LINEBURG


<< Пред. стр.

страница 3
(всего 11)

ОГЛАВЛЕНИЕ

След. стр. >>

МБ и ЛР по грузоподъёмности. Грузоподъёмность МБ кратна гру- риалов для создания излучающего энергокомплекса подробно
зоподъемности ЛР. описан в [18].
Система 2 резко отличается от системы 1 Лунная транспортная система состоит из грузовой («тихоход-
Во-первых, автоматический транспортный аппарат – однора- ной») двухступенчатой системы беспилотных КА и пилотируемой
зовый, использует ядерную энергодвигательную установку, рабо- («скоростной») системы для доставки и смены персонала лунной
тающую непрерывно на прямом и обратном участках при общем производственной базы.
ресурсе 10 лет (что определяет длительность полётного цикла и
баллистические энергозатраты). 3.1.1. Двухступенчатая «тихоходная» грузовая транс-портная
Во-вторых, КА – одноступенчатый, работает только в межор- система многоразовых космических аппаратов, работающих
битальном режиме и на околоурановой орбите только на лунном топливе
В третьих – товарное космическое топливо (гелий-3) извлека- Для создания демонстрационного лунного энергоизлучающе-
ется из атмосферы Урана с помощью ожижительно- го комплекса (ЭИКа) потребуется значительное количество мате-
разделительного завода, входящего в состав КА (в отличие от сис- риалов. В первую очередь – 30тыс.т. железа для лент антенного
темы 1, где завод лунного топлива – стационарный и находится на поля и до 20-30тыс.т. двуокиси кремния (пенокремнезёма) для
поверхности Луны). СВЧ волноводов ФАР. Массообразующим, с точки зрения мас-
В четвёртых, характерной особенностью полёта является на- штаба выемки и переработки первичного сырья – реголита, явля-
личие «холостого» участка, обеспечивающего только самодостав- ется именно железо. Для его выработки потребуется ˜ 90тыс.т.
ку КА на орбиту искусственного спутника Урана. Рабочим участ- ильменита (FeTiO3), что, в свою очередь, предопределяет масштаб
ком, где осуществляется доставка добытого гелия-3 к Земле, явля- добычи необогащённого реголита ˜ 950тыс.т. Это сырьё (за выче-
ется только обратный маршрут. На прямом и обратном участках том ильменита) позволило бы с использованием технологии фто-
используются различные рабочие тела в ЭРД – в прямом полете рирования получить при 100% выходе продукции громадное ко-
возможно, использование достаточно широкого набора (от калия личество лунного ракетного топлива – О2, Аl и Si ˜ 600тыс.т. для
до «лунного» кислорода или «земного» аргона; выбирается рабо- двигателей аппаратов космической транспортной системы. Такое
чее тело – лучшее по эксплуатационным характеристикам. На об- количество топлива позволит доставить значительный грузопоток
ратном полёте тип рабочего тела предопределён – Н2 (имеющий оборудования на поверхность Луны. Даже при сравнительно низ-
не лучшие эксплуатационные характеристики – малый удельный ких термодинамических характеристиках топливных пар О2 + Аl и
вес и сравнительно низкий КПД). О2 + Si (удельный импульс тяги – Iуд ˜ 250с) при использовании их
Неизбежность перехода от ДУ на основе ЖРД и СЭРДУ в в ЖРД лунной ракеты (ЛР), баллистические затраты которой в
лунной задаче при плотности солнечной энергии ˜ 1,36кВт/м2 к «кольцевом» рейсе «Луна – окололунная орбита – Луна» сравни-
ЯЭРДУ для полёта к Урану объясняется резким падением плотно- тельно невелики и составляют – 4км/с, можно получить вполне
35 36
приемлемую транспортную эффективность – относительную мас- м и 3-м – на окололунную топливозаправочную станцию (ОЛТЗС)
су полезного груза ?пн (т.е. массу полезного груза, отнесённую к с ёмкостью баков ˜ 180т. и опорожнённая возвращается обратно
стартовой массе ЛР) (см. рис. 13-15). на Луну, будучи готовой, при необходимости, повторить рейс че-
В режиме «топливоснабжения с помощью ЛР окололунной рез 7 суток (это определяется продолжительностью межполётного
орбиты» (т.е. при доставке полезного груза – топлива для второго обслуживания). «Пустой» МБ на ОИСЛ заправляется только 60т.
