Comments 16
было бы прикольно, если бы авторы этих разработок также указывали хотя бы примерную стоимость создания как опытного образца, так и стоимость при "массовом" производстве.. как бы это один из ключевых моментов, или "мы за ценой не постоим?" )
Кстати, да. В части патентов указано - что, мол, это дешево, дешевле, че предыдущие. А дешево - это миллиард или 100 миллионов?:)
Привязной дирижабль - это реально дёшево, но недолговечно, и не очень полезно по сравнению с вертолётом. Потому что из-за низкой плотности атмосферы грузоподъёмность у этого дирижабля будет маленькой, из-за этого его и высоко поднять не выйдет - длинную привязь он не сможет поднять. Плотность атмосферы на экваторе Марса - всего 17-20 г/м3 в зависимости от сезона. Дирижабль длиной 10 метров, наполненный водородом, будет иметь подъёмную силу всего лишь 2.3Н, что соответствует массе 240г на Земле и 630г на Марсе. С такой массой и оболочку-то трудно сделать, не говоря о сколько-нибудь полезной нагрузке. Из-за неизбежного просачивания водорода он быстро потеряет подъёмную силу, а сколько нибудь сильный ветер легко порвёт тонкую оболочку. А вот свободнолетающий дирижабль или воздушный шар - это может быть интересно, если снабдить его очень лёгкими средствами связи, например оптическим отражателем с модулируемой отражающей способностью, который сможет передавать данные отражением лазерного луча с марсохода или даже спутника.
Интересный момент там "отводить тепло непосредственно в окружающую среду (например, в космическое пространство или марсианскую/лунную атмосферу).".
Ладно по Марсу, а о какой атмосфере Луны речь? Там или в полярные кратеры с вечной тьмой ставить и огромные излучающие радиаторы, или в грунт врывать многокилометровую систему рассеивания тепла. Правда вопрос передачи тепла от реактора к радиатору даже не поднимался, а он тоже большой будет
Ключевая особенность этого реактора - он очень высокотемпературный. А значит и радиатор тоже может иметь температуру в сотни градусов Цельсия, и быть небольшим, даже при чисто лучевом способе охлаждения, тем более, что и сам реактор маломощный. Никаких многокилометровых конструкций.
Я о том, что есть физический предел теплопереноса. Если нужно отвести много тепла, простым контактом с металлом уже не отделаться - нужно теплоемкое рабочее тело с насосом, а лучше компрессорное охлаждение на межагрегатном переходе теплоносителя.
Если перейти уже к конечному радиатору - если по излучению, то на спутниках с крошечными РИТЭГами радиатор занимает примерно 70% массы спутника. Например на Орионе -1 при жалких 20 Вт радиатор был 0,4м в диаметре. Только такую систему для условной Луны однозначно надо ставить в зоны вечного мрака, иначе не рассеять.
Если же рассеивать тепло через грунт, речь именно о многокилометровых конструкциях, т.к. у грунта отвратительная теплопроводность и отвод тепла - проблема не в радиаторе, а в поглощающей среде. Проигрыш в размерах, зато можно где угодно ставить, не страшно чередование свет/тень
РИТЭГ New Horizons при начальной тепловой мощности 3,95 кВт, площади радиатора 1,2 м2, имел температуру радиатора около 200С. Его тепловая мощность сравнима с маломощным реактором Kilopower с электрической мощностью 1 кВт, и тепловой мощностью 4,8 кВт. У реактора на расплаве топлива температура радиатора может быть и 300С, что даёт тепловой поток на единицу площади в 2.15 раз больше.
Электрическая мощность New Horizons всего 300 Вт, для нужд колонистов нужно рассматривать несколько иные масштабы. К слову, это GPHS-RTG, т.е классифицируется как источник тепла, а не энергии, т.ч. сравнивать с реактором Kilopower не корректно - это разные изделия, более близкие скорее советские ИЕУ. При этом масштабировать то не проблема, но контактная область оказывается бутылочным горлышком. Поэтому никто в здравом уме не замахивался на крупные РИТЭГи - исчезнет вся простота конструкции, а "себестоимость" мощности больше 600 ВТ начнет зашкаливать
Грубо говоря, чисто геометрически, - объем растем в зависимости от куба радиуса, а площадь поверхности - от квадрата. Чем больше масштабировать, тем выше нагрев контактной области и придется делать навороченный теплоотвод
Нет смысла обсуждать электрическую мощность РИТЭГов - реакторы должны работать с тепловыми двигателями, у них намного выше КПД. РИТЭГ я привёл в пример как конструкцию с высокотемпературным радиатором. Прототип KRUSTY, сделанный по программе Kilopower, использует как теплоноситель жидкий натрий в тепловых трубках. С таким теплоотводом проблем с физическим пределом теплопереноса быть не должно в широком диапазоне мощностей реактора.
