Лунный рубеж

Дополнительной проблемой становится необходимость плотной упаковки под обтекатель ракеты всей конструкции при старте с Земли и её развёртывание в рабочее положение уже в космосе. Огромное количество гибких соединений трубопроводов охлаждения, множество шарниров и фиксаторов панелей - всё это сильно понижает надёжность, что для космоса совершенно недопустимо. Поэтому "Зевс" на картинках выше со 100% вероятностью никуда и никогда не полетит. Как макет для отработки технологий он сгодится, но не более того.

Что делать?

Работать дальше. Перспективных направления всего два:

1. Повышение КПД термоэлектрического генератора

2. Снижение сложности системы охлаждения при сохранении её эффективности.

Повышение КПД термоэлектрического генератора

Один из вариантов - использовать термофотовольтаику

Применяемый в плутониевой электрической батарее принцип преобразования энергии ядерного распада в электрическую называют термофотовольтаическим [4]. Альфа-источник окружён вакуумной капсулой, внешние стенки которой покрыты слоем наночастиц. Тепло от ионизирующего излучения нагревает капсулу до 1500 К, заставляя её поверхность светиться. Чувствительные и адаптированные к среде фотоэлементы, окружающие капсулу и способные выдерживать колоссальный нагрев окружающей температуры, улавливают эти изменения спектра.

Если кому-то не нравится плутоний, есть другой изотоп никель-63.

Используемый в новой атомной батарее 63Ni – наиболее перспективный радионуклид в бета-вольтаике: средняя энергия бета-частиц 63Ni 17,5 кэВ (и максимальная энергия 67 кэВ), период полураспада 100,1 лет; к нему можно создать физическую защиту от мягкого бета-излучения источника в миниатюрном элементе питания.

Такой "ритэг" разрабатывается для миниатюрных устройств, но нет никаких препятствий для масштабирования "вверх"

Был создан прототип автономного радиоизотопного источника питания средней мощности на основе узкозонных полупроводниковых термофотовольтаических материалов с КПД преобразования теплового излучения (ближнего ИК-диапазона) не ниже 15%. Это более чем в 2 раза превосходит КПД преобразования радиоизотопных источников питания, выполненных по технологии радиоизотопных термоэлектрических генераторов (РИТЭГ).

КПД термофотовольтаики может быть выше при повышении температуры и достигать 44%

Термофотовольтаические элементы функционируют аналогично фотоэлектрическим элементам, которые чаще всего называют солнечными элементами. Термофотовольтаика использует инфракрасные фотоны, которые обладают меньшей энергией, для преобразования электромагнитного излучения в электричество, в отличие от фотонов видимого света, которые обладают большей энергией.

Новое устройство команды разработчиков демонстрирует эффективность преобразования энергии в 44% при температуре 1435°C, что соответствует требуемому диапазону от 1200°C до 1600°C для высокотемпературного накопления энергии. При таких температурах она превышает 37%, достигнутые в предыдущих разработках.

Понятно, что такие температуры для обеспечения "космической надёжности" не нужны, необходимо ограничится температурным максимумом в 900 градусов, как в крылатой ракете "Буревестник", но даже в этом случае КПД в 20-25% будут ОЧЕНЬ хорошим показателем. Характеристики реактора-нагревателя ПВРД КР "Буревестник":

Тепловая мощность, по открытом данным, составляет 768 киловатт, что позволяет нагревать воздух в рабочей камере двигателя до 850 градусов Цельсия, что вполне хватает для полёта на маршевой скорости 270-300 метров в секунду

Даже 20% КПД преобразования термофотовольтаики дадут 768*0,2=153,6 киловатт электрической мощности. Если добавить "обычные" термопары с их КПД 6%, то гарантированно можно получит КПД 25%, а это уже 192 киловатта, что хватит для мощных плазменных двигателей и достижения скоростей более 100 километров в секунду.

Снижение сложности системы охлаждения при сохранении её эффективности.

Куда девать 768-192=576 киловатт тепла? При весьма простой конструкции системы охлаждения без множества шарниров и гибких соединений? Следует сразу уточнить, почему в проекте "Зевс" отказались от схемы "паровая турбина - генератор". Причин, по большому счёту, всего три

1. большой вес

2. неизбежные вибрации при работе

3. сложности обеспечения надёжности в условиях беспрерывной работы на протяжении нескольких лет

Большой вес бортовой мини-АЭС, как и при использовании мощного РИТЭГ, в основном состоит из веса системы охлаждения, преобразующей избыточную тепловую мощность в инфракрасное излучение. Только так на данный момент можно обеспечить охлаждение в условиях вакуума - как обязательное условие работы любой тепловой машины.

Но даже отказ от турбогенератора, работающего на высоком давлении пара и требующего соответствующей системы охлаждения, лишь уменьшил вес, а не сложность холодильника. Ведь надо обеспечить достаточную площадь панелей-излучателей, для эффективного сброса тепла. Здесь работает ещё один беспощадный закон природы, названный человечеством законом Стефана-Больцмана.

