Орбитер с использованием Solar thermal propulsion

4В закладки

Существуют различные подходы для реализации концепции планетолета ( орбитера ), т.е. космического корабля, который не предназначен для взлета/посадки с/на планеты.

  • связка солнечные панели + ЭРД
  • связка ядерный реактор + преобразователь в электроэнергию + ЭРД
  • ЯРД ( NTP Nuclear thermal propulsion )
  • ТЯРД ( пока только гипотетически )

Еще одии вид ракетных двигателей, который для планетолетов основан на использовании Solar thermal propulsion (STP).

Впервые концепция STP была предложена в 1956 г. немецким инженером Krafft Ehricke.

STP использует в качестве источника энергии солнечное излучение: На Земле 1400 w/м2, на Марсе 620 w/м2

From: Design and Thermal Analysis of a Solar Thermal Thruster by Krishti Das

Солнечная тепловая двигательная установка работает за счет концентрации солнечной энергии с помощью отражателя / концентратора, который фокусирует энергию в полости приемника, который, в свою очередь, нагревает пропеллент. Затем нагретый пропеллент выбрасывается через сопло, создавая тягу. Следовательно, эта система не требует электрического генератора для создания тяги, а основными компонентами системы STP являются концентратор, полость приемник-поглотитель, система сопряжения концентратор-приемник, система подачи пропеллента и собственно двигатель с соплом.

Существуют две разновидности солнечной тепловой двигательной установки, различающиеся в первую очередь способом использования солнечной энергии для нагрева пропеллента:

Непрямой нагрев включает перекачку пропеллента через трубы в теплообменнике, который нагревается солнечным излучением. Температура до которой может быть нагрет пропеллент, ограничена температурой, которую выдерживают материалы теплообменника.

Наиболее часто используется вольфрам и рений по отдельности или в сплаве.

  • Вольфрам — температура плавления 3695 K, цена за 1 кг. $25 — $2500, но в основном $100 -$350.
  • Рений — температура плавления 3459 K, цена за 1 кг. Из-за низкой доступности и высокого спроса рений является одним из самых дорогих металлов. Цена на него сильно зависит от чистоты металла, 1 кг рения стоит от $1000 — $10 000

При прямом солнечном нагреве пропеллент подвергается прямому воздействию солнечного излучения. Пропеллент (например: водород) прозрачен и не может быть нагрет таким способом. Добавление специальных теплопоглощающих присадок решает эту проблему, но увеличивает среднюю молекулярную массу, и как следствие снижает УИ.

Ниже на диаграммах показано положение системы STP по отношению к другим двигателям по этим двум показателям.

Системы STP находятся между наиболее часто используемыми химическими двигательными установками и электрическими двигательными установками. Химические двигательные установки характеризуются высоким отношением тяги к массе и низким удельным импульсом. Электрические двигательные установки отличаются высоким удельным импульсом и самым низким соотношением тяги к весу. Системы STP, предлагают промежуточные характеристики, обеспечивая более высокий удельный импульс и меньшую массу двигательной установки, чем химические двигательные установки, и более высокую тягу по сравнению с электрическими двигательными установками. Существенное преимущество STP также как и NTP в отличие от систем, построенных на комбинации (ядерный реактор — ЭРД), в том что не требуются радиаторы для сброса излишков тепла.

  • Уде́льный и́мпульс (Уде́льная тя́га, Isp) — отношение тяги к весовому расходу топлива; в этом случае она измеряется в секундах (т. е. время, в течение которого двигатель может развивать тягу в 1 кгc, используя массу топлива в 1 кг (то есть весом 1 кгс))
  • Тяговооружённость (T/W, TWR thrust-to-weight ratio) — отношение тяги двигателя к весу двигателя. Для реактивных двигателей тяговооружённость является безразмерной величиной (размерность ньютон тяги к ньютону веса).

Хотя в космосе еще не работал ни один двигатель STP, но наземные эксперименты проводились.

В экспериментальных установках при температуре 2000-3000 K удалось достичь реальный УИ 700-800 sec, что в 2-3 раза выше чем у ЖРД.

Теоретически УИ STP возможно увеличить до 1200 сек. Для этого необходимо поднять рабочую температуру. При температурах выше 3000K и низком давлении молекулы водорода H2 распадаются на атомы, что уменьшает среднюю молекулярную массу и увеличивает УИ.

Уже существуют технологии зеркал на основе тонких металлизированных пленок например листы майлара толщиной 5 мкм, с массой всего 7 г/м². Более продвинутые технологии материалов, такие как алюминиевая пленка, на графеновой пене, могут иметь массу всего 0,1 г/м².

