Category: энергетика

Category was added automatically. Read all entries about "энергетика".

*

Как на средства "Зеленого фонда" создать солнечную энергетику с элементами космического базирования?

Завершена переработка презентации проектов компании AVANTA для зарубежных инвесторов с учетом текущей ситуации по безуглеродной солнечной энергетике.

тайконавт

Идею энергомоста Луна - Земля отложили в долгий ящик

Всё ещё впереди!

Оригинал взят у universe_viewer в Идею энергомоста Луна - Земля отложили в долгий ящик
Главный конструктор Исследовательского центра имени Келдыша Виталий Семенов так и не смог добиться реализации проекта снабжения Земли энергией из космоса

Источник - http://www.trud.ru/article/21-05-2016/1337591_ideju_energomosta_luna--zemlja_otlozhili_v_dolgij_jaschik.html
Автор - Виталий Головачев, обозреватель «Труда»


Фото: globallookpress.com

Свое давнее обещание не смог выполнить главный конструктор Исследовательского центра имени М.В. Келдыша, крупный специалист в области перспективной космической энергетики, координатор подготовки пилотируемого полета на Марс Виталий Семенов. А началась эта история более четверти века назад...

Весной 1990-го, использовав задел, имеющийся в отечественной космонавтике, и собственные разработки, Семенов подготовил для предстоящих переговоров в Вашингтоне тогдашних президентов Михаила Горбачева и Джорджа Буша предложение о масштабном сотрудничестве двух держав в научно-практической сфере. Речь шла об объединении усилий в реализации чрезвычайно важного для нашей планеты глобального проекта — об энергоснабжении Земли из космоса.

Над документом для президента СССР работа шла, как тогда было принято, в режиме полной секретности. Только через 15 лет после распада СССР я попросил ученого рассказать подробности. «Нет, не могу, времени прошло еще недостаточно, — ответил Виталий Феликсович. — Хотя сама по себе научно-техническая проблема не содержит закрытых сведений, но здесь накладываются еще и политические моменты... Давайте-ка вернемся к этому разговору после 2015-го, как раз пройдет четверть века — это будет нормальный срок...»
Collapse )
тайконавт

Не платоновские диалоги

ZTTT: Чем вам не угодила электромагнитная катапульта? Там неоспоримое преимущество есть в возможности рекуперации энергии, например. Есть еще ворох преимуществ типа бесконтактности и др.
По поводу каменных труб... Недостаток керамики вообще и базальтов в частности в их хрупкости. Существуют чуть более пластические керамики, например, на базе системы Si-Al-O-N (т.н. сиалоны), но это явно не базальт, да и вязкости даже их не хватает для применения в двигателях внутренного сгорания (опытные образцы так и не пошли в крупную серию). А вы предлагаете затолкать туда поршень, движущийся с гиперзвуковой скоростью...
В общем, даже если вам удастся сделать очень толстые стенки и вся труба не взорвется по мере прохождения ударной волны, все равно останется проблема продольного отслаивания кусков базальта со временем. Там ведь еще и тепловые нагрузки, т.е. неравномерное тепловое расширение. А у вас хрупкий базальт. Вот представьте, что на поврехности поршень создает температуру хотя бы 800С, а снаружи лунная ночь и -100 (или сколько там ночью). Сколько катапульт сможет принять эта труба до выхода из строя? А если отслаивающиеся обломки будут падать прямо на катапульту?
Ну и еще один момент. Практически все тубопроводы (газовые, водяные, нефтяные) снабжают П-образными вставками для избежания гидравлического удара. Боюсь, вам не удсатся сделать такие вставки в вашем трубоповоде - катапульта не сможет повернуть на 90 градусов, двигаясь с такой скоростью. Можно было бы подумать о мембаранах, но выдержат ли мембраны ударную волну такой энергии? Мне кажется, что нет.
...
ZTTT: Хм. Я вам задал конкретные технические вопросы, а в ответ получил поток слов на тему "никто меня не любит, никто меня не понимает, все меня обижают". Как хотите.

