LINEBURG


<< Пред. стр.

страница 4
(всего 11)

ОГЛАВЛЕНИЕ

След. стр. >>

АЭС достигли уровня 4,5млн.кВт.тепл. (мощность единичного
обеспечено как научно техническим заделом (поэтому крупных
электрогенератора – до 1,5млн.кВт) при ресурсе 30-40 лет (правда,
технических проблем не возникнет), так и почти сформировав-
с несколькими перегрузками активной зоны). Однако температура
шейся кооперацией. Что касается неизбежного сохранения и
активной зоны в наземных АЭС значительно ниже, чем требуется
строительства новых ТЭС (что уже не относится к «беспарнико-
для нагрева хладагента замкнутого контура – 4Не (1500K). Для
вым» ТЭС) – главным образом парогазовых схем с более высоким
получения на ЯЭУ ресурса в 10 лет возможно также придётся
КПД – которым предполагается отвести в общем балансе энерго-
прибегнуть к замене активной зоны (например, путём выброса от-
выработки не более 25% (2,5млрд.кВт.эл), то можно ожидать даже
работанной активной зоны в космос). Кстати, напомним, что
некоторого снижения выбросов СО2 за счёт повышения КПД (т.е.
единственные космические реакторы, выпущенные ещё в СССР и
их сохранение не увеличит темпов роста «парникового» эффекта).
49 50
реально отработавшие свой ресурс на орбите в течение несколь- В этом случае наиболее критическим элементом является соз-
ких месяцев имели тепловую мощность около 100кВт. дание РД для лунной ракеты, где в качестве двухкомпонентного
Кроме того, требуется разработка сверхлёгких ЭРД с энерго- топлива используется окислитель – криогенный О2, а металличе-
массовым совершенством ?эрд = 0,3 – 0,5кг/кВт.эл, вместо имею- ское горючее (например, Al или Si) подаётся в камеру сгорания в
щихся сейчас ЭРД с ?эрд= 1:-2кг/кВт.эл. В сумме энергомассовое порошкообразном виде.
совершенство всей ядерно-электрической установки не должно Для упрощения отработки может оказаться целесообразным
превышать ?ЭЯРДУ= 3-3,5кг/кВт.эл. создание не РД с необходимой тягой 50т, а многодвигательной
Таким образом, только в случае комплексного решения всей ДУ, например, на базе связки из 4-х РД тягой по 12,5т. Кстати, это
проблемы – «термоядерный реактор, работающий на топливе D + может упростить и проблему управления качанием каждого дви-
3
Не + система преобразования полученной в реакторе энергии за- гателя, а также увеличить надёжность, например, при отказе одно-
ряженных частиц в электроэнергию + создание сверхмощной (по го двигателя, для чего достаточно в качестве номинальной тяги
космическим масштабам) ЯЭУ электрической мощностью 50МВт принять двигатели по 16т. с возможностью их дросселирования.
+ ЭРД, работающих на «нетрадиционном» рабочем теле – Н2 при И, наконец, в качестве ещё одного компромисса перейти на почти
удельном импульсе тяги до 25000-30000с + создание в составе уже отработанную схему кислород-метанового ЖРД, где в обрат-
КА-танкера завода по извлечению из сложной атмосферы Урана, ном полёте используется «земной» метан и лунный кислород.
