Комментарии 66
Запас рабочего вещества (водорода) на борту — ограничен.
12 декабря. ИНТЕРФАКС — На космодроме Восточный планируется создать технический комплекс для запуска на орбиту модулей «ядерного буксира», сообщается в контракте, опубликованном на портале госзакупок.
В договоре между Роскосмосом и КБ «Арсенал» говорится, что на космодроме Восточный планируется построить «технический комплекс» для обслуживания модулей «ядерного буксира».
Во вторых, межорбитальный буксир планируется с ЯЭДУ, ядерной электроракетной двигательной установкой, где реактор вырабатывает электричество, а в качестве двигателей используются стационарные плазменные двигатели СПД. В статье речь о термическом ядерном двигателе, в котором в реакоре напрямую греется рабочее тело (жидкий водород).
В третьих, есть проблема с капельным радиатором, а с пластинчатым радиатором буксир малоэффективен.
Для запуска РД-0410/NERVA необходима большая политическая воляСогласен. Но здесь говорят о новом поколении термических ЯРД. Если удастся добиться их длительной работы и надёжных повторных запусков, то это возможно.
ЭЯРД на ЯРД не повлияет никак. А вот Старшип может повлиять на все снижением стоимости на доступ на орбиту.
А для Буревестника «чернобыль» плюс — это его функционал.
Уровень техники 21 века.
В третьих, есть проблема с капельным радиатором, а с пластинчатым радиатором буксир малоэффективен.
В ТЭМ уже отказались от капельного радиатора, в пользу обычного, но с волшебным напылением из нанотрубок, увеличивающем площадь поверхности и степень излучения.
удал.
Для начала рассмотрите простейший линейный случай без гравитации, когда нужно преодолеть 100 единиц расстояния, при этом у вас запас дельты-вэ 10 ед/с. И два варианта двигателя на выбор — первый «импульсный» сразу разгоняет до 5 ед/с, потом корабль летит по инерции, и в самом конце тормозной импульс ещё на 5. Либо же непрерывно работающий двигатель малой тяги, который работает постоянно и к середине пути как раз набирает 5 ед/с скорости, после чего переходит к торможению. Второй вариант оказывается в два раза дольше при той же дельте-вэ.
И дальше это накладывается на орбитальную механику с её нелогичностями. Например, с экватора на окололунную орбиту лететь, в зависимости от дельты-вэ: 11,0 км/с — 1-2 года, 11,1 км/с — 4 суток, 11,6 км/с — 1 сутки. Во втором и третьем случае, двигатель с малой тягой очевидно непригоден, каким бы УИ он не обладал. Он просто долго будет набирать эту дельту-вэ…
It could not be ready for Mars missions in the late 2030sЧто звучит немного как анекдот, для тех кто в теме:)
А интересно, перезаправлять такие двигатели можно?
Насчёт топлива — не знаю, но есть т.н. «капсульные реакторы» которые заправляются один раз. После того, как они выработали ресурс, реактор захоранивают или перерабатывают.
Пополнить запас рабочего тела, в принципе, можно. Но на рисунке экспедиционный комплекс из проекта марсианской экспедиции НАСА, пополнять запас рабочего тела на околомарсианской орбите не планировалось. И такой комплекс был предназначен только для одной миссии, туда и обратно, после чего его планировали бросить на гелиоцентрической орбите.
Кроме того, ЯРД того времени использовали высокообогащённый уран.
Более того, при выключении или исчерпан и водорода двигатель продолжит греться из-за остаточной радиации продуктов распада и разрушится сам после однократно го использования
Тогда нужны ещё
- Запас рабочего тела для замкнутого цикла
- Турбина
- Компрессор
- Радиатор
И прочие масс пенальти. И идея уже становится не такой привлекательной
Все бы ничего, но остаточной тепловыделение дебютирует с 6,6% от номинальной мощности. Если номинальная тепловая мощность средненького ТФЯРД 100-200 МВт, то сразу после выключения надо рассеивать несколько МВт паразитного тепла. Радиатор для этого будет неприлично большим. А ещё теплопроводность радиатора не масштабируется. Большой радиатор — большие проблемы
Но у ЯРД есть козырь в рукаве — запас криогенного рабочего тела. Поэтому я и написал в самом начале «ценой расхода на охлаждение жидкого водорода заглушить двигатель».