звена системы – межорбитального буксира (МБ), действующего на О2 – рабочего тела своих маршевых ЭРД при начальной массе МБ
трассе «окололунная орбита – околоземная орбита – окололунная Мо=100т., совершает «самодоставку» на околоземную орбиту,
орбита») величина ?пн =0,33. После отделения полезного груза стыкуется там с полезным грузом (оборудованием лунных заво-
(топлива) на ОИСЛ (например, перелива товарного топлива в ор- дов) общей массой 150т. реализуемой путём 4-х или 5-и стыковок
битальную топливозаправочную станцию) ЛР возвращается на модулей по 30т. и 24т. соответственно. Выведение этих 5-и или 6-
оставшемся топливе на космодром. В режиме спуска с орбиты на и модулей на околоземную орбиту осуществляется современными
Луну полезного груза (модулей оборудования лунных заводов) – одноразовыми, или частично многоразовыми, носителями «Про-
т.е. при спуске ПН с помощью ЛР на поверхность Луны (в одно- тон», «Ариан» 5 или «Спейс Шаттл». Отлётная масса буксира с
стороннем полёте) величина ?пн несколько больше (?пн=0,37). ОИСЗ Мо=230т. Через 4 месяца после отлёта с ОИСЛ (включая
Второе звено системы, – межорбитальный буксир (Рис. 15) «холостой» рейс к Земле продолжительностью 1,5 месяца) на
использует эффективный – электроракетный двигатель ЭРД, элек- ОИСЛ же возвращается МБ со 150-тью тоннами полезного груза.
тропитание которого осуществляется от СБ плёночного типа К этому моменту последовательными рейсами (рейсами №2, №3
большой мощности (Nэл=10МВт эл) при габаритах СБ 270 ? 270 м соответственно), окололунная орбитальная станция ТЗС заправле-
с высоким энерговесовым совершенством. ?СБ =2кг/кВт эл. СБ МБ на 120т. лунного топлива для работы ЛР (О2+Si или O2 + Al). В
изготовлена на Земле. Рабочее тело – лунный криогенный кисло- последнем 4-м рейсе ЛР, заправленная на Луне штатно до
род. Для этого звена в двухстороннем полёте, даже при значи- Мо=200т. топливом О2+Si выводится к ТЗС и, имея в баке ещё
тельных энергозатратах (16 км/с), вызванных большими гравита- 80т., дополняет его до начальной ёмкости бака ЛР из ТЗС, после
ционными потерями из-за малой величины отношения тяги к на- чего её заправка становится равной 200т., а стартовая масса перед
чальной массе ˜ 10-4 , компенсируемыми высоким значением спуском к Луне после пристыковки модулей лунных заводов мас-
удельного импульса тяги ЭРД Iуд=5000с с КПД ЭРД при работе на сой 150т. к ЛР, учитывая массу конструкции самой ЛР, равной
«нетрадиционном» для ЭРД рабочем теле – О2 ?эрд=0,5 , примене- 20т, становится равной 370т. В таком «перегрузочном» варианте
ние ЭРД позволяет получить высокое значение ?пн˜0,6. При по- ЛР стартует с ОИСЛ и садится на космодром при конечной массе
следовательной работе обоих ступеней (ЛР и МБ) общая величина 170т, что требует работы маршевого двигателя имеющего тягу
?пн = ?пн ЛР· ?пн МБ =0,33 · 0,6=0,198. Заметим, что эта величина 50т. с дросселированием при «зависании» до 57% номинала, что
почти в 10 раз выше, чем значение ?пн для многоразовых разраба- приемлемо.
тываемых сейчас ракет носителей «Земля – орбита – Земля» (од- Таким образом, за 0,33 года при 4 пусках одной ЛР, одном
ноступенчатых). рейсе МБ на поверхность Луны доставляется 150т. полезного гру-
Более показательна иллюстрация транспортных возможностей за (лунные заводы). При этом полные затраты лунного топлива
данной системы при анализе взаимодействия ЛР и МБ с конкрет- составят 720т. (4*180). Таким образом, имеем следующее важное
ными начальными массами до 200т. при массах конструкции соот- соотношение, характеризующее эффективность транспортной сис-
ветственно 20т. и 40т и ёмкости топливных баков 180т. и 25т.. темы: для доставки с околоземной орбиты на поверхность Луны 1
Рассмотрим порядок взаимодействия ЛР и МБ, требуемые затраты тонны полезного груза требуется затратить 4,8т. лунного топлива.