(СН4 +Н2 + 3Не +4Не) товарного 3Не и рабочего тела ЭРД – Н2;а Преимуществом этого варианта является возможность созда-
также создания самого автоматического танкера «Земля – Уран – ния как первого этапа более простого – кислородного завода со-
Земля» начальной массой 450т. при массе заправки рабочим телом вместно с околоземной топливно-заправочной станцией на чисто
(земным или лунным) массой ˜ 200т» – возможно формирование коммерческой основе с быстрой экономической отдачей. Кроме
экологически чистого «термоядерного» сектора «беспарниковой» того, не требуется разработки сложной ЯЭРДУ – вся транспортная
наземной электроэнергетики мощностью до 2,5млрд.кВт. В прин- система основана только на применении ЖРД на химических топ-
ципе допустимо увеличение этой мощности до 5млрд.кВт, что ливах и солнечно-электрических буксиров, многие элементы ко-
технически наверняка выполнимо и требует лишь увеличения торых хорошо отработаны ( а ленточные СБ прошли испытания на
производства КА и темпов пусков. КС «Мир»)
В случае реализации этого варианта сценария не потребуется Какой из этих вариантов будет реализован, покажет сама
ни создания ЛЭС и лунной транспортной системы, ни вообще ос- жизнь. Возможно, даже, что реализовываться они будут оба, по-
воения Луны для энергетических целей. скольку необходимость создания космических ЯЭУ большой
В другом варианте сценария– создание самой ТЯЭС и косми- мощности является важнейшим условием исследования как даль-
ческой ЯЭРДУ мультимегаваттного класса не успевает к заданно- них планет Солнечной системы, так и полётов за её пределы – в
му сроку (а срок начала функционирования всех рассматриваемых межзвёздное пространство.
систем по условиям нарастающего глобального кризиса не может
быть отодвинут за 2050г, поскольку потом вся эта энергетика мо- Глава 7. О возможных дополнительных крупномасштаб-
жет вообще не понадобиться!!!). Тогда наиболее вероятным и бо- ных потребителях «космического» топлива
лее технически продвинутым вариантом (помимо ТЭС и ЭЯЭС)
становится создание ЛЭС с признанием важности программы ос- Выше были рассмотрены проблемы добычи и транспортиров-
воения Луны, включая создание жилого комплекса, космодрома и ки космического топлива применительно к задаче создания систем
кончая производственным комплексом по извлечению лунного «беспарникового» энергоснабжения Земли (ТЯЭС и ЛЭС).
ракетного топлива и веществ для изготовления различных конст- Сегодня можно говорить о двух дополнительных целевых по-
руктационных и электротехнических материалов для энергоизлу- требителях:
чательного солнечно-микроволнового комплекса.
51 52
– системе увода ампул с РАО в наиболее заманчивый «косми- мощностью 10 МВт с массой 20 т, ЭРД массой 5 т, тягой R=12 кг
ческий могильник» – за пределы Солнечной системы; и удельным импульсом тяги Iуд = 8700 с, а также 87 т рабочего те-
– системе защиты Земли от столкновения с ОКО. ла (“лунного кислорода”, переливаемого в бак КА массой 5 т) из
расходных ёмкостей околоземной топливозаправочной станции, а
также манипулятора и элементов общей сборки массой ˜ 7 т. Вре-
7.1. Увод ампул с радиоактивными отходами (РАО) за
мя работы ЭРД на обоих участках – 2 года (0, 8 года – разгон
пределы Солнечной системы
внутри СДЗ и 1, 2 года на гелиоцентрическом участке). Весь даль-
Увод РАО с околоземной орбиты предлагается осуществлять
нейший пассивный полет КА через Солнечную систему по пара-
в наиболее привлекательный, с точки зрения длительной радиаци-
болической траектории занимает 15 лет. Таким образом, на орбиту
онной безопасности, «вечный» космический могильник – за пре-
ОИЗС ежегодно выводится с Земли ˜ 660 т “сухих” грузов (в т.ч.
делы Солнечной системы. Для этого баллистические возможности
100 т РАО) при характерном темпе пусков ˜ 11 суток, что вполне
разгонного ракетного блока должны обеспечить после участка
приемлемо. Расход же лунного топлива О2 ˜ 170т с топливозапра-
разгона набор скорости, который соответствует конечной скоро-
вочной станции также невелик (˜ 25 % от массы ампул с РАО и
сти ˜ 42км/с на гелиоцентрической орбите Земли. Дальнейший
СЭРДУ).
полёт в пределах Солнечной системы осуществляется пассивно –
Вариант 2:
по параболе.
Одноимпульсный разгон на одноразовым РБ с ЖРД на О2 + Н2
Рассмотрено 3 варианта, как с использованием разгона на ма-
с набором скорости 8 км/сек и практически мало зависящей по
лой тяге (СЭРДУ с Iуд˜ 8200с и R=12,5кг.) так и с использовани-
суммарной массе от принятой массы (размера) ампул с РАО, тре-
ем РБ с кислород-водородными ЖРД с Iуд=470с.
бует суммарного грузопотока на околоземную орбиту 8500 т/год,
Темп увода принят 100т. РАО/год (600т/год с учётом ампул).
что в 13 раз больше чем для Варианта 1.
Вариант 1.
Вариант 3.
Здесь используется одноступенчатый одноразовый РБ с
При сохранении схемы Варианта 2 – запуска ампул с ОИЗС с
СЭРДУ, унифицированный с маршевой ДУ лунного межорби-
помощью РБ на кислород-водородных ЖРД, но, как и в Варианте
тального буксира.
1, необходимый “дешевый” кислород заправляется в космические
При такой значительной массе разгоняемого груза (600т.) и
аппараты (размерность их не определяется) с топливозаправочной
больших баллистических энергозатратах (V хар ˜19 км/сек) (мно-
орбитальной станции, а водород поставляется, как и ампулы с
говитковый разгон с потерями внутри СДЗ до набора геоцентри-
РАО, с Земли с помощью СВ. В этом случае общий грузопоток с
ческой параболической скорости и последующий практически од-
Земли составит 1710 т/год.(в т.ч. 1050 т водорода в баках), а за-
новитковый разгон в сфере действия Солнца, до набора 3й косми-
правка кислорода с ОТЗС ˜ 6000 т/год.
ческой скорости -42 км/сек, обеспечивающей пассивный пролет
Рассмотрение применения других низкоэнергетических лун-
через всю Солнечную систему и вылет за ее пределы), начальная
ных топлив типа О2+ Al (O2 +Si) при Iуд =250 c. вообще нецелесо-
масса КА на ОИСЗ с учетом собственно масс СЭРДУ (˜30 т), ра-
образно из-за малой баллистической эффективности их в этой
бочего тела и топливных баков составила бы не менее 850 т.
энергонапряженной задаче. Таким образом, наилучшим (по массе)
Из условия непревышения начальной массы КА величиной,
вариантом увода РАО является вариант 1: использование СЭРДУ
соизмеримой с размерностью МКС в полной комплектации (420
с лунным топливом, заправляемым с ОЗТЗС в количестве всего
т), задача увода 100 т. РАО/год решается с помощью запуска двух
170 т/год (грузопоток с Земли – 660 т). В случае же подтвержде-
одинаковых КА, указанной начальной массы, с интервалом 0,5
ния запасов воды (льда) в приполярных кратерах Луны и доставки
года.
воды на ОИСЗ с использованием “паровых” ЯРД, либо добычи
В состав каждого КА входит 10 ампул массой по 30 т, выво-
кислорода из земной атмосферы с помощью орбитального нако-
димых на ОИСЗ с помощью СВ (Земля – ОИСЗ – Земля), собст-
пителя, потребный расход О2 должен быть уточнен.
венно ракетный блок в составе СЭУ в виде СБ электрической
53 54
Применение самого принципа многократного воздействия
одиночными ядерными взрывами сравнительно малой мощности
7.2. Системы защиты Земли от опасных естественных
является вынужденным по ряду причин:
космических объектов (ОКО)
– однократный взрыв заглубленного заряда большой мощно-
Подавляющее число населения в мире либо вообще не имеет
сти, расколет объект на крупные фрагменты различного размера,
никакого представления ни о проблеме ОКО, ни о системе защиты
неконтролируемо разлетающиеся почти по сфере, причем траек-
Земли от ОКО, либо рассматривает ее как чисто спекулятивную.
тории части сильно активированных фрагментов могут проходить
Однако специалистам она представляется вполне серьезной, дос-
через атмосферу и центр Земли, что неприемлемо.
тойной анализа для поиска возможных путей решения. Здесь речь
– неизбежность многократного воздействия ”мелкими” заря-
пойдет только о достаточно крупных ОКО естественного проис-
дами вытекает из неконтролируемости параметров движения ОКО
хождения (хотя сегодня на Землю уже регулярно падают фрагмен-
после каждого взрыва (неточность системы самонаведения, ошиб-
ты объектов техногенного происхождения размерами до 1 м2 каж-
ки момента подрыва и, соответственно, положения точки подрыва
дую неделю, и не все они сгорают в атмосфере).