AOM: ... Вопросы то не по существу, а так.
Ну, к примеру, чего стоит Ваш совет "Практически все трубопроводы (газовые, водяные, нефтяные) снабжают П-образными вставками для избежания гидравлического удара"? Предложите делать П-образные ставки артиллеристам - у них давление в стволе несколько тыс. атм. Думаете, они примут Ваше рацпредложение? А здесь давление на выходе из сопла порядка 1 атм. и меньше. Причем, трубопровод катапульты - это не орудийный ствол т.к. площадь сечения трубы в несколько раз больше площади поперечного сечения модуля [снаряда]. Так что и Ваши опасения относительно прочности ствола из плавленого реголита или базальта переадресуйте артиллеристам. Что касается замечаний по КПД, то и здесь эти замечания плоды невнимательности - я решал задачу увеличения удельной мощности катапульты, что намного важнее задачи повышения КПД. Газо-ракетная катапульта имеет в несколько тысяч раз большую удельную мощность (кВт/кг), чем электромагнитная. Теперь и Вы это знаете. И, надеюсь, теперь также понимаете, что доставить на Луну газо-ракетную катапульту проще и дешевле чем электромагнитную. Такие дела.
И еще - если вдруг снова появится такого рода рацпредложения, то очень прошу Вас опубликовать их с Вашей настоящей фамилией, именем и отчеством. Слабо?

источник

тайконавт

Колонизация Луны через возвращение в каменный век



Вот выборка из сетевых публикаций.

1. Базальт в открытом космосе: лунный и марсианский базальт

Темные области, которые видны на земной Луне, или как их еще называют, лунные моря, - это равнины потоков базальтовой лавы. Образцы этих пород были привезены в рамках американской программы Аполло и российской программы Луна, и  широко представлены на лунных метеоритах.

Collapse )
* * *

Итак, первые топоры и наконечники копий и стрел лунных колонистов будут не железными, а каменными. Так технологически и экономически выгоднее. В справочниках разные данные по удельной теплоте плавления базальта: 210 кДж/кг; 90 кал/г (380 кДж/кг); 420 кДж/кг. Поэтому разумно допустить, что промышленная установка по плавлению лунного базальта потребляет не менее 500 кДж/кг (см. также инф. по теме здесь).

Однозначно, на первом этапе каменного века, установка по литью различных изделий, полезных для колонизации Луны, должна иметь ядерный источник энергии, а не солнечный. Здесь на Луне, при должной автоматизации нет необходимости в дорогостоящей системе мер по обеспечению радиационной безопасности – в ряде случаев допустима наведенная радиоактивность каменных отливок [которая будет невысокая из-за отсутствия никеля в базальте].

Таким видом изделия, безразличного к собственной радиоактивности при эксплуатации являются каменные трубы реактивной газовой катапульты. Даже в случае использования её для запуска и посадок пилотируемых транспортных модулей – время воздействия мало (десятки секунд) и результат облучения ничтожен. При этом, базальтовый взлетно-посадочный трубопровод решает проблему создания удлинённых участков разгона и торможения модулей с щадящим ускорением: 3-4 g вместо проектных 8-10 g.

Проектная длина реактивной катапульты 18 км при разгоне до 1-й лунной космической скорости и 36 км при разгоне до 2-й космической. При диаметре чуть более 1,5 метров, масса трубопровода, доставляемого частями с Земли равна 54 и 108 тонн соответственно. В случае изготовления трубопровода катапульты из деталей полученных на Луне методом литья из базальта, масса трубопровода увеличивается до 10-20 тыс. тонн (в варианте с толщиной стенки 50 мм), но масса готовых частей трубопровода, доставляемых с Земли, сокращается до 1-2 тонн, основная доля которых приходится на герметизирующие вставки.

К этой массе грузов, доставляемых на Луну, следует прибавить и агрегат с ядерным реактором, необходимый для плавления базальта и его литья по формам.  Сердце агрегата – высокотемпературный ядерный реактор. Готовым прототипом такого реактора является реактор ядерного двигателя РД-0410 с тепловой мощностью 196 МВт и массой 2 тонны. Поскольку, для плавления базальта достаточно 1370-1500 К, вместо штатной температуры 3100 К, то в качестве составной части плавильного агрегата мощность реактора будет около 100 МВт. В виду замены агрессивного горячего водорода инертными газами (гелий и т.п.), рабочий ресурс такого реактора возрастает до приемлемых величин (см. проект высокотемпературного реактора с гелием в качестве теплоносителя). При указанных параметрах следует ожидать, что производительность плавильного агрегата будет порядка 200 кг расплавленного базальта в 1 секунду т.к. затраты на плавление 1 кг сырья равны 0,5 МДж.  Соответственно, для изготовления отливок трубопровода общей массой 10-20 тыс. тонн, при непрерывной подачи сырья в плавильную печь, время работы агрегата составит от 14 до 28 часов. Если же изготавливается более длинная катапульта с ускорением пониженным до 4 g, то рабочий ресурс агрегата должен составить 1-2 суток, что значительно меньше возможного рабочего ресурса ядерной плавильной  машины. Таким образом, ядерно-каменный век лунной цивилизации, сулит хорошие перспективы для перехода от древних неэффективных ракетных технологий к прогрессивным транспортным средствам колонизации Луны.