Зако́н Сте́фана — Бо́льцмана (закон Стефана, закон излучение Стефана — Больцмана) — интегральный закон излучения абсолютно чёрного тела. Он определяет зависимость плотности мощности излучения абсолютно чёрного тела от его температуры.

В словесной форме его можно сформулировать следующим образом:

Полная объёмная плотность равновесного излучения и полная испускательная способность абсолютно чёрного тела пропорциональны четвёртой степени его температуры

Как это будет выглядеть, хорошо показано в первом фильме "Аватар", в сцене прибытия космического корабля на орбиту вокруг планеты Пандора - светящиеся красным большие "крылья" это и есть холодильники с температурой хладагента в несколько сот градусов Цельсия. Пока такие холодильники, десятки лет пути от одной звезды к другой эффективно работающие без поломок, это даже не фантастика, а что-то на уровне фентези.

До мощностей, позволяющих запитать ионные/плазменные двигатели межзвёздного корабля, путь неблизкий, но надо с чего-то начинать. В первой части упоминалась двигательная остановка на основе РИТЭГ крылатой ракеты "Буревестник", где надо обеспечить сброс почти полумегаватта излишней тепловой мощности.

При этом система охлаждения должна быть гораздо проще холодильника, предложенного на рендерах проекта "Зевс". Можно ли это обеспечить? Можно, если использовать принцип эквивалентности

Принцип эквивалентности сил гравитации и инерции — эвристический принцип, использованный Альбертом Эйнштейном при выводе общей теории относительности. Его краткая формулировка: гравитационная и инертная массы любого тела равны.

Все физические явления в гравитационном поле происходят совершенно так же, как и в соответствующем поле сил инерции, если напряжённости обоих полей в соответствующих точках пространства совпадают, а начальные условия одинаковы для всех тел замкнутой системы

Поле сил инерции для космического корабля обеспечить весьма просто. Для того надо "всего лишь" обеспечить равноускоренное движение. Что является побочным фактором непрерывной работы двигателей космического корабля.

Именно плазменные/ионные двигатели способны работать годами, обеспечивая небольшое, но постоянное ускорение. В этом случае для охлаждения РИТЭГ можно эффективно использовать тепловую трубу

Теплова́я тру́бка, теплова́я тру́ба, теплотру́бка (англ. heat pipe) — элемент системы теплообмена, принцип работы которого основан на том, что в закрытых трубках из теплопроводящего металла (например, меди) и других материалов находится легкокипящая жидкость. Перенос тепла происходит за счёт того, что жидкость испаряется на горячем конце трубки, поглощая теплоту испарения, и конденсируется на холодном, откуда перемещается обратно на горячий конец.

Повышению КПД охлаждения способствует эмуляция гравитации за счёт равноускоренного движения. Для этого нагреватель (часть испарения) надо разместить в нижней части тепловой трубы, относительно вектора движения, а охладитель (часть конденсации) в передней части.

РИТЭГ с фотовольтаическим преобразователем размещён в основании большой тепловой трубы, при старте с Земли сложенной, как телескопическая антенна. В сечении тепловая труба может быть не круглой, а фигурной, с формованными рёбрами-охладителями. Нужны фиксаторы тепловой трубы в раздвинутом состоянии, внутренние усилители жёсткости и вообще тепловая труба может раздвигаться наоборот - широкой частью вперёд.

Что за рабочее тело может быть использовано для переноса тепла от горячей части тепловой трубы к холодной? Самая обычная, но сверхчистая вода - H2О или D2O (тяжёлая вода для схемы с реактором). При старте с Земли вода полностью заполняет внутренний объём сложенной тепловой трубы, на НОО включается РИТЕГ на малую мощность, начинается парообразование, и сила пара раздвигает тепловую трубу в рабочее положение.

Ключевое требование - одновременно начинают работать плазменные двигатели, обеспечивая то самое поле сил инерции, осаживающее воду к РИТЭГ.

БЕЗ работы двигателей и равноускоренного движения такой охладитель работать не будет!

При этом над слоем кипящей воды в тепловой трубе образовывается "атмосфера" из водяного пара с давлением не выше атмосферного. Силы инерции обеспечивают падение капель конденсата в нижнюю часть тепловой трубы и цикл охлаждения повторяется.

Вода как охладитель удобна не только большой теплотой парообразования, но и возможностью использования какрабочего тела в ионном/плазменном двигателей. Сверхчистая вода электричества почти не приводит, обладает энергией ионизации 12,6 электрон-Вольт, что всего на 4% более энергии ионизации ксенона Xe равной 12,3 электрон-вольт, используемого сейчас как рабочее тело ионных/плазменных двигателей.

Фактически, в двигатели пойдёт не вода, а пар, возможно дополнительно нагретый в пароперегревателе.

Так же вода - одно из самых распространённых веществ в Солнечной системе и проблем с заправкой везде, кроме Венеры, не будет. Достаточно добыть воду с поверхности, очистить и поднять на орбиту. Да, на Меркурии то же есть лёд в полярной области. На Луне лёд есть везде в грунте, а в районе экватора даже в жидком виде на глубине в несколько сот метров.Ядерный буксир с модифицированным РД-0410 рабочее тело - аммиак.