Просто внимательно почитайте доклад D.I.Poston от февраля 2019. Там прямым текстом указаны причины закрытия проекта
Все стремятся использовать простые пассивные схемы. KRUSTY создавался для "примерно марсианских условий", только в Неваде, проверять на Марсе не стали - обошлись 20 часами работы. Испытания на орбите планировались 3 года назад. Вместо этого адаптацию для лунных начали в 2018 в в формулировке "разработка концепции"... и закрыли проект
Отмечу, что Kilopower рассматривался в вариантах 5 и 50 кВт (предел по распуханию этого топлива) тепловой или 1 и 10 электрической. На 2 варианте споткнулись, обошлись только первым, который примерно в 3 раза мощнее РИТЭГ горизонтов, но значительно превосходит по массе - 1.5 тонны только реактор, а у горизонтов вся масса спутника менее полутонны
Напомню технические проблемы, не позволившие делать на Kilopower 10 кВт электрической (хотя я о них уже и сам говорил ранее)
Нужен новый способ крепления тепловых трубок к топливу (я упоминал бутылочное горлышко) лучший результат давал liquid metal bond , хоть и со скрипом
Проблема размещения трубок при большей мощности и большем перепаде температур - по периметру еже не прокатывало, нужно было влезать внутрь
проблема замены топлива (уран-молибденового) на более тугоплавкое - текущая плыла уже при 880 градусах, искривляя топливо
срок тестирования Kilopower был сокращен из-за плохой химической совместимости материалов (топлива с Haynes 230)
при работе с UMo фиксировалось ярко выраженное распухание, которое с ростом мощности только росло бы, чего не наблюдалось бы при HALEU до мощности порядка 350 кВт
сами разработчики признают, что вопрос "единого топливного бака" так и остается неразрешим - на что и упирали американские атомщики
При масштабировании пришлось бы уйти с Стирлинга на цикл Брайтона, а с ним у них не задалось
расчеты показали, что при масштабировании до уровня 1 МВт придется отказаться от трубок в любом варианте и перейти на классическую циркуляцию теплоносителя в активной зоне
Иначе говоря, прототип то сам то себе рабочий - только не для масштабирования, не для космоса и не в таком составе.
Патент в статье как раз и решает проблему необходимости помещения трубок с натрием в активную зону - в этом варианте тепло за пределы активной зоны выносится самим топливом, а за пределами активной зоны организовать теплоотвод проще. Проблему распухания он тоже решает - в жидком топливе будет происходить естественная дегазация. Я не возражаю, что при тепловой мощности в мегаватт нужна активная циркуляция жидкого теплоносителя вместо тепловых трубок. Но я сомневаюсь, что для реальных проектов на Луне в ближайшие 50 лет понадобится такая мощность. Колонии на Луне вроде бы пока никто строить не собирается, а для добычи лунной воды и её доставки на орбиту хватит и меньшей мощности. На Марсе же возможно и воздушное охлаждение, и водяное, поскольку вблизи предполагаемых колоний должны быть запасы льда.
патент - это хорошо... плохо что это так и остается концепцией )))
Детали всегда вылезают при макетировании, а при патентовании не оценивается реализуемость концепции, только заложенная идея. В общем в ссылке так и указано - "eat generated from the fission in the reactor core is transferred from the molten fuel through the reactor vessel to a coolant".
т.е. теплового контакта в общем нет - корпус греется, а дальше не важно, как это получится отводить тепло. В отличии от погружения, в таком варианте придется думать о термоинтерфейсе, работающем на высоких температурах, иначе будет "прилегание в точке". т.е. по сути приходим к необходимости внешнего кожуха с теплоносителем, что при реализации сломает всю заявленную простоту. По сути не устранение, а перенос проблемы. Для патента бесспорно достаточно, а вот для реализации тупиковый путь
в железе хоть что-нибудь есть?
Думаю, что у НАСА есть рабочие прототипы в амбарах. Может, уже даже испытания проходят. Выбирают лучший. Возможно, какие-то разработки и не патентуют вовсе, а воруют у своих же. То бишь у Пентагона.
Трудно сказать, пока что там только непонятные массовые сокращения. Ядерный движок уже отменили, теперь словно соломку готовят на случай задержек по SLS - мол во всем будет виновно сокращение персонажа и бюджета.
https://habr.com/ru/news/927684/
К слову, бывший глава НАСА Брайденстайн одновременно был в профильном комитете (Палаты представителей США по науке, космосу и технологиям) . Его сменщик Билл Нельсон еще с нулевых был в этом комитете, поэтому в Сенате бюджет всегда без проблем согласовывали - ведь со многих проектов лоббисты и кормились
По Джанет Петро и Даффи что то внятное сказать сложно - первая плоть от плоти НАСА (глава Kennedy Space Center), но в общем ничего не решала эти пол года. А Шон Даффи просто предан Трампу и словно хочет соскочить с "висяков", которые навесили на НАСА его предшественники. Вот когда соскочат, тогда что то внятное и будет прорисовываться
Роберт Зубрин в своей книге "Mars direct" описывал некоторые технические решения, более того воплощал их в железе и примерную стоимость приводил, ничего там заоблачного не было.
Реакторы, роверы, обитаемые модули: изучаем патенты для покорения Марса