Collapse )
тайконавт

Лунная реактивная катапульта с минимальным расходом ракетного топлива (3)

Продолжение, начало см. здесь.

NASA предложило заинтересованным партнерам программу CATALIST - Lunar Cargo Transportation and Landing by Soft Touchdown (Доставка груза на Луну с осуществлением мягкой посадки).

Наш бесплатный ответ NASA – это не только новаторские способы доставки груза на Луну с осуществлением мягкой посадки, но и способы взлета с Луны.

Есть несколько вариантов. Наиболее интересны варианты старта и посадки лунного модуля с астронавтами.

Рассмотрим вариант старта.

Лунный модуль заправляется ракетным топливом на базе и помещается через шлюз в трубопровод. Перед этим экипаж занимает места в кабине модуля. Затем включается ЖРД и модуль разгоняется по трубе. Продукты сгорания ракет топлива остаются внутри трубопровода. При помощи соответствующих средств они удаляются и поступают на переработку для производства ракетного топлива (лучше всего высококипящего). В конце трубопровода находится шлюз с аэродинамическим окном. Модуль покидает трубопровод и выходит на орбиту вокруг Луны и после маневров стыкуется с орбитальной станцией или космическим кораблем, прибывшим с Земли. Пассажиры модуля переходят в орбитальную станцию (корабль). Их место в модуле занимают астронавты прибывшие с Земли. Модуль заправляется топливом, доставленным с Земли. За счет этого запаса он совершает посадку на базу. После ремонтного обслуживания и заправки топливом он снова готов к старту с использованием трубопровода.

Масса такой реактивной катапульты укладывается в 50-60 тонн (без учета насыпи из реголита, под которым размещена труба катапульты) при длине 18-20 км. Однако, даже при частичном исполнении, эта катапульта выгодна, ведь возвращение для повторного использования половины, трети или четверти рабочего тела реактивных двигателей дает значительный экономический эффект – каждая тонна груза, доставленная на поверхность Луны обходится в 100 млн. долларов и экономия на топливе, которое нужно для возвращения экипажа с Луны обеспечивает реальную выгоду. Так, даже в процессе развертывания, катапульта может использоваться и обеспечивать значительный экономический эффект за счет которого может финансироваться дальнейшее сооружение трубопровода катапульты. При длине в 1 км экономится до 25% топлива, при 4 км экономится до 50% (данные приблизительные). Что касается системы регенерации воды в кислородно-водородное ракетное топливо, то реальные системы электролиза способны производить 100 тонн топлива в течение года на каждые 100 кВт электрической мощности.

Понятно, что газовая реактивная катапульта в таком варианте применения не может быть заменена тяжеловесной электромагнитной катапультой. Легкая недорогая газовая может использоваться редко, с большими интервалами, тогда как массивная и дорогостоящая электромагнитная катапульта должна постоянно работать, что бы обеспечить эффективную амортизацию.

Рассмотрим вариант посадки.

Посадочный модуль по касательной подходит к поверхности Луны в точку входа в трубопровод (с большим начальным диаметром входа – около 5 метров при полутораметровом диаметре модуля). Здесь могут использоваться средства предварительного наведения модуля через посадку (без снижения скорости) на открытую путевую структуру, с которой, модуль, продолжая движение, входит через аэродинамическое окно в трубопровод. В трубопроводе модуль за счет работы ЖРД осуществляет торможение и остановку. Отработанные газы ЖРД откачиваются из трубопровода и регенерируются.


Такой вариант предпочтительней для доставки на базу грузов, а не людей. При обеспечении необходимого уровня безопасности он может применяться и для доставки людей. Возможно, по причине более высоко уровня безопасности вместо этого варианта доставки грузов и пассажиров на базу, будет использоваться способ торможения модуля пылевым облаком, создаваемым грунтометами.

Для других вариантов, вместо термохимического двигателя предпочтительнее твердофазные ЯРД с рабочим телом на основе гелия и водорода. Однако, в виду простоты, легкости и низкой стоимости путевой структуры по сравнению с электромагнитной пушкой, возможно использование термохимических двигателей вместо ядерных. Топливо для них производится из отработанных газов за счет солнечной энергии или ядерной. Это выгодно так же тем, что топливо можно накапливать в периоды бездействия катапульты, при низких грузопотоках, тогда как при использовании электромагнитной пушки есть проблемы с дешевым и немассивным способом накопления энергии.