топлива и достижимые абсолютные уровни полезного груза. (Для доставки ЛТ с ЛТЗ на ОИСЗ требуется 3,8 т ЛТ).
ЛР стартует с космодрома вблизи лунного топливного завода, За 1 год производительность системы при 3-х рейсах МБ –
доставляет 60т. лунного топлива (О2) в первом рейсе на МБ, во 2- 450т. Дальнейшее резкое увеличение годовой производительности
37 38
осуществляется путём наращивания парка МБ. Оборачиваемость облучения человека при длительном прохождении радиационных
ЛР в её кольцевом рейсе (Луна – ОИСЛ – Луна) существенно вы- полюсов Земли (главным образом внутреннего пояса). Вторым
ше, чем буксира, поэтому увеличение числа ЛР будет меньше, чем требованием к транспортной системе является особо повышенная
увеличение числа буксиров. Так, при увеличении парка МБ до надёжность. С этой точки зрения предпочтительным является тре-
6шт., годовой грузопоток достигает значения 2700т. За 4 года пол- бование применения одноступенчатой системы «околоземная ор-
ный грузопоток составит ˜ 11тыс.т, что заведомо превышает все бита – поверхность Луны», где уменьшается количество стыковок.
потребности ЛПБ (см. часть II). При этом достаточно всего 2-х ЛР. Учитывая требования обеспечения особо высокой надёжности,
Система же из 3-х МБ и 2-х ЛР (общей «сухой» массой всего желательно также перейти к более традиционным и освоенным
160т.) может за 4 года обеспечить доставку грузов на ЛПБ в коли- двигателям – кислород-водородным, кислород-керосиновым или
честве, обеспечивающим потребности всех заводов ЛПБ. кислород-метановым ЖРД (находящимся сейчас в усиленной раз-
Вообще же рациональная численность парка грузовых МБ и работке). У рассматривавшихся в грузовой транспортной системе
ЛР должна быть увязана с циклограммой всех заводов и с обеспе- двигателей О2+Al и O2+Si с порошкообразным горючим (кстати,
ченностью их персоналом ЛПБ. находящимся пока ещё только на уровне исследований, расчётов и
отдельных экспериментов) надёжность будет, в принципе, ниже.
Возможность промежуточной заправки пилотируемого ТКА
3.1.2. Скоростной транспортный многоразовый одно-
на Луне произведённым там «лунным» кислородом, использова-
ступенчатый корабль для доставки и смены экипажа лунной
ние для возвращения людей на Землю в многоразовом отделяемом
производственной базы, использующий как
спускаемом аппарате типа капсул КА «Союз», «Салют» и «Апол-
земное, так и лунное топливо
Анализ всего опыта последних лет по функционированию лон» с подтормаживанием для выхода на околоземную орбиту
сложных систем в космосе, в т.ч. опыт длительной эксплуатации только «сухого» бака, двигателя и опор, и заправки на Луне необ-
космических сооружений типа орбитальных станций «Салют» и, ходимым количеством «бесплатного» кислорода, позволяет реали-
особенно, 15-и летний опыт станции «Мир», подтверждает обяза- зовать двухсторонний полёт с возвращением к Земле в виде одно-
тельность присутствия на борту людей как для штатных регла- ступенчатого аппарата. Анализ применения различных топливных
ментных работ, так и, особенно, для ликвидации последствий ава- пар: кислород-водород, кислород-керосин и кислород-метан (в
рийных ситуаций. Это полностью относится и к этапу развёртыва- предположении, что горючее во всех схемах заправляется на око-
ния производственного комплекса на поверхности Луны, и к этапу лоземной орбите как на прямой, так и на обратный полёт, а окис-
эксплуатации энергоизлучательного комплекса. Хотя численный литель – только на прямой, с дозаправкой на Луне) показал, что
состав базы и производственного комплекса будут, безусловно, кислород-метановые двигатели наиболее предпочтительны.