по отношению к объекту, незнание точной массы объекта, непра-
Одним из способов защиты Земли от естественных ОКО при-
вильность его формы (далекой от сферической), вращения и – как
менительно к так называемым периодическим ОКО с характерным
следствие – общая ошибка вектора скорости ОКО после воздейст-
периодом обращения вокруг Солнца несколько лет, эллиптическая
вия, компенсируемая последующими корректирующими воздей-
траектория которого хорошо известна, является однократное ме-
ствиями. При этом до следующего воздействия должны быть
ханическое воздействие на ОКО с помощью КА-перехватчика (со-
проведены траекторные измерения с околоземной информацион-
ударение) малым импульсом, величина и направление которого
ной системы (хотя бы несколько измерений) при характерном
хорошо рассчитываются. В результате даже малого изменения па-
времени запаздывания обратного сигнала до нескольких десятков
раметров траектории ОКО за время последующего пассивного
секунд). Повторяем, что эта схема – сложная, но вынужденная.
движения после удара в течение нескольких витков (Т? ˜10 лет)
Первые стартующие перехватчики, обеспечивающие встречу
происходит постепенное увеличение расчетного промаха до необ-
на дальнем рубеже должны иметь максимальный набор скорости
ходимой величины. Такие оценки были сделаны в ИПМ РАН име-
Vхар после отработки маршевой ДУ всего топлива.
ни Келдыша. В качестве ОКО рассматривался астероид d=200м
Последние (на ближнем рубеже, например 1 млн. км от Земли)
массой ˜ 15 млн. т. В качестве “перехватчика” – КА с массой ˜ 10
– минимальный. Это достигается более ранней отсечкой работы
т с солнечно-электрической ДУ (с ЭРД) мощностью 20 кВт.эл, ра-
ДУ при полностью однотипных и одинаково заправленных РП
ботающей до момента столкновения в течение 1, 5 лет; дальней-
(что практически удобнее, но вызовет некоторый общий перерас-
шее отклонение траектории ОКО за 11 лет составит в момент наи-
ход топлива), либо, что, технически более сложно, – недоливом
большего сближения с Землей 100 000 км, что приемлемо. Для
топлива в ракеты последнего рубежа. Подразумевается что РП
этой задачи проблемы топлива вообще не существует (расход “то-
полностью стандартизованы, в т.ч. по объему баков, что неизбеж-
плива” – рабочего тела ЭРД составит всего несколько сотен кг).
но при столь массовом производстве (˜ 12 тыс. шт.).
Гораздо более сложна защита от ядер так называемых долго-
Подробной проработки баллистического построения системы
периодических комет на первом витке (при первом “неожидан-
не делалось (включая систему обнаружения). Приведенные ниже
ном” сближении), поскольку из-за малости времени от обнаруже-
результаты грубых оценок по упрощенной схеме сделаны только
ния до гипотетического столкновения возможно отклонение тра-
для оценки масштаба потребного запаса топлива ракет-
ектории лишь в результате воздействия взрывами нескольких ты-
перехватчиков.
сяч ядерных зарядов, точно доставляемых к ОКО к заданному мо-
В качестве исходных данных принято:
менту подрыва ЯЗ.
– диаметр ОКО 300 м
– масса 3,5 млн. т
55 56
– дальность обнаружения радиолокационными методами 10 Темп же расходования с ОЗТЗС лунных топлив составит ˜ 2
млн. км. тыс т/год для Н2+О2 и ˜ 7.2 тыс. т/год для топлива Al+O2 (Si+O2).
– скорость сближения ОКО с Землей 30 км/с. При десятилетнем развертывании, учитывая, массу 12 тыс. шт. РП
– полный баланс времени до встречи с Землей < 4 суток. при единичной сухой массе ˜ 1 т грузопоток с Земли на ОИСЗ со-
Система состоит из 2-х ракетных батарей по 6 тыс. ракет- ставит ˜ 1100-1200 т/год.
перехватчиков в каждой. Каждая ракета перехватчик (РП) массой Таким образом, для двух важных задач, находящихся за пре-
в 2,5 т имеет одноступенчатый ракетный блок с кислород- делами проблемы экологически чистого энергоснабжения – т.е.
водородным топливом. В качестве полезной нагрузки РП, обла- (РАО) и (ОКО) – в зависимости от принятого типа топлива и схем
дающим запасом скорости ˜ 4,8 км/с, размещена ступень самона- полета диапазон суммарных потребностей в ЛТ, заправляемом с
ведения и ЯБЗ общей массой 0,5 т, обеспечивающая подрыв ЯЗ на ОТЗС составит от 170 т/год до 1600 т/год соответственно.
заданной дальности от ОКО. Суммарное последовательное воз-
действие 6 тыс. ЯЗ обеспечивает отклонение ОКО в районе Земли
на 100 тыс. км.
Заправка топливом РП – 0,25 т Н2 и 1,37 т О2 (всего 1,62 т), а
общая масса топлива во всей системе М? = 19,4 тыс.т. При развер-
тывании системы в течение 10 лет темп доставки топлива в охра-
няемую зону дежурства (батарею) М=1940 т/год. При размещении
обоих батарей в точке либрации 1,2 системы Земля-Солнце воз-
можна заправка РП с лунных топливных заводов на полюсах Лу-
ны и доставка с помощью солнечно-электрических буксиров.
При использовании на участке перехвата ОКО лунного топли-
ва типа О2 + Al с Iуд = 250с стартовая масса РП составит 7,1 т, а
масса топлива 6,1 т: полная масса топлива в системе 73,2 тыс. т, а
темп доставки 7320 т/год.
Указанные цифры не учитывают затрат на доставку топлива с
Луны с помощью, например 2-х ступенчатой системы типа лунной
ракеты с ЖРД на О2+Si и солнечно-электрического буксира.
Вопросы длительного хранения криогенных топлив Н2 и О2 не
рассматривались. Предполагалась как возможность хранения за-
правленных ракет в термостатированном ангаре с активной систе-
мой криостатирования, либо хранение криогенных компонентов
отдельно от незаправленных (сухих) ракет в крупногабаритных
термостатированных баках и быстрой заправки с помощью мощ-
ных ТНА, приводимых либо от униполярных электродвигателей
большой мощности (от СБ), либо от турбин, работающих на тех
же штатных компонентах (О2+Н2). Без учета затрат на энергосис-
темы заправки жидкими компонентами полная масса конструкции
всех кислород-водородных РП (включая головные части) составит
– 11 тыс. т, а кислород-алюминиевых ˜ 12 тыс. т.
57 58
ком электролизном производстве алюминия, зарядке аккумуля-
торных батарей все возрастающего парка электромобилей, элек-
Часть II
троснабжении поездов и т.д.). Однако большая часть СВЧ энергии
Технические возможности создания преобразовывается на месте в переменный ток промышленных
демонстрационной ЛЭС за 10-15 лет параметров и передается удаленным потребителям по традицион-
ным наземным проводным ЛЭП.
Введение Высокая потенциальная эффективность ЛЭС базируется на
ряде благоприятных обстоятельств:
Главная задача данного материала – продемонстрировать без- Состав лунного сырья позволяет изготавливать из него и эле-
условную реализуемость ЛЭС, причем в конкретном варианте – менты ЛЭС – энергоизлучательного комплекса (ЭИК) и ракетное
демонстрационной ЛЭС. топливо для многоразовых транспортных космических кораблей,
Что касается будущей крупномасштабной ЛЭС с Nэл = 3 млрд. доставляющих с Земли оборудование топливных заводов и техно-
кВт (3-х тераваттная ЛЭС) приведем лишь некоторые соображе- логических линий по производству ЭИК’а.