NASA категорически не желает допускать к участию в конкурсе даже американские фирмы с российскими учредителями. А Роскосмос категорически не желает проводить подобные конкурсы - не желает терять монополию и потому в планах на будущее опирается только на устаревшие дедовские технологии. И что прикажете делать?
.

Лунная реактивная катапульта с минимальным расходом ракетного топлива (2)

Первая часть статьи размещена здесь.



Почему реактивная катапульта вместо электромагнитной активной? И почему лучше с ЯРД?

А потому, что системы прямого преобразования тепла в кинетическую энергию всегда лучше систем с многозвенным способом получения механического движения из исходной тепловой энергии. Электромагнитная пушка требует источников энергии и привод с удельной массой до 10 кг/кВт, тогда как реактивный двигатель обеспечивает доли килограмма на киловатт. И потом, реактивная катапульта не расходует рабочее тело, так же как и электромагнитная пушка. А катапульта с ЯРД вообще не требует электроэнергии.

Почему катапульта с холодным (низкотемпературным) ТФЯРД?

А потому, что при линейном снижении температуры твердофазного реактивного двигателя его рабочий ресурс увеличивается геометрически. Для "холодного" ТФЯРД на водороде с удельным импульсом 2200-3300 м/с можно ожидать рабочий ресурс длительностью больше одного года.

При 117ºС (390 К) среднеквадратичная скорость молекул водорода будет 2200 м/с.
При 607ºС (880 К) среднеквадратичная скорость молекул водорода будет 3300 м/с.
При 1357ºС скорость молекул будет 4500 м/с.

Таким образом, бустер, работающий в трубопроводе с "холодным" твердофазным ЯРД имеет все условия для надежной работы в течении года и больше.

Можно, конечно, рассматривать и турбореактивный ядерный двигатель на водороде, но пока представляется, что ракетный движок с вытеснительной подачей водорода будет проще и надежнее.

Поскольку здесь отсутствуют потери рабочего тела, то для увеличения рабочего ресурса ТФЯРД водород может быть заменен на гелий или на смесь гелия с водородом. Этим можно уменьшить эрозионное действие "горячего" водорода на конструкционные элементы реактора.

При 607ºС (880 К) среднеквадратичная скорость молекул гелия равна 2345 м/с.
При 950ºС (1223 К) среднеквадратичная скорость молекул гелия равна 2763 м/с.
Соответственно, удельный импульс ТФЯРД (кпд = 80%) с гелием в качестве рабочего тела, будет равен 1876 м/с и 2211 м/с, что достаточно для разгона одноступенчатого бустера до 1680 м/с – первой космической скорости на Луне. Двухступенчатый вариант обеспечит выброс порции груза со второй космической скоростью – 2380 м/с. Благодаря низкой температуре и инертности гелия обеспечивается нормальный рабочий ресурс ТФЯРД, гарантирующий низкую себестоимость транспортных операций.

Бустер, работающий в трубопроводе с "холодным" твердофазным ЯРД имеет все условия для надежной работы в течении года и больше". Фактически холодный ТФЯРД - это почти типовой реактор, который нагревает водород вместо воды или других видов рабочих тел.

Например, малый ресурс горячего водородного РД-0410 определяется износом конструкционных материалов т.к. слишком тяжелые условия работы для них в типовом ТФЯРД. А здесь условия щадящие, почти гуманные. Малый ресурс "горячих" ТФЯРД определяется не быстрым расходом ядерного топлива, но прежде всего износом конструкционных материалов.

Грузы, запускаемые с Луны реактивной катапультой с холодным водородно-гелиевый ТФЯРД можно использовать для запуска КА с Земли, в том числе и в сторону Луны. Если реактивная катапульта запускает каждые полминуты грузы квантом в 1 тонну, то Земли на НОО можно вывести не менее 1 тонны полезных грузов на каждую тонну грузов с Луны. Итого, 500 тыс. тонн ежегодно. Но, никто не мешает запускать и меньшие партии в первое время. При этом холодный водородно-гелиевый ТФЯРД не нуждается в частой перезагрузке ядерного топлива.