уточнятся, сама необходимость наличия людей и смены персонала Такой ЖРД в составе КА, вследствие благоприятного сочета-
сомнений не вызывает. ния энергетических, физических и эксплуатационных характери-
Транспортная система для доставки производственного пер- стик топливной пары кислород-метан, обеспечивает:
сонала на базу и возвращения его на Землю сильно отличается от 1. Высокий удельный импульс тяги Iуд=350с при относительно
рассмотренной выше транспортировки грузов (оборудования) на высокой плотности топлива;
Луну. Общее количество персонала на базе – переменное – в нача- 2. Благоприятные условия хранения компонентов в топливном
ле развёртывания ЭИК 8 чел. – в конце – 24 чел. – (в среднем 16 отсеке ввиду практически одинаковой и умеренно криогенной ра-
чел). Транспортировка людей требует «быстроходной» системы со бочей температуре обоих компонентов;
сроками транспортировки 3-4 суток в один конец, что в принципе, 3. Высокую долю кислорода в топливе (72-80%) по массе и,
исключает применение «тихоходных» транспортных аппаратов как следствие, высокую эффективность промежуточной заправки
типа грузовых межорбитальных буксиров с двигателем малой тяги аппарата на Луне именно кислородом;
(ЭРД) с 4-х месячными рейсами из-за неприемлемо высоких доз
39 40
4. Высокую готовность к повторному пуску двигателя, по- ОИСЛ (с энергозатратами ?V4˜1800м/с) с использованием режима
скольку в магистралях отсутствуют остатки компонентов от пре- работы ЖРД на топливе с сильным избытком кислорода (с соот-
дыдущего пуска; ношением компонентов Кg =Gокисл/Gгор=8), что позволяет снизить
5. Потенциально большой ресурс ДУ; массу доставляемого с Земли «дорогого» метана для возвращения
6. Минимальное межполётное обслуживание ДУ ввиду отсут- (при этом удельный импульс тяги снижается незначительно (на
ствия нагара, продуктов осмоления топлива в двигателе и просто- 20%). После периода фазирования на орбите для выбора момента
ты удаления топливных остатков (путём открытия клапана дрена- старта к Земле, аппарату сообщается разгонный импульс
жа в вакуум). ?V5=1000м/с, после чего формируется геоцентрическая траекто-
Такой выбор с одной стороны обеспечивает высокую преем- рия прямого входа отделившийся капсулы в атмосферу Земли со
ственность к хорошо освоенному в ракетнокосмической технике скоростью близкой ко 2-й космической (как это было реализовано
окислителю (кислороду) на современных ракетоносителях, а с на отечественных капсулах «Зонд» и в проекте «Сатурн-
другой – с кислород-алюминиевыми двигателями грузовой ЛР Аполлон»). Капсула входит в атмосферу и осуществляет мягкую
транспортной системы, необходимыми для развёртывания сначала посадку, а сам «пустой» аппарат с учётом небольшого корректи-
демонстрационной ЛЭС, а в перспективе – штатной ЛЭС 3-х мил- рующего импульса и главного тормозящего импульса
лиардной размерности по мощности. В этих двигателях, кстати, ?V6˜3100м/с при полностью опорожнённых баках выходит на
будет использоваться в небольших количествах и метан (˜ 2% от околоземную орбиту. После межполетного осмотра на ОИСЗ, дос-
расхода всего топлива) в качестве горючего газогенераторного тавки многоразовым носителем многоразовой же возвращаемой
кислород-метанового, сильно окислительного газа для привода капсулы с новым составом персонала лунной базы (продолжи-
турбонасосных агрегатов подачи кислорода и порошкообразного тельность смены базы от 1 до 2 лет), стыковки капсулы с аппара-
алюминия в камеру сгорания. том, заправки его кислородом и метаном, аппарат готов к повтор-
Предлагаемый пилотируемый транспортный КА функциони- ному рейсу.
рует на трассе «ОИСЗ – Луна – ОИСЗ (Земля)» по следующей Возможный вариант массовой сводки пилотируемого (пасса-
схеме: жирского) ТКА при стартовой массе на ОИСЗ Мо=150т. и массе
На опорной ОИСЗ аппарат заправляется доставленным с Зем- спускаемой капсулы 5,5т. (5 чел; 4 чел. – персонал, 1 пилот) при-
ли метаном и кислородом с ОТЗС, стартует с неё и под действием ведён в таблице 1.