ния в пользу ее создания: Уже сегодня по всем наиболее важным типам «земного» тех-
создание такой ЛЭС за 30 лет эксплуатации позволит сохра- нологического оборудования достигнута исключительно низкая
нить до 200 млрд. т условного топлива и снизить выбросы «пар- материалоемкость (или, соответственно, высокая удельная произ-
никового газа» СО2 на 600 млрд. т. водительность на единицу массы). Масса самого оборудования по
стоимость электроэнергии составит до 0,01 долл./кВт ч, вме- отношению к массе конечного продукта, произведенного за жиз-
сто ˜ 0,1 долл./кВт ч на «осредненной» современной ТЭС. ненный цикл агрегата, например для экскаватора, самосвала и ме-
таллургического прокатного оборудования составляют 0,000002,
Глава 1. Концепция станции экологически чистой 0,00001 и 0,001 соответственно. Поэтому доставка заводов на Лу-
ну, если будет разработана соответствующая транспортная систе-
лунной системы электроснабжения Земли по микро-
ма и подобрано соответствующее топливо, весьма эффективна и
волновому лучу (ЛЭС), обоснование схемы и параметров
экономична.
будущей штатной крупномасштабной системы; выбор
В случае применения такой космической транспортной систе-
мощности, схемы, конструкции и массы материалов для
мы, использующей только лунное топливо для доставки на Луну
демонстрационной ЛЭС
оборудования всех заводов, включая топливный завод, из массы
добытого сырья получается столько топлива, что его с большим
Сама инженерная идея ЛЭС проста: с помощью доставленно-
избытком хватает для доставки не только самого топливного заво-
го на Луну с Земли высокопроизводительного оборудования, из
да, но и всех заводов по созданию энергоизлучательного комплек-
лунного сырья изготавливаются два важнейших элемента энерго-
са. Система приобретает новое качество – саморазвития. При
излучательного комплекса ЛЭС – ЭИК'а – первичный источник
энергетических возможностях топлива в ракетных двигателях
электроэнергии – солнечная батарея (СБ) и передающий радио-
транспортной системы, доставка 1 кг полезного груза с околозем-
технический комплекс в виде фазированной антенной решетки
ной орбиты (например, оборудования) требует ˜ 6 кг лунного топ-
(ФАР). СБ вырабатывает постоянный ток, снабжая генераторы
лива, а масса топлива, выработанного на лунном топливном заво-
СВЧ диапазона ФАР. ФАР формирует «острый» энергетический
де за его жизненный цикл и доставленного на околоземную орби-
СВЧ-луч, наводимый на наземную приемную антенну (ректенну),
ту (например, для заправки пилотируемых транспортных кораблей
где СВЧ энергия преобразуется в постоянный ток и используется
с целью доставки персонала на лунную производственную базу) в
либо непосредственно в ряде технологических потребителей
15-20 раз больше, чем масса всех «сухих» конструкций достав-
(электролизном производстве водорода из воды для перспектив-
ной экологически чистой «водородной» энергетики, в энергоем-
59 60
ленных предварительно с Земли на ОИСЗ (кораблей, орбитальной го сырья, автор в некоторых случаях отошел от этого «экстреми-
накопительной станции и собственно лунного топливного завода). стского» тезиса во имя главной цели – создания ЛЭС в кратчай-
Конструкция ЭИК'а (СБ + ФАР) должна базироваться на при- шие сроки. В частности, например, при полной теоретической
менении большого количества однотипных технологически про- возможности изготавливать главные элементы радиотехнического
стых элементов, производство которых можно легко наладить на комплекса – например твердотельные транзисторы – из лунного
Луне, автоматизировать и добиться высоких темпов производства сырья путем выращивания высококачественных монокристаллов
и монтажа, чтобы выполнить главную задачу – обеспечить макси- сверхчистого кремния и их обработки на автоматизированном за-
мально низкие сроки окончания строительства. воде (возможно, что при создании 3-х тераваттной ЛЭС так и бу-
Заметим, что задача создания ЛЭС (как демонстрационной, дет), все-таки решено их просто доставлять готовыми с Земли.