В принципе разгон можно удлинить на сутки, сохраняя ту же температуру рабочего тела на выходе, меняя его расход с 0,066 до 0,005 от номинального после глушения реактора. После этого (через сутки, когда мощность станет меньше 0,005 от номинальной) можно попробовать справиться радиаторами.
Для ядерного двигателя межпланетного корабля важно, чтобы реактор многократно выдерживал такие переходы, поэтому снижение температуры активной зоны может быть и оправдано.
Интересно прикинуть, какая доля рабочего тела потребуется, чтобы сутки охлаждать реактор. Для этого нужно взять интеграл функции остаточного тепловыделение на промежутке от 0 до 1 сут. Должно быть в районе расхода на номинале за минуты-часы. Если грубо прикинуть среднюю остаточную мощность в первые сутки 1%, то это будет эквивалентно расходу на номинальной мощности за 14-15 мин. Вроде не так много получается
…для нагрева жидкого водорода примерно до 2430 ° C, что примерно в восемь раз превышает температуру активной зоны ядерных электростанций.
[sarcasm]И примерно в минус девять раз превышает температуру абсолютного нуля.[/sarcasm]
Всего?
Т.е. удельный импульс не 350м/с, а 700 м/с?
Импульс не обманешь, это всего в два раза сокращает запас рабочего тела на борту.
А смысл?
Рабочий вариант ионного двигателя уже дает больше 1 км/с (зонд Dawn, который летал в пояс астероидов).
В целом ага, только вы удельный импульс с удельной тягой попутали. Если числа таких порядков, то это удельная тяга, в секундах.
Рабочий вариант ионного двигателя уже дает больше 1 км/с (зонд Dawn, который летал в пояс астероидов).Проблема в необходимости мощного источника энергии для ионного двигателя, из-за нескольких преобразований энергии ионный двигатель имеет низкий КПД. В результате тяга у ионного двигателя очень невелика.
Для тяжёлых межпланетных кораблей к Луне и Марсу тепловой ядерный двигатель может быть очень интересен.
В принципе, если такой двигатель реально удастся сделать, то Старшип станет шаттлом орбита-поверхность, а на межпланетных трассах будут летать корабли орбитального базирования.
Да и реактор судя по тому что он на оружейном уране (а почему кстати не на плутонии?) явно на быстрых нейтронах и замедлитель ему не нужен.Мне ответ (по крайней мере сейчас) не известен. Об этом, возможно, написано в статьях-первоисточниках. И, да — по крайней мере один из предлагаемых ЯРД на коммерческом (не на высокообогащённом) уране и медленных нейтронах.
2600 K — это шаг назад, по сравнению с проектами предыдущих десятилетий, таких как РД 0410 (3000 К) или LPNTR (3600 K). Удельный импульс будет всего 700-800 с, хотя есть продвинутые проекты, такие как MITEE, позволяющие достичь УИ до 1800 с.
Я тоже так могу — можно отправить людей и вернуть на химии, а на ЯРД нельзя, потому что водород за месяцы полета выкипит и к Марсу корабль прилетит с пустыми или лопнувшими баками. Шах и мат! А если предположить в добавок к ЯРД достаточно мощную и эффективную систему охлаждения топлива, то уже нельзя рассуждать о сложностях наработки топлива прямо на Марсе. Тем более что стоило произнести словосочетание «длительное хранение водорода» как автоматом можно вспомнить оригинальную схему Зубрина, предполагавшую производство топлива с использованием привозного водорода, в которой не требовалось ничего копать и добывать, а из местных ресурсов было достаточно CO2 из атмосферы.
Второе узкое место — реактор не получится заглушить. Обычно минусами считается невозможность повторного включения, из-за чего в общем и возник соблазн перехода на метан. Разовые включения, как и постоянная работа, приводит к определенным усложнениям траектории. Ну, а в последнем случае все равно для регулирования тяги придется (раз уж не заглушить реактор) отводить избыточное тепло — причем для запаса тяги как в минус, так и в плюс, отвод должен быть даже в стандартном состоянии.
И тут снова получаем проблему радиатора в космосе. Причем в сравнении с ЯРД малой тяги возможности радиатора должны быть видимо даже выше.
Отправляемся на реактивном двигателе в межпланетное путешествие