Проект "Плутон" - набор готовых решений для лунной реактивной катапульты

Для лунной реактивной катапульты с водородно-гелиевым ТФЯРД имеется прошедший испытания готовый ядерный двигатель образца 1961 года. Это первый в мире «атомный» прямоточный реактивный двигатель Tory-IIA. Есть так же Tory-IIC, который успешно прошел пятиминутные испытания спустя три года. Рабочий ресурс при использовании воздуха в качестве рабочего тела составляет больше 100 часов. 500-МВт реактор под названием «Тори» проектировался очень горячим, с рабочей температурой более 1600ºС (2500 F или 1863 К). При такой температуре среднеквадратичная скорость молекул водорода равна 4823 м/с, а молекул гелия – 3410 м/с. Соответственно, при кпд преобразования тепловой энергии в кинетическую энергию реактивной струи равном 80%, удельный импульс водородного ТФЯРД равен 3860 м/с, а гелиевого 2730 м/с. С таким уд. имп. вторая космическая скорость одноступенчатого лунного бустера обеспечивается при расходе рабочего тела равного приблизительно 50 и 60 процентам стартовой массы.

Проект закрыт 1 Июля 1964 года, спустя семь с половиной лет после начала. Общая стоимость составила $260 миллионов ещё не обесцененных долларов того времени. В пике над ним работало 350 человек в лаборатории и ещё 100 на полигоне 401. Цена летающего реактора – 50 миллионов долларов за штуку. В современных долларах – это где-то 200 млн. долл.за штуку. Плюс относительно легкая путевая структура на Луне (трубопровод, засыпанный реголитом), с системой откачки газа, криогенного оборудования, и стационарного источника энергии с капельно-струйным холодильником и складом.

Альтернативные транспортные средства эвакуации экипажа на основе ракетной катапульты и грунтомётов

Ракетная катапульта решает проблему минимизации расхода ракетного топлива на возвращении экипажа лунной базы. При старте в улавливающем газы реактивной струи трубопроводе, устраняется необходимость завоза топлива на базу. Отработанные газы, состоящие из воды, углекислого газа, азота и в ряде случаев водорода, откачиваются из трубопровода и перерабатываются (в основном) в высококипящее ракетное топливо, которым заправляются лунные взлетно-посадочные модули.

Экономический и массовый эффект здесь многократный, однако за него надо платить доставкой на Луну частей трубопровода. При допустимых ускорениях порядка 80 м/с2, разгонные участки для достижения скорости 1700 м/с равны 18 км, а для скорости 2400 м/с равны 36 км. При использовании двух или трехслойной гофрированной стенки, с толщиной каждого слоя около 0,1 мм, с использование несущих свойств грунта, в который погружена труба, масса трубы из сплавов алюминия будет порядка 3 тонн на 1 км при внутреннем диаметре 1,5-2 метра. Соответственно, масса путевой структуры катапульты будет равна 54 и 108 тоннам. Оценки приблизительные и реальная масса может варьироваться. За счет использования колец полученных на базе из местного сырья методом базальтового литья, массу завозимых с Земли частей трубопровода можно многократно сократить.

Collapse )

Следующим этапом может стать использование трубопровода для посадки пилотируемых и грузовых модулей. В этом случае на базу начинает поступать рабочее тело для ракетных двигателей в избытке, что позволяет помимо астронавтов вывозить с базы различные грузы. Есть вариант создания посадочной путевой структуры массой порядка 10 тонн (!). Такое устройство может быть доставлено на базу несколькими пусками (об этом будет отдельная заметка).

Вместе с тем, не менее перспективной может быть технология торможения модулей за счет потоков лунной пыли, создаваемой цепочкой грунтомётов в виде протяженного облака на участке торможения модулей (при этом используется запас заранее просеянного реголита). В этом случае, посадочные модули должны быть оборудованы одноразовыми тормозными экранами, например, на основе стали, вольфрама или обедненного урана. Запас ракетного топлива для взлета на посадочных модулях так же отсутствует, т.к. заправка предусмотрена на базе. При взлете используется трубопровод и заправляемое рабочее тело улавливается и после регенерации возвращается в топливохранилище. Таким образом, масса грузов, доставляемая на лунную базу может быть многократно увеличена за счет сокращения запасов топлива, необходимых для посадки и взлёта с Луны.



Перепост на МарсТракторе
.

Лунная реактивная катапульта с минимальным расходом ракетного топлива

Всё для лунной базы! Всё для успеха колонистов!



Лунная база второго этапа может быть оснащена описываемым ниже вариантом лунной катапульты. Здесь вместо известной системы электромагнитного разгона грузовых контейнеров применяется более простая новаторская ракетная система. Её основу образует трубопровод на поверхности Луны, в котором, при выбросе грузов с Луны в космос, осуществляется разгон и торможение многоразовых ракетных бустеров с сохранением внутри трубопровода газов реактивной струи. Отработанное рабочее тело собирается, регенерируется и повторно используется.

В случае использования кислородно-водородного топлива, продукты сгорания в виде паров воды и/или ледяного осадка на стенках трубы собираются и перерабатываются электролизным способом в ракетное кислородно-водородное топливо для повторного использования.

Возможен вариант ракетной трубопроводной катапульты на основе бустеров с твердофазным ядерным ракетным двигателем (ТФЯРД) с водородом в качестве рабочего тела. В этом случае не требуется переработка отработанных газов ракетного двигателя – необходимо только аккумуляция разряженной водородной среды внутри трубопровода, сжатие и охлаждение для получения жидкого водорода, пригодного для использования в ядерном бустере.  Здесь может использоваться низкотемпературный ядерный реактор (с большим ресурсом работы) в виду того, что в для эффективного разгона в лунных условиях достаточно использовать водородный двигатель с невысоким удельным импульсом: 4000-6000 м/с.

Давление внутри трубопровода может составлять на разных участках от 1/1000 до 1/10000 бар. Бустеры оснащены теплозащитой и тормозными экранами, которые обеспечивают их торможение и остановку после сброса грузового контейнера на участке максимального разгона. Контейнеры сбрасываются в средней части трубопровода при достижении скорости 1700-2400 м/с. При использовании бустеров с высоким удельным импульсом вместо торможения на основе взаимодействия с газовой средой трубопровода, как вариант может использоваться торможение за счет работы ракетных двигателей.

Трубопровод может быть выполнен полностью герметичным, без открытых участков для выброса грузовых контейнеров. Это возможно в результате использования магнитной сцепки между бустером, движущимся внутри трубопровода и грузовым контейнером, размещенным снаружи трубопровода. Здесь используется магнитное поле, проникающее через стенку трубопровода и связывающее таким образом магнитные системы подвеса бустера и грузового контейнера в процессе разгона.

В качестве бустеров могут использоваться аналоги ракет «V2», «Викинг» или «Аэроби-Хи».  Разумеется, более надежными будут бустеры с газовытеснительной системой подачи топлива. При относительно умеренных средних ускорениях порядка 80 м/с2, разгонные участки для достижения скорости 1700 м/с равны 18 км, а для скорости 2400 м/с равны 36 км.  Вместе с участками торможения полная длина трубопровода составит 36 и 72 км соответственно. В предыдущих статьях давался расчет масс трубопроводов из различных материалов с толщиной стенки 0,25 мм (для защиты от метеоритной эрозии трубопровод засыпается реголитом). Для километрового участка такого трубопровода из алюминиевого сплава, при диаметре 1,5 метра, его масса будет равна 3 тоннам.  Соответственно, масса путевой структуры катапульты будет равна 108 и 216 тоннам.   К этому следует приплюсовать массу системы регенерации топлива, для неядерного варианта, где при мощности электролизеров в 1 МВт из воды будет производиться 1000 тонн ракетного топлива каждый год.  Здесь дополнительная масса не должна превысить 10-20 тонн даже с учетом массы фотоэлектрических преобразователей.

Для лунной базы так сказать полуторного этапа, реально использование более простой системы взлетно-посадочной трубопроводной путевой структуры.  Например, для вывода грузового контейнера на низкую окололунную орбиту может использоваться стартовый участок протяженностью только 18 км с массой 54 т. В этом случае, почти все «выхлопные газы» ракетного двигателя улавливаются и повторно используются. Тот же короткий трубопровод может использоваться для приема посадочных модулей, что потребует незначительно увеличения массы трубопровода из-за создания дополнительной открытой путевой структуры, к открытой поверхности которой модуль, оборудованный электродинамическим подвесом,  первоначально прижимается вспомогательными ракетными двигателями: с этого участка модуль затем через разрывную мембрану шлюза входит в трубопровод и тормозится в нем при помощи своего ракетного двигателя. Отработанные газы сохраняются, аккумулируются и после переработки повторно используются при старте этого же взлетно-посадочного модуля. В результате применения такой взлетно-посадочной системы масса грузов, доставляемых на Луну, увеличивается в несколько раз.

Эта же транспортная система может применяться и для посадки и старта пилотируемых модулей,  для чего вместо грузовых контейнеров модули оснащаются двухместными кабинами сечением 0,7 х 1,5 метров, и применяется трубопровод диаметром до 2 метров. Ускорение 8-10 g астронавтам придется потерпеть, что возможно без ущерба т.к. время действия ускорения при разгоне до первой космической скорости составит только 21 секунду (для достижения второй космической скорости потребуется потерпеть 30 секунд).

Аналогичную систему можно применить так же в составе лунной орбитальной станции (в том числе в составе орбитального накопителя лунного вещества), однако из-за необходимости обеспечения защиты трубопровода от метеорной эрозии, масса такой системы ускорения модулей будет значительно больше её налунного варианта.

Настоящий проект представлен в концептуальном виде. Графические и другие материалы могут быть даны в ходе последующего обсуждения проекта

Collapse )
Продолжение (часть вторая) здесь

Перепост на МарсТракторе
тайконавт

Кому таторы, а кому ляторы

"Пять тонн аккумуляторов несколько напрягают. Нужно рассмотреть вариант с топливными элементами"

Рассмотрим вариант с топливными элементами (ТЭ). Для уменьшения массы предлагается новаторский вариант: в качестве хранилища топлива для ТЭ используются  баки с топливом взлетной ступени лунного модуля. Здесь сразу решаем проблему массы специальных отдельных баков для хранения горючего и окислителя – всё уже есть в наличии и плодить сущности сверх необходимого нам нет нужды, а все что сверх того бритвой Оккама и сейсахвия.

Collapse )

3. Если модуль использует гидразин (или его смеси) с тетраоксидом азота, как в лунном модуле программы «Аполлон», то тогда его можно использовать в комбинации с ТЭ использующим гидразин. Такие ТЭ известны и могут быть приняты во внимание для проекта «Луна семь». Взлетная ступень лунного модуля использует 2353 кг топлива. При длительности лунной ночи в районе Пика Дерзости равной 6 суткам, каждые сутки с ТЭ может использоваться 392 кг топлива. При возможном запасе энергии 5,8 МДж/кг (что следует уточнить), и при кпд ТЭ равном 45%, мощность электрогенератора составит около 12 кВт, а тепловая мощность - 14,5 кВт. На выходе из ТЭ вода и азот. Вода используется в СЖО, а азот закачивается под давлением в баки отработанной посадочной ступени и хранится там при температуре лунной ночи равной -150°С.  Днем, при наличии эффективной термоизоляции, азот постепенно испаряется и выкачивается из баков первой ступени, перерабатывается в четырехокись азота за счет энергии солнечных батарей и возвращается в баки ступени лунного взлетного модуля. Возможно, лучший вариант будет при замене тетраоксида азота пероксидом водорода, но это надо обсчитывать и проверять.

Вариант три больше всего соответствует реалиям и его можно принять за основу, при проверке варианта с ТЭ вместо аккумуляторов. Удельная масса современных ТЭ находится в пределах от 1 до 10 кг/кВт. Удельная масса установки по регенерации топлива будет в пределах 10 кг/кВт (следует уточнить).  Таким образом, энергоблок лунной базы при электрической мощности до 12 кВт, без учета массы проводников и других сопутствующих частей, должен иметь массу порядка 250 кг. Разумеется, даже при массе в 1000 кг, масса установки на ТЭ будет меньше массы аккумуляторов. В дневное время, за счет солнечных батарей выработка и потребление электроэнергии будет больше чем ночью. В данном варианте, мощность ТЭ лимитирована только той массой топлива, которая содержится в лунном модуле. При большем запасе, ночная мощность будет выше.
тайконавт

ОПИСАНИЕ ИЗОБРЕТЕНИЯ К ПАТЕНТУ RU 2451631 C1 (ч2)

... (см. часть 1)

В ином варианте при организации межорбитального кругооборота лития и поставках с Земли фтора, фактическая энергоемкость фтора при окислении им лития из бортовых запасов КАН достигает величины в 32,3 МДж/кг. С учетом тормозного тепла, дополнительно выделяемого фтором, это в итоге обеспечивает энергию в 59,6 МДж/кг, преобразование которой в электрическую форму дает 42,2 МДж/кг при потребности тросового двигателя в энергии объемом не выше 32 МДж/кг. Избыток составляет 10,2 МДж/кг. Если условия эксплуатации КАН не требуют значительных энергозатрат на преодоление аэродинамического сопротивления, то избыток может быть израсходован на поставку дополнительных грузов в диапазоне 0,32-0,64 кг на каждый 1 кг фтора.