так и штатной – крупноразмерной) не требует решения фундамен- Аналогичное решение принято и по достаточно мощным электро-
тальных проблем в отличие от задачи УТС. вакуумным приборам – СВЧ генераторам (клистронам). Кроме
Создание демонстрационной ЛЭС – типичная междисципли- того необходима доставка ряда веществ, не говоря уже о «буфер-
нарная задача, для строгого решения которой необходимо исполь- ной» воде, для работы электрохимических генераторов и выработ-
зование знаний и методов различных разделов науки и техники: ки «затравочного» водорода для «запуска» процесса извлечения из
внешней баллистики, термодинамики, электродинамики, электро- лунного сырья железа (где затем водород возвращается в замкну-
техники, горного дела, технологии добычи и переработки лунного тый цикл). Также неизбежна доставка земного «затравочного»
сырья, металлопрокатки и др. фтористого калия для добычи алюминия и «топливного» кремния.
Излагаемый ниже материал имеет несколько особенностей: Хотя в ряде работ даже часть технологического оборудования
Изложение всех разделов сделано в форме, доступной для чи- рекомендуется изготавливать из лунного сырья (например, стани-
тателя, не являющегося специалистом во всех указанных областях ны прокатных станов из крупных блоков плавленого реголита, или
знаний. В то же время, оно достаточно корректно. детали корпусов луноходов и модулей жилкомплекса), в настоя-
Все разделы включают, помимо качественного описания схем, щей работе все оборудование – «привозное». Причина не только в
конструкций и процессов, обязательные количественные резуль- том, что сам процесс отработки специально спроектированного
таты, хотя безусловно и приближенные; оборудования для работы в лунных условиях займет значительное
Анализом охвачены все основные элементы технологической время, в т.ч. для набора необходимой статистики по качеству вы-
цепочки по созданию ЛЭС. Полученные приближенные количест- пускаемой продукции.
венные оценки позволят дать достаточно полное представление Сама идея доставки заводов исходит из того, что низкая их
как об облике и параметрах основного технологического оборудо- материалоемкость на единицу массы выпускаемой продукции реа-
вания, так и о масштабах ЛЭС в целом. Они должны подтвердить лизуется лишь при длительном жизненном цикле, т.е. при боль-
реализуемость демонстрационной ЛЭС – важнейшего шага на пу- шой длительности эксплуатации (20-30 лет). При малом же сроке
ти создания в обозримые сроки ЛЭС на уровне 3 ТВт. Основные эксплуатации и, следовательно, малой массе выпущенной продук-
массообразующие элементы ЭИК'а – антенные ленты из железа, ции (независимо от того, будут ли это вещества, полуфабрикаты
налунные опоры и, многокилометровые сети алюминиевых токо- или готовые изделия), масса самого завода может оказаться суще-
водов (кабелей) и пенокремнеземных волноводов, общая масса ственно больше общей массы требуемых изделий. А для принятой
которых измеряется, как будет показано ниже, десятками тысяч идеологии форсированного по времени создания всей ЛЭС харак-
тонн, целесообразно изготавливать на месте, т.к. потребная масса терен именно такой случай (ресурс оборудования заведомо будет
соответствующих заводов будет по крайней мере на порядок не выработан).
меньше. Выбор основных параметров демонстрационной ЛЭС, прежде
В то же время, несмотря на заманчивость идеи изготовления всего ее энергоизлучательного комплекса (ЭИК'а), – в первую
всех деталей демонстрационной ЛЭС целиком и только из лунно- очередь мощности N, длины волны СВЧ излучения ?, – предопре-
61 62
деляет геометрические размеры (диаметр), влияющие на расход
материалов, сырья, грузопоток оборудования на Луну и, как след- Таблица 1
ствие, – на стоимость создания. Характеристики ЛЭС умеренной мощности.
