарей мощностью 30-80 кВт. На следующем этапе в качестве источника электроэнергии планируется использовать ядерные двигатели на 400 кВт с ресурсом до одного года в транспортном режиме (для доставки базового модуля на ГСО) и 150-180 кВт в режиме длительного функционирования (не менее 10-15 лет).
Выполненные РКК «Энергия» в конце 90-х проектные исследования показали, что в создании антиметеоритной системы защиты Земли от ядер комет и астероидов ядерно-электрические установки и ЯЭРДУ могут быть использованы для: Создания системы мониторинга траекторий астероидов и комет, пересекающих орбиту Земли. Для этого предлагается расставить специальные космические аппараты, оснащенные оптической и радиолокационной аппаратурой для обнаружения опасных объектов, вычисления параметров их траекторий и первичного исследования их характеристик. В системе может быть задействован ядерный космический двигатель с двухрежимной термоэмиссионной ЯЭУ мощностями от 150 кВт. Ее ресурс должен быть не менее 10 лет. Испытания средств воздействия (взрыв термоядерного устройства) на полигонном безопасном астероиде. Мощность ЯЭРДУ для доставки испытательного устройства к астероиду-полигону зависит от массы доставляемого полезного груза (150-500 кВт). Доставки штатных средств воздействия (перехватчика суммарной массой 15-50 т) к приближающемуся к Земле опасному объекту. Потребуется ядерный реактивный двигатель мощностью 1-10 МВт для доставки к опасному астероиду термоядерного заряда, поверхностный взрыв которого за счет реактивной струи материала астероида сможет отклонить его от опасной траектории.
Доставка научного оборудования к космическим объектам (дальним планетам, периодическим кометам, астероидам) может осуществляться с использованием космических ступеней на основе ЖРД. Применять ядерные двигатели для космических аппаратов целесообразно, когда ставится задача выхода на орбиту спутника небесного тела, прямого контакта с небесным телом, отбора проб веществ и прочих исследований, требующих увеличения массы исследовательского комплекса, включения в него посадочной и взлетной ступеней.
Ядерный двигатель для космических кораблей исследовательского комплекса позволит расширить «окно старта» (вследствие управляемой скорости истечения рабочего тела), что упрощает планирование и снижает цену проекта. Исследования, выполненные РКК «Энергия», показали, что ЯЭРДУ 150 кВт с ресурсом до трех лет является перспективным средством доставки космических модулей в пояс астероидов. В то же время доставка исследовательского аппарата на орбиты дальних планет Солнечной системы требует увеличения ресурса такой ядерной установки до 5-7 лет. Доказано, что комплекс с ЯЭРДУ мощностью порядка 1 МВт в составе исследовательского КА позволит обеспечить ускоренную доставку за 5-7 лет на орбиты искусственных спутников наиболее удаленных планет, планетоходов на поверхность естественных спутников этих планет и доставку на Землю грунта с комет, астероидов, Меркурия и спутников Юпитера и Сатурна. Многоразовый буксир (МБ) Одним из важнейших способов повышения эффективности транспортных операций в космосе является многоразовое использование элементов транспортной системы. Ядерный двигатель для космических кораблей мощностью не менее 500 кВт позволяет создать многоразовый буксир и тем самым значительно повысить эффективность многозвенной космической транспортной системы. Особенно полезна такая система в программе обеспечения больших годовых грузопотоков. Примером может стать программа освоения Луны с созданием и обслуживанием постоянно наращиваемой обитаемой базы и экспериментальных технологических и производственных комплексов.
Согласно проектным проработкам РКК «Энергия», при строительстве базы на поверхность Луны должны доставляться модули массой порядка 10 т, на орбиту Луны – до 30 т. Суммарный грузопоток с Земли при строительстве обитаемой лунной базы и посещаемой лунной орбитальной станции оценивается в 700-800 т, а годовой грузопоток для обеспечения функционирования и развития базы – 400-500 т. Однако принцип работы ядерного двигателя не позволяет разогнать транспортник достаточно быстро. Из-за длительного времени транспортировки и, соответственно, значительного времени нахождения полезного груза в радиационных поясах Земли не все грузы могут быть доставлены с использованием буксиров с ядерным двигателем. Поэтому грузопоток, который может быть обеспечен на основе ЯЭРДУ, оценивается лишь в 100-300 т/год.
В качестве критерия экономической эффективности межорбитальной транспортной системы целесообразно использовать значение удельной стоимости транспортировки единицы массы полезного груза (ПГ) с поверхности Земли на целевую орбиту. РКК «Энергия» была разработана экономико-математическая модель, учитывающая основные составляющие затрат в транспортной системе: на создание и выведение на орбиту модулей буксира; на закупку рабочей ядерной установки; эксплуатационные затраты, а также расходы на проведение НИОКР и возможные капитальные затраты. Стоимостные показатели зависят от оптимальных параметров МБ. С использованием этой модели была исследована сравнительная экономическая эффективность применения многоразового буксира на основе ЯЭРДУ мощностью порядка 1 МВт и одноразового буксира на основе перспективных жидкостных ракетных двигателей в программе обеспечения доставки с Земли на орбиту Луны высотой 100 км полезного груза суммарной массой 100 т/год. При использовании одной и той же ракеты-носителя грузоподъемностью, равной грузоподъемности РН «Протон-М», и двухпусковой схемы построения транспортной системы удельная стоимость доставки единицы массы полезного груза с помощью буксира на основе ядерного двигателя будет в три раза ниже, чем при использовании одноразовых буксиров на основе ракет с жидкостными двигателями типа ДМ-3.
Эффективный ядерный двигатель для космоса способствует решению экологических проблем Земли, полету человека к Марсу, созданию системы беспроводной передачи энергии в космосе, реализации с повышенной безопасностью захоронения в космосе особо опасных радиоактивных отходов наземной атомной энергетики, созданию обитаемой лунной базы и началу промышленного освоения Луны, обеспечению защиты Земли от астероидно-кометной опасности.
Источник: https://aftershock.news
dz-online.ru