первого разгонного импульса тяги ?V1 (энергозатраты ?V1
˜3100м/с) выходит на переходную эллиптическую геоцентриче- Таблица 1
скую орбиту, входит в сферу действия гравитационного поля Лу- Массовая сводка пилотируемого ТКА с кислород-метановым
ны (rсфл˜66000км), где с гиперболической относительно Луны тра- ЖРД (в тоннах)
ектории под действием второго импульса тяги ?V2 (с энергоза-
тратами ?V2˜1000м/с) выходит на низкую опорную окололунную
Характеристики Масса
экваториальную орбиту (ОИСЛ). Через определённое время фази-
рования и небольших коррекций орбиты, после выдачи тормозно- Стартовая масса на ОИСЗ 150
го импульса и предпосадочного «зависания» аппарат совершает Посадочная масса на Луне 27
«мягкую» посадку на лунный экваториальный космодром с энер-
Стартовая масса на Луне 88*
гозатратами на посадку ?V3˜1900м/с.
Требуемый запас кислорода
На Луне производится смена персонала, находящегося в неот-
–туда 96
деляемой посадочной капсуле, и заправка кислородом в количест-
–обратно 62*
ве, необходимом для возвращения ТА к Земле. Затем ТА стартует
под действием тяги ДУ, выходит на опорную круговую орбиту
41 42
(перелив товарных кислорода и азота производится на высотах
Суммарный запас метана, в т.ч.: 38
350-450 км).
–туда 27
Энергоснабжение такого КАН (маршевых ЭРД на N2, ожижи-
–обратно 11
теля и др.) планировалось от достаточно компактной ЯЭУ замкну-
Масса конструкции 9 той системы мегаваттного класса.
Масса полезного груза (капсула с экипажем) 5,5 Из-за введённых позднее экологических ограничений (запрета
на эксплуатацию ЯЭУ на низких орбитах при Н < 900км) даль-
* после дозаправки
нейшего развития эта идея не получила.
Однако экологически чистое дистанционное энергоснабжение
Глава 4. Низкоорбитальные околоземные КА-накопи-
КАН возможно из космоса, когда, например, энергообеспечение
тели (КАН) атмосферных кислорода и азота с дистанци-
теплообменников самолётных ТРД предлагалось вести лазерным
онным энергоснабжением со средневысотных энергоиз-
лучом со средневысотных космических энергоизлучательных
лучательных лазерных комплексов.
станций (КЭС).
Ниже оценены облик и параметры системы накопления, само-
В рамках поисковых работ по использованию в качестве
го КАН и КЭС, применительно к размерности РН «Энергия» по
«космических» топлив различных внеземных ресурсов рассматри-
габаритам (Lмакс <= 50м) и грузоподъёмности (МПН ˜ 100т)
валась и проблема использования атмосферы Земли [23].
Система состоит из 6-и средневысотных непрерывно рабо-
Полученный кислород может использоваться в качестве окис-
тающих КЭС (Норб ˜ 10000км, i =50o), образующих правильную
лителя топлива ЖРД, в ЭРД, азот – в качестве рабочего тела ЭРД
орбитальную систему сплошного глобального покрытия, что га-
и газа надддува баков с кислородом. Использование атмосферы
рантирует постоянное энергопитание нескольких КАН на орбитах
Земли, как потенциального источника О2 , может оказаться целе-
Н˜105км, i =50o .
сообразным в следующих случаях:
Наряду с «традиционными» элементами КАН (входной диф-
– при затруднениях с организацией топливно-заправочных
фузор, рефрижератор, баки-накопители, ЭРД), особенностями
станций О2 на ОИСЗ из лунного сырья из-за задержки с создани-
системы является применение теплового турбоэлектромашинного
ем межорбитальных транспортных систем с ЭРД на трассе ОИЗС
преобразователя. Лазерное излучение попадает на параболическое
– ОИСЛ – ОИСЗ и ограничения транспортных систем только ДУ
приёмное зеркало, непрерывно отслеживающее направление на
на ЖРД;
КЭС, фокусируется на приёмник-теплообменник, нагревающий
– при наличии успехов в создании космических лазеров боль-
газообразное рабочее тело турбомашинной ЭУ замкнутой систе-
шой мощности с высоким энергомассовым совершенством.
мы. Сброс тепла ведётся через обычный панельный холодильник-
В концепции широкомасштабного освоения околоземного
излучатель (ХИ).