Выбор мощности должен учитывать ряд часто противоречи-
вых требований. Желательно, чтобы такая одноканальная ЛЭС Установленная мощность
(формирующая только один луч) имела мощность, соизмеримую с Характеристика млн. кВт
мощностью единичного луча одного модуля будущей штатной 1 10 100
ЛЭС мощностью в 3 млрд. кВт. Это позволит на штатной ЛЭС от- Энерговыработка в ГВт лет 5 50 500
казаться от необходимости формирования (и управления) сложной млрд. Затраты на соз-
многолучевой, с количеством лучей в несколько сотен, диаграммы долл. дание и эксплуа- 60 91 243
направленности, и обойтись формированием на каждом модуле США тацию
отдельного луча, автономно наводимого на «свою» наземную при- (1990) Доход от прода- 4,4 44 438
емную антенну (ректенну). Мощность ЛЭС должна быть соизме- жи электроэнер-
рима с мощностью уже созданных ЭС различных типов, состав- гии
ляющей для ГЭС 12,5 млн. кВт (планируется 18 млн. кВт на ки- Чистая прибыль -56 -47 195
тайской ГЭС «Три ущелья»), 9 млн. кВт для АЭС и 8 млн. кВт для Себестоимость энергии 1,4 0,2 0,05
ТЭС соответственно. Это позволит в дальнейшем эффективно ис- долл./кВт ч
пользовать часть наземных проводных ЛЭП.
Важны и экономические соображения. Так, некоторые оценки, Оценим влияние мощности, а по существу диаметра ЛЭС в
проведенные в США, показали, что в диапазоне установленных плане, на массу ЛЭС (т.е. на массу готовых материалов). Энерго-
мощностей ЛЭС от 1 до 100 млн. кВт эл. их экономические харак- выработка единичной ЛЭС неравномерна по времени. Установ-
теристики сильно различаются. В таблице 1 приведены экономи- ленная мощность ЛЭС характеризуется пиковой мощностью в
ческие расчеты по ЛЭС при сроках развертывания 3 года и экс- лунный полдень. В рассматриваемой далее схеме ЛЭС у источни-
плуатации 10 лет и цене отпускаемой электроэнергии 10 цен- ка электроэнергии (СБ) и передающей антенны, выполненной в
тов/кВт ч (по другим оценкам – 5 центов/кВт ч), что примерно со- виде фазированной антенной решетки (ФАР) диаметры СБ и ФАР
ответствует рентабельной работе тепловых ТЭС. одинаковы, dCБ = dФАР = dЛЭС. При этом пиковая (и средняя) мощ-
При мощности в 1млн кВт станция заведомо убыточна, т.к. ности ЛЭС зависят от диаметра СБ. В табл. 2 приведена зависи-
несмотря на относительно низкую и приемлемою стоимость раз- мость пиковой и средней мощностей, а также массы ЛЭС от диа-
работки, доход от продажи электроэнергии низок, что приводит к метра.
стоимости отпускаемой энергии почти в 15 раз выше существую-
щей. При мощности 100 млн. кВт экономические параметры стан- Таблица 2
ции привлекательны, себестоимость вдвое ниже сегодняшней от- Зависимость Nmax, Nср, МЛЭС, от диаметра ЛЭС.
пускной цены. Однако крайне высоки затраты на создание стан-
ции – 243 млрд. Мощность же в 10 млн. кВт представляется наи- Диаметр антенны (СБ) км 5 20 40
более разумным компромиссом: себестоимость всего в 2 раза вы- Максимальная мощность млн.
ше средней, зато затраты на создание хотя и высоки, но гораздо кВт в лунный полдень 0,9 15 61
более приемлемы ˜ 90 млрд. долл. Средняя мощность млн. кВт (за 0,1 3,3 19
28 суток)
Масса тыс.т. 3,3 65 240
63 64
При d = 5 км реализуются слишком малая средняя мощность сечением тоководов 3 ? 10 мкм при шаге ˜ ?/25; что незначитель-
(100 МВт), велик размер ректенны, хотя величина массы заманчи- но снижает выходную мощность СБ (в пределах 0,1 %). КПД пре-
во мала. При d = 40 км слишком велика пиковая мощность (61 образования электрического постоянного тока в транзисторе в вы-
млн. кВт), затрудняющая интегрирование ректенны ЛЭС в назем- сокочастотный сигнал на антенну – 50 %. Частота задающего сиг-

<< Пред. стр.

страница 4
(всего 11)

ОГЛАВЛЕНИЕ

След. стр. >>

Copyright © Design by: Sunlight webdesign