Даже если не учитывать экзотические идеи ( с жидким рением и т.п.), существующие технологии и материалы, обеспечивают УИ вплоть до 900 c, что уже в 3 раза больше, чем например УИ метановых ЖРД. При этом может быть достигнута тяга в несколько сотен или даже тысяч ньютонов.

Тяга = 2 * Мощность / ( УИ * g ) * КПД. При площади зеркал в 10 000 м2 (Условно это квадрат со стороной 100 м) Тяга = 2 * 10 000 м2 * 1 000 вт / ( 800 * 9.81 ) * 80 % ~ 2000 Н. При этом масса зеркал 10 000 * 0,007 = 70 кг + каркас (надувной или тросовый) предположим еще 100-200 кг.

Возможное использование STP планетолета в комбинации со Starship. Первый полет STP планетолета к Марсу — транспортировка двух ( для резервирования ) полностью заправленных Starship, которые будут служить шаттлами для полетов между орбитой и поверхностю Марса. Заправка Starship потребуется только в первом полете к Марсу. Далее Startship – марсианский шаттл заправляется на Марсе, а земной соответственно на Земле.

  • SpaceX Starship
  • Сухая масса 120 т
  • Топливо 1200 т
  • УИ (vac) 380 s
  • Starship: Delta V = 380 * 9.81 * ln ( (1200 + 120) / 120 ) ~ 8940 м/c
  • Планетолет STP Delta V = 800 * 9.81 * ln ( (1200 + 120) / 120 ) ~ 18 800 м/c
  • Планетолет STP Delta V = 800 * 9.81 * ln ( (300 + 120) / 120 ) ~ 9800 м/c
  • Планетолет STP Delta V = 800 * 9.81 * ln ( (200 + 120) / 120 ) ~ 7697 м/c

Т.о. вместо 12 запусков танкеров для заправки межорбитального StarShip, достоаточно 2-3 танкера с водородом для STP планетолета. Никаких «грязных» ядерных двигателей, но область использования не дальше Марса.

P.S. На первый взгляд все замечательно. Но так как такой планетолет не реализован, то наверно существуют пока еще нерешенные инженерные проблемы ?

Источники:

Если вы нашли ошибку, пожалуйста, выделите фрагмент текста и нажмите Ctrl+Enter.

18
Войдите, чтобы видеть ещё 66 комментариев, участвовать в обсуждении и не видеть рекламу.
Космическая Альпака
Вечность назад

> Но так как такой планетолет не реализован, то наверно существуют пока еще нерешенные инженерные проблемы ? Помимо проблемы необходимости создания большого вогнутого зеркала с пусть и не уровня телескопа, но с достаточно точной формой для фокусировки всего света на двигателе, о которой уже сказали выше, есть ещё проблема, что рабочее тело - водород. Обычно на межпланетных аппаратах в качестве маршевых используют двигатели на гидразине и N2O4. Оба компонента плотнее воды и при комнатной температуре являются жидкостями, что позволяет без проблем хранить их неограниченно долго в компактных баках. Водород же имеет в жидком виде плотность в 7% от плотности воды, и требует криогенных температур. Причём в межпланетном полёте нам нужно хранить его месяцами, а то и годами... В результате рост удельного импульса даже в 2,5 раза (320 -> 800 секунд) оказывается недостаточным чтобы оправдать такие сложности с хранением. Сравнение же со StarShip смысла не имеет, т.к. он тоже ещё не реализован. Реализованы лишь аппараты массой в несколько тонн.