пространства, включая выведение и обслуживание на орбитах раз-
В качестве КЭС применяется ИК СО2-лазер c ?=10,6мкм. с те-
личных КА (ретрансляторы, орбитальные заводы, межорбиталь-
пловым нагревом солнечным излучением. Собственно лазер раз-
ные буксиры), потребности в О2 и N2 для систем жизнеобеспече-
мещается в фокусе оптической системы с крупногабаритным зер-
ния (СЖО) и ДУ будут значительны (2-20тыс.т. в год)
кальным солнечным концентратором, диаметр которого Dвх опре-
Возможности накопления и ожижения атмосферного воздуха
деляется только потребной мощностью лазерного луча (при за-
на околоземных низкоорбитальных КА-накопителях (КАН) при
данном КПД лазера). В качестве такого «лёгкого» зеркала с пони-
Норб˜100км. с целью последующего разделения и хранения полу-
женными требованиями к качеству оптической поверхности мо-
ченных О2 и N2 на КАН и дозаправки ими в качестве топлива или
жет применяться, например, развёртывающаяся конструкция типа
РТ ДУ других КА, например межорбитальных КА или марсиан-
вспенивающегося полиуретана (М ˜1,0кг/м2) с последующим от-
ского экспедиционного комплекса, рассматривались ещё давно
вердеванием.
43 44
Выходящий из лазера луч направляется в формирующую оп-
тическую кассегреновскую систему с центральным зеркалом пре- Основные характеристики КАН при работе на высоте НОРБ =
цизионного наведения выходящего луча. Выходное (внешнее) 105 км даны в табл.3
зеркало имеет диаметр Dвых, определяемый из условия фокусиров-
ки луча на дальности 10тыс.км. в пятно, равное диаметру приём- Таблица 3
ного зеркала КАН (˜3,5м), зеркало требует высокого оптического Характеристики КА-накопителя
качества поверхности и формируется в виде модульной адаптив-
ной оптики из жёстких фацет (М˜10кг/м2).
Работа КАН и КЭС как кооперированных объектов характери- Характеристика Размерность Величина
зуется значительным изменением их относительного положения
на орбитах и требует разворота приёмного зеркала КАН на боль- Диаметр входного диффузора м 7
шие углы как в плоскости орбиты, так и по крену. Длина КАН м 40
В табл.2 приведены основные характеристики лазерной КЭС Диаметр зеркала м 3,5
(предполагается, что КЭС собирается на ОИСЗ из модулей).
Объём накопительных баков м3 100
Таблица 2 Удельный импульс ЭРД с 1600
Основные характеристики КЭС с газодинамическим СО2–
Тяга ЭРД кг 57
лазером и нагревом солнечным излучением (Lмакс = 15тыс.км)
КПД ЭРД - 0,5
Наименование характеристики Размерность Величина
Мощность ЭРД (Эл) МВт 8,8
Мощность ЭУ (Эл) МВт 12
Солнечного излуче-
Темп накопления компонентов т/год 650
ния на входе в кон- МВт 220
Цикл накопления мес. 2
Мощность центратор
Сухая масса КАН Т 50
Общая масса накопленных
Лазерного излучения МВт 40 компонентов за ресурс (10 лет) т 6500


Концентратора м 450
Общая масса атмосферного воздуха, прошедшего через вход-
Диаметр
ной диффузор одного КАН в течение года – 1750 тонн, из которых
большая часть (˜64%) расходуется в качестве рабочего тела (РТ)
Выходного зеркала м ˜ 70
ЭРД, компенсирующего силу аэродинамического сопротивления,
Из накопленных в 6-и заправках 650т. масса О2 – 350т, масса N2 –
Лазера т 400
300т. При общей «сухой» массе системы (6КАН + 6 КЭС) 4200т.
Концентратора т 160
масса накопленных на ОИСЗ компонентов составит при ресурсе Т
Масса Выходного зеркала т 40
= 10 лет 39000т. Это в 9,2 раза выше массы конструкций, выве-
Суммарная масса т 650 денных на ОИСЗ с Земли, что говорит о технической эффективно-
КЭС сти системы КЭС + КАН. Эта величина может возрасти при по-
45 46
вышении ресурса и улучшении энергомассового совершенства лучить высокий суммарный КПД термодинамического цикла
конструкций, резервы по которым, в принципе, имеются. Брайтона ?=50% (рис. 17). На околоурановой орбите при
Так в случае использования твёрдотельного лазера с прямой Vкр=16км/с из забортной атмосферы состава: 75% Н2; 23% Не
(4Не+ 3Не) и – 2% СН4 извлекается 3Не (товарный) и Н2 – как ра-
солнечной накачкой при ?лаз=1,06мкм. и массе всей КЭС ˜ 150т.,
масса всех КЭС + КАН составит всего 1200т, а соотношение М бочее тело ЭРД в обратном полётею.
?комп/М ?констр возрастёт до 32 (!!!). В процессе пребывания на ОИСУ ЯЭРДУ работает непрерыв-
но на полную мощность (часть мощности расходуется на собст-
венно ожижение и разделение компонентов забортной атмосферы,
Глава 5. Добыча и транспортировка гелия-3 к Земле из
остальная – для работы ЭРД компенсации аэродинамического со-
атмосферы Урана.
противления КА, значительного при Vкр=16км/с). Метан при тем-
пературе атмосферы 60К практически уже находится в твердом
Первым «космическим» 3He, используемым на этапе разра-
состоянии и может быть легко отсепарирован механическим пу-
ботки «чистой» ТЯЭС явится, скорее всего, 3He, добытый из лун-
тём (например, в циклоне) и сброшен за борт. При дальнейшем
ного реголита в количествах до 0,1 – 1 кг/год. Добыча же 3He для
охлаждении смеси Н2+Не (3Не+ 4Не) до 20К ожижается Н2 и легко
полномасштабной системы наземных ТЯЭС, требует до 250т. 3He
сепарируется от газовой смеси изотопов гелия, например в ци-
в год и возможна только из атмосфер внешних планет, прежде
клоне. Часть жидкого водорода сразу направляется в бак рабочего
всего Юпитера и Урана. Несмотря на бoльшую близость Юпитера
тела ЭРД обратного полёта до его заполнения. Большая часть Н2
и, соответственно, меньшие энергозатраты на межпланетный по-
используется, как рабочее тело непрерывно работающих ЭРД
лёт, по суммарному комплексу свойств предпочтение отдано Ура-
поддержания высоты орбиты, а, следовательно, и темпа накопле-
ну.
ния. Дальнейшее охлаждение газообразной смеси 3Не+ 4Не (в со-
Так, основными недостатками Юпитера являются: высокая
отношении 1: 3000) до 5К приводит к ожижению 4Не, а при охла-
скорость отрыва ˜ 61 км/с против 22км/с для Урана, что в значи-
ждении до 2,1К к достижению эффекта сверхтекучести (соответ-
тельной степени снижает преимущество меньших энергозатрат на
ствующий эффект для изотопа 3Не достигаются только при
межпланетном участке. Кроме того, немаловажный фактор – бо-
Т=0,001К). Дальнейшее охлаждение газообразного 3Не до 3,4К
лее низкая температура атмосферы Урана (60К против 160К на
полностью его ожижает и позволит заполнить жидким 3Не весь
Юпитере), облегчающая условия извлечения 3He.
«товарный» бак (объёмом ˜ 680 м3) с массой ˜ 70т. 3Не. Таким
Принципиальная схема реализации добычи 3Hе сравнительно
образом, весь жидкий 4Не легко сепарируется и сбрасывается за
проста. Тяжелый автоматический КА (Мо˜450т. в т.ч. 250т. конст-
борт. Использование его в качестве РТ ЭРД в обратном рейсе вме-
рукции) (Рис. 16) стартует с ОИСЗ, осуществляет выход на орбиту
сто водорода нецелесообразно, как по причине более низкого
искусственного спутника Урана, забор 3Не из забортной атмосфе-
КПД, так и более низкой температуры поддержания его в жидком
ры и возвращается к Земле (на ОИСЗ) или непосредственно на то-
состоянии (Т=5К), что увеличивает энергопотребление системы
пливозаправочную станцию ОТЗС. Полная продолжительность
термостатирования.