Способ, предусматривающий разложение продуктов химической реакции, то есть регенерацию топлива, и организацию межорбитального кругооборота продуктов разложения и синтеза, дает возможность вместо дефицитного бериллия и неудобного в обращении фтора использовать более доступные и удобные вещества, например, такие как алюминий и кислород. Тогда при межорбитальном кругообороте алюминия энергоемкость груза из кислорода при его использовании на орбитальной энергостанции КАН будет равна 34,9 МДж/кг, а при межорбитальном кругообороте кислорода и поставках с Земли алюминия энергоемкость металлического горючего равна 31 МДж/кг. Здесь наряду с тепловой энергией, выделяемой при относительном торможении грузов в КАН, создается энергетический ресурс и для попутного вывода с Земли любых других грузов с невыгодной низкой энергоемкостью. Однако использование избытка энергии, выделяемой грузами, в спутниковой энергостанции лучше всего осуществлять на основе других более эффективных веществ.

Поставки с Земли водорода при его окислении фтором из бортовых запасов КАН дают выделение энергии в размере 270 МДж на каждый 1 кг водорода. Дополнительно к этой величине прибавляется тепло объемом 27,3 МДж/кг, что поднимает удельную величину энергоснабжения почти до 300 МДж/кг. Такой избыток энергии дает возможность при поставках в КАН водорода на каждый 1 его килограмм дополнительно транспортировать с Земли еще 8,29 килограммов любых других веществ без учета использования тепла, выделяемого в камере приема грузов. С использованием этого ресурса масса попутных грузов может возрасти до 16,58 кг на 1 кг груза в виде водорода. Замена фтора кислородом не существенно уменьшает производство энергии для двигательной установки КАН - генерация энергии снижается до 119,5 МДж на 1 кг водорода, что с учетом рекуперации тепла, выделяемого при приеме попутных грузов, дает массу попутных грузов в 7,18 кг на 1 кг груза в виде водорода. Допустима и замена кислорода литием - энергоемкость водорода в этом случае снижается до удовлетворительной величины в 90,7 МДж/кг.


Collapse )

Вместе с тем, при сохранении значения энергетической поддержки РН для большинства случаев использования топлива менее калорийного, чем бериллий-кислород или литий-фтор, значительные результаты обеспечиваются другим, более расширенным вариантом энергоснабжения КАН - использованием бросового тепла, выделяемого в камере приема грузов. Как уже отмечалось, грузы, нагревшиеся при относительном торможении в камере, продвигаются в теплообменный отдел камеры, оснащенный тепловыми аккумуляторами. Отбор тепла от вещества, захваченного КАН, производится так, что по мере остывания его при продвижении сквозь батарею тепловых аккумуляторов используются теплонакапливающие вещества со все более низкой температурой фазового перехода. Скрытая теплота плавления (и/или парообразования) теплоаккумулирующих веществ затем используется для выработки электроэнергии в парогазовых установках (КПД=0,6). Тепло от относительного торможения грузов в КАН дает 27,17 МДж/кг (для круговой скорости на высоте 120 км), что после трансформации дает 16,3 МДж/кг электроэнергии и с избытком покрывает дефицит энергопотребления ЭДТС без помощи солнечных энергостанций или суборбитальных РН с дополнительным горизонтальным разгоном.

Здесь такие топливные пары, как бериллий-кислород и литий-фтор способны полностью обеспечить КАН энергией для выполнения работы по их доставке в орбитальные хранилища. Другие же виды топлива, если их не используют с вышеуказанными топливными парами, требуют дополнительной подпитки энергией из других источников. Когда в качестве промежуточного или переходного варианта в качестве вспомогательного источника используют солнечную энергостанцию, то по сравнению с прототипом масса и площадь светоприемных панелей энергостанции многократно сокращается. Применение в качестве груза-энергоносителя топлива алюминий-азот сокращает потребность в использовании солнечной энергии в 3,4 раза, топлива бор-азот сокращает потребность в 4,3 раза, топлива литий-водород в 4,9 раз, пары водород-кислород в 6,3 раза, водород-фтор сокращает потребность в 6,6 раз, топливо кремний-кислород дает сокращение в 9 раз, пара алюминий-кислород обеспечивает сокращение в 12,7 раз, а топливо бор-кислород снижает потребление солнечной энергии в 30,8 раза по сравнению с прототипом при выполнении равного объема работы по доставке грузов в орбитальные хранилища.

... (см. продолжение ч3)