Дмитрий Олегович
Вечность назад

В своем перечислении концепций межорбитальных буксиров (орбитеров) вы упустили IMHO главный (в будущем) тип: Панель фотоприемника лазерного излучения + ЭРДУ; лучшие — с ЭРДУ высокой тяги с переменным удельным импульсом, типа VASIMR или ЭРДУ со спиральной гофрировкой магнитного поля (Беклемишев, ИЯФ им. Будкера). Такую схему (правда, с ЭРДУ малой тяги с фиксированным УИ) рассматривает NASA вот в таком проекте полета на 500 астрономических единиц за 12 лет, для установки телескопа, использующего солнечное гравитационное линзирование: https://www.nasa.gov/directorates/spacetech/niac/2017_Phase_I_Phase_II/Propulsion_Architecture_for_Interstellar_Precursor_Missions/ Конечно, для того, чтобы "чалма" такой системы работала, необходима прилагающаяся к ней "сковорода" из лазерного optical phased array соответствующего размера, но пока этот вариант видится именно как будущее освоения Солнечной Системы (наряду с системой ротоваторов, конечно же, ротоваторы со временем станут основой транспортной системы на основных направлениях), — солнечные станции с передачей энергии при помощи лазерных optical phased array, и очень простые корабли, с панелями фотоприемников (они же — радиаторы для самих себя), и ЭРДУ высокой тяги с переменным УИ. Все это можно производить в космосе же без того хайтека и редких/опасных элементов, что нужны для ядерных или термоядерных двигателей, радикально проще, чем они, и достаточно всеядно в плане рабочего тела (последнее касается ЭРДУ [со спиральной гофрировкой магнитного поля] Беклемишева). У солнечных станций с optical phased array есть хорошая синергия с орбитальной энергетикой, а у орбитальной энергетики — с задачей снабжения марсианской колонии (чем опускать на поверхность более, чем х2 больше солнечных панелей (х2++ нужно только для компенсации ночного времени), а, главное, большой объем батарей, — достаточно разместить несколько солнечных станций на ареостационарной орбите, несколько, чтобы Марс дважды в год не перекрывал все станции по ночам, и на поверхность можно будет спускать только малый круглосуточно работающий приемник. В принципе это имеет хорошую синергию и с земными задачами, связанными с освоением Марса: наиболее эффективная транспортная система (ДО появления ротоваторов), основанная на многоразовых системах вывода типа Starship + SuperHavy, — цепочка космодромов на экваторе, расположенная так, чтобы первая ступень садилась на следующую площадку, не возвращаясь. Оптимально было бы производить метан из углекислого газа и воды, и сжижать кислород на месте же, используя возобновляемую энергию. Вот вам и шанс испытать орбитальные электростанции до того, как развернуть их на Марсе: запустить несколько станций на экваториальных орбитах, ниже радиационных поясов (помним,что на экваторе они выше всего расположены, так что можно разместить станции на орбитах выше точки затенения Землей (от 1200++, НЯП/ЕМНИП (тут могу ошибаться в значении, но это не суть важно)); это самый экономичный вариант размещения группировки солнечных станций и приемников их энергии! При этом на Земле станции производства топлива (и приемники энергии) будут работать с максимальным коэффициентом использования установленной мощности, — энергия круглосуточно, и это без каких-либо трат на аккумуляцию! Бонус таких орбитальных солнечных энергостанций в том, что с ними можно будет оптимизировать эту космическую транспортную систему: будет достаточно вывода ПН "на химии" только до НОО (что для Земли, где "О" — "околоземной", что для Марса, где "О", — "околомарсовой" ("околомарсианской"?)), а дальше можно будет все теми же межорбитальными буксирами, снабжаемыми энергией с этих станций, орбиту выведенной ПН поднимать/ менять, а то и разгонять в сторону Марса с Земли, и/или в сторону Земли с Марса! В пределе, если у нас есть optical phased array, один, или несколько (один, у Земли, побольше, или два, поменьше, если и у земли и у Марса... Или цепочка еще более маленьких), таких, чтобы их диаметр и расположение позволяли подсвечивать буксир на протяжении всего пути до Марса с Земли (или до Земли с Марса), то такой буксир будет способен делать перелет за 39 дней (расчет компании Ad Astra, разработчика двигателя VASIMR, для корабля с VASIMR, питаемого энергией с ядерной установки с плотностью мощности (гравиметрической, Вт на кг) хуже чем та, что легко достижима с панелями лазерных фотоприемников), а то и быстрее, что наверняка будет востребованной опцией для перевозки людей! :)

Сергей Королёв
Вечность назад

Очевидный вопрос - как мы будет это фокусировать. Жесткой при таких габаритах конструкцию не сделать, тк вес будет запредельным (а жесткость важна, т.к. при габаритах 100х100 м при малейшем изменении ускорения аппарата фокусировка мгновенно слетит). Очевидное решение - сегментные зеркала по 0,25-1 м2 с системой фокусировки, причем вся электромеханическая часть (десятки тысяч приводов, кабели чтобы все это питать. электроника) должна иметь защиту от радиации и т.п. сколько это будет весить и как такое собрать на орбите - боюсь представить.

Показать скрытые комментарии

Сообщить об опечатке

Текст, который будет отправлен нашим редакторам:

Отправить Отмена
[X]
If you were unable to log in, try this link.