кольцевого полёта – 10 лет. Бортовая ЯЭУ тепловой мощностью
При потреблении наземными ТЯЭС 210т./год 3Не для ТЯЭС
100МВт, электрической – 50МВт. и ЭРД с высокими показателями
мощностью 2,1 млрд.кВт. требуется 3 запуска таких КА-танкеров
по Iуд ˜15000с. в прямом полёте и ˜ 25000с. в обратном, при соб-
с интервалом 4 месяца. При увеличении мощности всех ТЯЭС до
ственной массе ЯЭУ 80т., даёт ?яэу˜1,6кг/кВт.эл. Температура ра-
2,8млрд.кВт. темп запуска увеличится (период между пусками с
бочего тела замкнутого контура – гелия-4 – после реактора 1500К,
ОИЗС снизится с 4-х мес. до 3-х мес., а общее количество КА на
что при наличии «сверхлёгкого» капельного холодильника-
трассе возрастёт до 40шт., что вполне приемлемо. Освоение про-
излучателя с Тср = 400К (теплоноситель 2-го контура – типа ваку-
изводства такой ЯЭРДУ (с различными типами РТ и параметрами
умного масла ВМ-1) и лёгкого высокооборотного турбокомпрес-
сора-электрогенератора с криогенным охлаждением позволит по-
47 48
ЭРД) позволяет рассматривать её как многоцелевую (универсаль- Реализация же экологически чистого «термоядерного» сег-
мента электроэнергетики в варианте D + 3Не в определённой сте-
ную). [24] (Рис. 18).
Так, при создании полномасштабной ЛЭС она позволит в не- пени условна, ибо возможна лишь после подтверждения фунда-
сколько раз сократить сроки развёртывания за счёт увеличения ментальными исследованиями (в т.ч. экспериментальными) ус-
темпа доставки технологического оборудования на Луну по срав- тойчивости кольцевого «шнура» «горячей» термоядерной плазмы,
нению с СЭРДУ. (в случае применения схемы токамака) при повышении темпера-
В случае, если по ряду причин (социальных, политических и туры реакции в несколько раз по сравнению с достигнутой в тока-
др.) идея освоения Луны будет поставлена под сомнение или же- маке JET на топливе D + Т (˜ 100млн.К). Правда, не исключены
стко отвергнута полностью, возможно использование такой успехи и по другим направлениям УТС – например, в схемах с
ЯЭРДУ для доставки «топливных» и «технологических» (в т.ч. инерциальным удержанием плазмы при импульсном лазерном
«поджиге» твёрдых микромишеней D + 3Не. Кроме того, не ис-
железных и «каменных») астероидов из Главного астероидного
пояса для сооружения системы геостационарных КЭС. ключена возможность электростатического разгона протонов в
Такая ЯЭРДУ явится основой одноразового астероидного различных схемах, где высокая плотность источника термоядер-
буксира с начальной массой на ОИСЗ ˜ 370т. При массе Р.Т. на ной плазмы достигается принципиально другим путём (геометри-
прямой полёт ˜ 40т. при длительности 1 год, последовательной ческой фокусировкой пучков в одной точке).
стыковке в астероидном поясе с двумя астероидами («ледяным» – Но при любом варианте появления работоспособного термо-
топливным) и « железным» – технологическим, к Земле может ядерного реактора большой мощности со всей остротой встаёт
проблема доставки топлива 3Не, которая при больших потребно-
быть доставлен «технологический» астероид массой 15-20тыс.т.
Для создания КЭС достаточно 2-х астероидных буксиров. В каче- стях полномасштабной энергосистемы мощностью
стве РТ для самодоставки в Главный пояс используется земной Аr 2,5млрд.кВт.эл. составит – 250т/год. Он практически может быть
(аргон). На этапе возвращения (˜ 9 лет) – кислород, получаемый получен только из атмосфер внешних планет (лучше – Урана).
электролизом воды из «топливного» «ледяного» астероида. Двухсторонний полёт к Урану характеризуется высокими балли-
стическими энергозатратами -240км/с при продолжительности
кольцевой траектории 10 лет. Эта задача возможна лишь после
Глава 6. Сравнение возможных сценариев создания «бес-
создания «сверхлёгких» ( ?яэу ˜ 1,6кг/кВт.эл) ЯЭУ на основе газо-
парниковых» ЭС (ТЯЭС и ЛЭС)
охлаждаемого реактора с 4Не в замкнутом контуре, урановом топ-
ливе с температурой ˜ 1500К и капельным холодильником – излу-
Рассмотренный выше «номинальный» сценарий создания
чателем при ресурсе 10 лет. Разработка такой ЯЭУ (несмотря на
«беспарниковой» электроэнергетики с активной ролью космонав-
имеющийся значительный задел) является весьма сложной про-
тики может быть реализован лишь при выполнении ряда условий.
блемой. Хотя тепловые мощности урановых реакторов наземных
Будем считать, что развитие электроядерных АЭС полностью

<< Пред. стр.

страница 3
(всего 11)

ОГЛАВЛЕНИЕ

След. стр. >>

Copyright © Design by: Sunlight webdesign