Кроме воды и ксенона, есть ещё одно рабочее тело - аммиак, который можно использовать в ядерном двигателе, фактически являющемся модернизированным советским ядерным двигателем РД-0410, разработанным и испытанным ещё в 1970-х годах. Современные материалы позволяют улучшить тяговые и весовые параметры, что можно сделать в два этапа.

Первый этап – комбинированный низкотемпературный ЯРД

1. Концепция и преимущества

Ключевая идея: Гибридная двигательная установка, сочетающая:

Высокоэффективный ядерный двигатель на аммиаке (для межорбитального перелёта).

Ключевая конструктивная особенность - совмещение низкотемпературной каталитической секции разложения аммиака с системой внешнего охлаждения реактора, для предотвращения нагрева конструкций буксира.

Компромисс производительности: Решение ограничить температуру второй ступени 1200°C является консервативным для первого этапа.

Принципиальная схема двухступенчатого реактора

Каталитический разлагатель аммиака (1-я ступень):

Сырьё: Жидкий аммиак (NH).

Процесс: Аммиак подаётся в блок, окружающий реактор, заполненный катализатором (Ni, Fe). При температуре 400-600°C и давлении происходит гетерогенное каталитическое разложение:

2NH (ж.) + Кат. N (г.) + 3H (г.)

Преимущество: Эта реакция идёт с поглощением тепла (эндотермическая), но катализатор радикально снижает энергию активации. Мы получаем готовую газовую смесь с низкой молекулярной массой, не тратя колоссальную энергию на её нагрев до температур самостоятельного разложения (~1200°C).

Высокотемпературный нагреватель (2-я ступень):

Сырьё: Готовая смесь азота и водорода (в соотношении 1:3 по объёму).

Процесс: Эта смесь поступает в активную зону ядерного реактора, где нагревается до максимально возможной температуры (1200°C и выше).

Результат: на второй ступени нагревается не "тяжёлый" аммиак, а "лёгкая" водородно-азотная смесь. Это позволяет достичь рекордных для данного рабочего тела значений удельного импульса. Нагрев готовой лёгкой смеси позволяет выйти на значения Isp ~750-800 с, что всего на 10-15% ниже, чем у чистого водорода, но при этом мы используем гораздо более удобный в хранении аммиак.

Форсажную камеру на перекиси водорода (для стартового манёвра с НОО Земли).

Физика процесса:

· Каталитическое разложение перекиси: 2HO 2HO + O (Выделяется газообразный кислород).

· Подача аммиака в "форсажную" камеру: Аммиак предварительно разлагается в каталитическом блоке ЯРД на смесь N + 3H.

· Химическое горение в камере: Водород из основного потока смешивается с кислородом от перекиси и сгорает: 2H + O 2HO + Энергия.

Создание тяги: Образовавшаяся смесь перегретого водяного пара, азота и несгоревших компонентов истекает через сопло.

Преимущества:

· Надёжность: Каталитическое разложение перекиси водорода — простой и отработанный процесс.

· Эффективность: Сброс форсажной системы (бак+катализатор) после использования снижает массу буксира.

· Безопасность: Аммиак и перекись водорода стабильны при хранении.

2. Расчёт параметров

Исходные данные:

· Стартовая масса на НОО: 20 000 кг.

· Полезная нагрузка: 2 000 кг.

· Сухая масса ЯРД: 8 000 кг.

· Масса системы форсажа (бак, катализатор, арматура): 700 кг.

· Масса перекиси водорода (HO): 1 300 кг.

· Масса аммиака: 8 000 кг.

Режимы работы:

Частично ядерный форсажный режим (старт с НОО):

Топливо: HO + часть аммиака (для дожигания водорода).

Удельный импульс: 330 с.

Прирост скорости deltaVфорсаж=3300ln(1800020000)347 м/с.

Сброс системы форсажа после манёвра.

Ядерный режим (перелёт к Луне):

Топливо: Аммиак (разложенный на N + 3H).

Удельный импульс: 650 с.

Прирост скорости deltaVяд=6370ln(1000018000)63700.5883745 м/с

Суммарная характеристическая скорость deltaVобщ=347+37454092 м/с.

Достаточно для миссии с запасом на коррекции орбиты.

Схема работы буксира

Этап 1: Старт с НОО Земли

1. Запуск форсажной камеры.

2. Разложение HO на катализаторе:

3. 2H2O22H2O+O2.

4. Подача аммиака в камеру, дожигание водорода с кислородом.

5. Сброс системы форсажа (бак+каталиатор) после набора скорости.

Этап 2: Перелёт к Луне

1. Работа ядерного двигателя на смеси N + H.

2. Торможение у Луны с использованием ЯРД.

3. Возможна дозаправка аммиаком на орбите Луны для других миссий

Сравнение с альтернативами

Параметр - Чисто ядерный буксир - Гибридный буксир

Стартовая масса - 20 000 кг - 20 000 кг

Полезная нагрузка - 2 000 кг - 2 000 кг

deltaV - ~4500 м/с - ~4092 м/с