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: