Полет к спутникам Юпитера с использованием тепла и воды без электролиза или криогеники

2В закладки

Перевод статьи 2005 г., которая не потеряла актуальности и сейчас. Особенно с учетом проекта DRACO по созданию демо ракеты с ЯРД в 2025 г.

Исследование внутренней части Солнечной системы за последние 20 лет выявило наличие множества объектов, содержащих воду. Гидратированные минералы в околоземных астероидах (Near Earth asteroids — NEA), лед на Луне, водные ледяные спутники планет и ледяные озера на планетах и спутниках планет. Изучение состава и свойств объектов показало, что использование тепла при температурах значительно ниже точки плавления породы приведет к выделению водяного пара или воды. Исследования 1960-х годов продемонстрировали технологию использования воды в качестве теплоносителя в ядерных реакторах при температурах до 1100 Кельвинов без значительного износа или эрозии ядерной системы. В ракете c ЯРД теплоносители с поступают прямо из активной зоны реактора в сопло ракеты. Охлаждающая жидкость закипает, превращается в пар и приводит в движение ракету. Комбинация этих элементов позволяет использовать воду, полученную из космоса в качестве пропеллента (рабочего тела) для исследования внутренних областей Солнечной системы.

В данной статье сравниваются два варианта миссии для доставки 10 000 тонн полезной нагрузки (ПН) на спутник Юпитера Каллисто. Вариант c H2O использует воду в качестве пропеллента и только тепловые процессы. Другой, криогенный вариант, использует жидкий водород (LH2) в качестве пропеллента и электричество для электролиза воды и для работы криосистем. В обоих вариантах всю воду получают из космоса. Для варианта LH2 требуется дополнительная масса для электролизной установки для разделения воды, для криогенной установки для сжижения газообразного водорода в LH2 и для установки для выработки электроэнергии, необходимой для их работы. Показано, что вариант H2O использует меньшую массу и только тепловые процессы.

1. Введение

В период с 1991 по 1998 год группа ядерных силовых установок Министерства энергетики США в Айдахо изучала варианты транспортировки массивных грузов с орбиты Земли к доступным объектам Солнечной системы. Одна из целей заключалась в доставке материалов для снабжения поселений людей на Марсе. Требуемые ПН для данной задачи будут превышать десятки тысяч тонн.

В тот же период стало ясно, что в доступных областях внутренней солнечной системы есть по крайней мере, сотни, а возможно, и тысячи объектов, содержащих воду. Количество воды оказалось огромным по сравнению со всем, с чем мы сталкивались ранее. Данные Lunar Prospector предполагают, что наша луна содержит ~ 300 млн тонн воды в тонких слоях вечной мерзлоты или гидратированных щелочных слоях на дне лунных кратеров на Северном и Южном полюсах. И вода в этом случае может быть получена, путем нагрева реголита (Zuppero et al. др. 1998)

Рис. 1 Южный полюс Луны, место расположения водоносного реголита, показано с предлагаемыми системами извлечения воды. Объектом, где может добываться вода, также может быть один из, по крайней мере, нескольких десятков (NEA) с дельта-V для доступа к ним, аналогичной второй космической скорости для Луны, ~ 2300 м/с. Вода также может быть добыта на любом из более чем 20 ледяных спутников Солнечной системы, скорости убегания которых подобны или меньше, чем у Луны.

В тот же период было исследована группировка (NEA), которые заполняют область в плоскости эклиптики примерно между Венерой и Марсом, как показано на рисунке. 40% NEA состоят из весьма мягкого гидратированного силиката. Содержание воды, обычно ~ 15%, но варьируется от ~ 5% до 25% силиката в виде гидратированного минерала в форме M * n-H2O. Было измерено, что твердость грунта на NEA примерно такая же, как у обычного сухого грунта, в отличие от каменных и металлических астероидов, которые выживают при падении на поверхность Земли. Большая часть воды может быть извлеченая при нагреве грунта до температуры кухонной духовки (~ 270 C). Например, NEA размером в 2 км будет содержать от 10 000 до 20 000 млн тонн грунта. При обработке грунта он обезвоживается, высвобождая ~ 10% или 1000 млн тонн, в виде воды. Во время ранних исследований, в середине 1990-х, оказалось, что существуют по крайней мере десятки NEA, столь же доступные, как поверхность Луны.

Рисунок 2 NEA, довольно плотно заполняют область в плоскости эклиптики, около Земли. Сообщается, что до 40% содержат гидратированные глинистые минералы с переменным содержанием воды от 5 до 25%. Ромбовидные точки — это положение NEA, спроецированное на эклиптику. Пунктирные точки орбиты равномерно разнесены во времени, так что плотность точек орбиты приближается к плотности NEA по состоянию на 6 октября 1996 г. (Whitman et al. 1997).

В тот же период европейские миссии к комете Галлея (рис. 3) обнаружили, что кометы содержат примерно равные части водяного льда, грязного горючего сланца, глиноподобных силикатов и, возможно, около 1% аминов. Малоизвестное образование из примерно 150 комет заполняет область эклиптики между Марсом и Юпитером, как показано на рисунке 4 (Whitman, Pat, 1997). Около 10 из них так же доступны, как спутники Юпитера. Размер этих комет составляет около 3 — 5 км. При 10% -ном содержании льда комета длиной 5 км даст ~ 10 млрд тонн воды. Можно проигнорировать или выбросить остальные 10 млрд тонн маслоподобного вещества.

Рисунок 3. Комета Галлея, почти недоступный объект из водяного льда, в группировке околоземных комет (Near Earth comets NEC).

Рис. 4. «Периодические кометы», также известные как «кометы семейства Юпитера» по состоянию на 6 октября 1996 года. Ромбовидные точки — это положения комет, спроецированные на эклиптику. Пунктирные точки орбиты равномерно разнесены во времени, так что плотность точек орбиты приближается к плотности комет.

Для пилотируемых полетов на Марс предлагались и проектировались ядерные тепловые ракеты (nuclear thermal rockets NTR), в которых в качестве пропеллента использовался жидкий водород (LH2). Также была проведена оценка NTR с использованием водяного (H2O) пропеллента, как показано на Рисунке 5.

Рисунок 5. Ядерная тепловая ракета (NTR) использует ядерный реактор для нагрева пропеллента (воды H2O или жидкого водорода, LH2). Сопло ракеты подключено непосредственно к реактору. Турбонасос нагнетает пропеллент в реактор. LH2 NTR может обеспечить удельный импульс 800-900 секунд и работать с удельной мощностью ~ 300 мегаватт на тонну двигателя.

Как лучше всего использовать воду для приведения в движение массивных ПН? «Массивный» будет означать «как подводная лодка на 100 человек». Было очевидно, что нужно расщеплять воду, сжижать водород до криогенного жидкого водорода (LH2), сбрасывать кислород и использовать только жидкий водород для явно более совершенных ядерных тепловых ракет.

Во время программы «Звездные войны» были разработаны 5-мегаваттные электрические генераторы для использования в космосе для источников питания оружия и силовых установок. Для разделения воды и сжижения водорода можно использовать 5-мегаваттный электрический генератор «Звездных войн».

Система включает космический корабль, его топливный бак, защиту для бака, ядерный тепловой источник энергии ракеты и пропеллент. Система также включает в себя все оборудование, необходимое для извлечения топлива из космических ресурсов и подготовки его к использованию в ракете.

2. ПН

ПН должна быть такой же, как у атомной подводной лодки среднего размера. Космичекий корабль должен вращаться, чтобы создать искусственную гравитацию. ПН должна быть защищена слоем воды около 1 метра или эквивалентной массой, чтобы ослабить смертельную радиацию в космосе, вокруг Юпитера и в космосе до 5 рад или меньше в год. Космический корабль — это тор (как камера велосипедной шины) диаметром 160 метров по внешнему краю. Трубка тора имеет внутренний диаметр 7 метров с толщиной стенок 1 метр для защиты от излучения. Практически вся масса находится в стенках тора толщиной в 1 м. Такой космический корабль будет вращаться со скоростью 3,34 оборота в минуту (период 18 секунд), чтобы достичь центростремительного ускорения в 1 G. Внутренний объем эквивалентен 77 домам, каждый площадью 1100 квадратных футов (102 квадратных метра) 8 футов (2.45 м) высотой, не считая конструкций. Здесь с комфортом разместятся ~ 100 астронавтов. Масса такого космического корабля как раз и будет «10 000 тонн».

3. Миссия на Каллисто

Миссия от Земли до Каллисто, ледяного спутника Юпитера, определяется общей дельта-V, которая равна сумме дельта-V для каждого из этапов. Оказавшись на Каллисто, можно легко добраться до Ганимеда и Европы. Последовательность маневров для выхода на Каллисто включает:

1. дозаправка водой, полученной с Луны, комет или NEA

2. в перигее Земли, переход с высокоэллиптической орбиты вокруг Земли на низко энергетическую траекторию к Юпитеру;

3. переход на высокоэллиптическую орбиту вокруг Юпитера

4. в апоцентре орбиты Юпитера, изменение перицентра для пересечения орбиты Каллисто

5. при максимальном сближении с Каллисто, переход на высокоэллиптическую орбиту Каллисто

6. использование шаттлов для спуска на низкую орбиту Каллисто или на поверхность Каллисто

7. заправка водой, полученной из поверхностного льда Каллисто

Первый шаг предполагает, что необходимо получить до 1 млн тонн воды. Вода может быть получена с Луны или из NEA. Для доставки воды с Луны требуется, чтобы ракета развила вторую космическую скорость для Луны ~ 2300 м/с. При таком бюджете дельта-V в одну сторону ~ 2300 м/с, многие десятки NEA также являются хорошими кандидатами для получения воды. Если вариант с Луной не получится, вариант с NEA точно будет работать. Поскольку пропелент для этого «бесплатный», он не засчитывается в начальную массу миссии.

Чтобы ракета сменила круговую орбиту вокруг Солнца на расстоянии Земли на эллиптическую орбиту, касательную к орбите Юпитера вокруг Солнца, космический корабль должен увеличить свою скорость примерно на 8850 метров в секунду по сравнению со скоростью Земли вокруг Солнца. Для этого космический корабль запускается на высокой эллиптической околоземной орбите (HEEO) с апогеем в два раза превышающим расстояние до Луны, 120 земных радиусов и с перигеем сразу за пределами зоны обломков и мусора вблизи Земли – 1.3 радиуса Земли. Эта орбита выбрана так, чтобы иметь примерно тот же период, что и лунная орбита. Во время максимального приближения к Земле, наиболее глубоко в гравитационном колодце, космический корабль выполняет маневр. Результатом этого является то, что тяга, добавляющая к аппарату всего 3456 м/с при самом близком приближении к Земле, приводит к тому, что скорость вдали от Земли превышает вторую космическую скорость на 8850 м/с. В принципе, импульс должен производиться в самой нижней точке гравитационной потенциальной ямы. На практике на это может потребоваться 1 час, потому что ракеты имеют ограниченную мощность. Требуемая мощность ракеты обратно пропорциональна времени работы двигателей. Поскольку ракета проводит значительное время вдали от самого низкого гравитационного потенциала, моделирование показало, что 1-часовой импульс повлечет за собой гравитационные потери, эквивалентные увеличению общей дельта-V полета примерно в 1,18 раза, или примерно на 4219 м/с дельта-V для этого маневра.

Путешествие к Юпитеру длится около 2,8 лет. Космический корабль на переходной орбите, касательной к Юпитеру, будет замедляться около Юпитера примерно на 5650 м/с до встречи с Юпитером. При расстоянии до Юпитера в 1,1 радиуса Юпитера нам нужно всего 312 м/с дельта-V в перицентре, чтобы достичь уменьшения скорости на 5650 м/с. С этими всего лишь 312 м/с мы не только ускоримся до встречи с Юпитером, но и попадем на орбиту с апоцентром в 1000 радиусов Юпитера и перицентром 1,1 радиуса Юпитера.

Затем космическому кораблю потребуется 0,43 года, чтобы достичь апоцентра на орбите Юпитера. В апоцентре следующий импульс в 239 м/с поднимает перицентр от простого прохождения Юпитера в 1,1 радиуса Юпитера до прохождения орбиты Каллисто в 26,37 радиусов Юпитера. Орбита теперь имеет параметры 1000 x 26.373 радиусов Юпитера. Спуск на Каллисто длится около 0,476 года.

Когда космический корабль достигает перицентра, он встречает Каллисто, но движется слишком быстро, примерно 3250 м/с, чтобы оставаться там. Импульс 1622 м/с в самой глубокой точке гравитационного колодца Каллисто переводит аппарат на орбиту Каллисто с перицентром в 1 радиус Каллисто и 30 радиусами апоцентра Каллисто. Корабль встречает Каллисто один раз за виток.

Шаттлам потребуется импульс в 715 м/с, чтобы перейти на низкую орбиту Каллисто, и еще 1730 м/с, чтобы замедлиться и приземлиться на Каллисто. Шаттлы будут извлекать воду из льда Каллисто так же, как извлекают воду из Луны.

Шаттлы с цистернами с водой могут полностью заправить космический корабль на Каллисто или на любой другой из известных водных лун солнечной системы. Путешествие к Европе и Ганимеду занимает намного меньше, чем дельта-V 6800 м/с, на которую способен космический корабль, и меньше недели путешествия.

Вся миссия на Каллисто потребует около 6800 м/с дельта-V, включая гравитационные потери.

( Для сравнения НОО — Марс 4300 м/с )

4. Требования к двигательной установке

Все варианты силовых установок должны обеспечивать дельта-V 6800 м /с ПН 10 000 тонн, не включая базовых компонентов космического корабля. Требуемая тяга зависит от общей массы системы. Базовые компоненты космического корабля это топливные баки, защита баков, двигатели ядерных реакторов (паровые или водородные). Все варианты требуют оборудования для извлечения воды: нагреватель для обработки реголита или льда (в обоих случаях образуется вода), оборудование для работы с реактором и оборудование для обработки реголитов. Для варианта LH2 NTR требуется дополнительное обрудование для электролиза воды, холодильника / компрессора для преобразования газообразного водорода в криогенную жидкость, а также для соответствующих источников электроэнергии.

Маневр, определяющий минимальную мощность NTR, — это импульс в перигее Земли. Импульс добавляет примерно 4219 м/с дельта-V примерно за 1 час, что составляет ускорение примерно в 0,12 G. Поскольку большая часть пропеллента исчерпывается во время этого маневра, можно приблизительно рассчитать требуемую мощность, предполагая, что весь пропеллент израсходован для достиженния заданной дельта-V: (Isp * Go) за 3600 секунд (1 час) при 95% энергоэффективности.Также требуется значение ускорения для расчета массовой доли бака, которая является прямой функцией гидростатической нагрузки на топливный бак. Затем массовая доля бака используется (итеративно) в уравнении ракеты для определения количества пропеллента, необходимого для миссии.

Баки будут изготавливаться с использованием полибензоксазола (PBO) из-за его высокой прочности на разрыв (700 тыс. фунтов / кв.дюйм или 48263 бар), в соответствии с работой Джо Льюиса, ранее работавшего в группе баков TRW, а позднее — с JPL (Zuppero and Lewis 1998). Для бака был принят коэффициент безопасности 2. Вода имеет плотность 1 г/см3 и давление пара 0,1 фунт / кв.дюйм или 0.007 бар при температуре 275 К. Жидкий водород имеет плотность 0.09 г/см3 и давление пара ~ 20 фунтов / кв.дюйм или 1.4 бара при 20 К. ( Для сравнения — жидкий метан 0.42 г/см3 при 110 K )

5. H2O опция

Уравнение ракеты для миссии H2O NTR с дельта-V 6800 м/с, включая коэффициент баков 0,00028 тонн массы бака на тонну пропеллента и удельный импульс 198 секунд, дает потребность в воде 32,55 тонны пропеллента на тонну полной ПН. Это означает, что для ПН в 10 000 тонн необходим космический корабль с объемом воды в 325 500 тонн.

Расчет показывает, что бак с водой, вмещающий 325 000 тонн воды при максимальном ускорении G 0.12, должен весить всего 0,000280 тонн на тонну воды. Для жидкой воды нужен бак, в котором давление пара составляет 0,1 фунта / кв.дюйм или 0.007 бар при 274 К (1 C). Большая часть (99%) прочности на разрыв требуется для выдерживания гидростатической нагрузки. Бак диаметром 86 метров будет весить около 92 тонн.

Все баки в космосе должны быть защищены от микрометеоритов. Например, бак можно защитить, заключив его в другой бак на 1 см больше. Пространство между ними может быть заполнено космическим грунтом или водой, которой дают замерзнуть до льда (Lewis and Zuppero 1998). Мы предположили, что используем один бак на 92 тонны в качестве топливного бака, а затем поместим его в еще 2 бака, каждый немного большего размера и заполненный льдом. Таким образом, защита добавляет примерно 183 тонны.

Тепловая мощность в 181 гигаватт необходима для 325 500 тонн воды за 1 час при удельном импульсе 195 секунд и 95% тепловом КПД. NERVA NTR продемонстрировал удельную мощность 300 мегаватт на тонну, что означает, что требуется 597 тонн двигателей.

6. Оборудование для извлечения воды

Предыдущие исследования подсчитали, что необходим нагреватель для повышения температуры льда в лунном кратере с ~ 50 Кельвинов до температуры воды 274 К (Schnitzler et al 1997, Larson et al.1999). Нагреватель мощностью 1 мегаватт, работающий 5 дней в неделю, 24 часа в сутки в течение 48 недель произведет 6900 тонн воды в год. Для высвобождения 326 000 тонн воды в год требуется около 47 мегаватт тепла, при этом электроэнергия не требуется. Это может быть обеспечено с использованием реактора массой в 1 тонну, который может выдавать максимальную (тепловую) мощность в 300 Мегаватт. По оценкам, еще 10 тонн оборудования необходимо для распределения тепла, а также 100 тонн оборудования, необходимо для обработки реголита. В целях масштабирования мы предполагаем, что реактор на 1 тонну, 10 тонн «теплового» оборудования и 100 тонн «материального» оборудования производят 326 000 тонн воды в год.

Оценки показывают, что для выделения воды из гидратированных силикатов требуется примерно такое же количество тепла и массы, что и для выделения воды из сверххолодного льда. Это означает, что если корабль может получать воду из льда на Луне, устройство такой же массы может получать воду из NEA.

Таким образом, ПН в 10 000 тонн, используемая в уравнении ракеты, уменьшается из-за 111 тонн оборудования для извлечения и обработки воды, 190 тонн защиты бака с водой и 598 тонн двигателей. Таким образом, полезная ПН нетто составляет 9102 тонны вместо 10 000 тонн.

Если мы масштабируем всю эту систему так, чтобы ПН составляла 10 000 тонн, мы можем оценить окончательные массы и конфигурацию космического корабля.

Окончательная конфигурация

  • 358 000 тонн воды (пропеллент)
  • 104 тонны бака для воды
  • 208 тонн защиты бака для воды
  • 656 тонн ядерных тепловых ракетных двигателей

7. LH2 опция

Уравнение ракеты для полета с дельта-V 6800 м/с с использованием LH2 NTR, с коэффициентом бака 0,01 тонны на тонну пропеллента и удельным импульсом 830 секунд дает потребность LH2 в 13 200 тонн. Это более чем в 25 раз меньшая масса пропеллента, чем у H2O NTR. Время импульса в 1 час для выброса 13 200 тонн LH2 подразумевает 121 гигаватт тепловой мощности, или 404 тонны двигателей. Обратите внимание, что это 2/3 от H2O NTR.

Студенты штата Юта в 1998 году рассчитали массу полностью защищенного и изолированного бака, вмещающего от 10 000 до 100 000 тонн LH2. Баку LH2 требуется достаточно прочности, чтобы выдерживать давление 20 фунтов / кв.дюйм или 1.4 бара при температуре 20 К. Они получили коэффициент бака ~ 0,01 тонны бака на тонну LH2. Бак диаметром 66 метров весит около 78 тонн, а защита — 54 тонны.

Поскольку 18 граммов H2O содержат 2 грамма водорода, нужно 9 тонн воды, чтобы получить 1 тонну водорода. Следовательно, ракете LH2 требуется 118,8 тысячи тонн воды. Если масштабировать предыдущее устройство для получения воды, то для получения воды требуется 41 тонна оборудования.

Оценки показывают, что для извлечения H2 с помощью электролиза требуется 286 килоджоулей на моль H2. Для извлечения 13 200 тонн водорода из воды требуется 2,2 10^15 джоулей, или 69,8 мегаватт электроэнергии в год.

В рамках программы «Звездные войны» и программы НАСА были разработаны ядерные электрические генераторы для использования в космосе. Предполагалось, что более крупные системы, которые на самом деле так и не были построены, будут обеспечивать 1 киловатт электроэнергии для примерно 8,3 кг генератора. Более реалистичная оценка 45 килограммов на киловатт. 60 мегаватт подразумевают от 479 до 2691 тонн электрогенератора для электролиза.

Киттел из НАСА предоставил спецификации для криогенной установки (Kittel 1997). Масса и мощность сильно различаются в зависимости от доступного радиатора. Это означает, что нам нужно от 59,4 до 1320 тонн массы криогенной установки и от 40 до 62 мегаватт электроэнергии. Потребляемая мощность подразумевает, что нам понадобится от 319 до 2786 тонн оборудования электрического генератора для работы криогенной установки.

Таким образом, полезная нагрузка в 10 000 тонн уменьшается на 41 тонну оборудования для извлечения воды, от 479 до 2691 тонну для выработки электроэнергии для электролиза, от 60 до 1320 тонн для оборудования криогенной установки и от 319 до 2786 тонн для выработки электроэнергии для криогенной установки и 408 тонн двигателей.

Таким образом, полезная нагрузка составляет от 8565 до 2626 тонн. Меньшая полезная нагрузка соответствует электрическим генераторам мощностью 45 кг / киловатт и криогенной установке доступной для реализации в ближайшие 15 лет. Большая масса ПН — соответствует оптимальному техническому оснащению, доступному «когда-нибудь».

Окончательная конфигурация

Масштабирование всей системы таким образом, чтобы полезная нагрузка составляла 10 000 тонн, дает

  • (138 000–453 000 тонн воды для LH2)
  • От 15 400 тонн до 50 300 тонн пропеллента LH2
  • Защищенные баки LH2 от 154 тонн до 503 тонн
  • От 472 до 1536 тонн двигателей LH2 NTR
  • 48 — 156 тонн обрудования для извлечения воды
  • 559 до 10248 тонн оборудования для выработки электроэнергии для электролиза
  • от 70 до 5027 тонн оборудования криогеной установки
  • от 372 до 10609 тонн оборудования для выработки электроэнергии для криогеной установки

8. Сравнительный анализ массового бюджета

H2O с использованием существующих технологий LH2 с использованием технологий, доступных в будущем LH2 с использованием существующих технологий тонн запущено
10 000 10 000 10 000 тонны ПН
1 090 1 675 28 072 тонн не ПН
H2O с использованием существующих технологий LH2 с использованием технологий, доступных в будущем LH2 с использованием существующих технологий
10 000 10 000 10 000 тонн ПН нетто
358 000 139 000 452 000 тонн воды, необходимой из космических ресурсов
358 000 15 400 50 300 тонн пропеллента
312 154 503 тонн защищенных танков
656 472 1538 тонн ядерных тепловых ракетных двигателей
122 48 156 тонн оборудования для извлечения воды
0 559 10 248 тонн электрогенератора для электролиза
0 70 5 027 тонн криогенной установки
0 372 10 600 тонн электрогенератора для криогенной установки

Поскольку все, за что мы платим, — это запущенное (с Земли) оборудование, мы должны сравнивать полезную нагрузку корабля с частью, не связанной с полезной нагрузкой. Большая часть полезной нагрузки в 10 000 тонн — это экранирование стен и не будет запускаться с Земли.

Опция H2O NTR требует только тепла и воды. Вариант LH2 NTR требует меньше тепла и воды как минимум в 2 раза или больше тепла и больше воды как минимум в 2 раза, в зависимости от того, будет ли эта технология реализована через 15 лет или «когда-нибудь». Базовые компоненты H2O NTR имеют массу примерно на 11% больше, чем полезная нагрузка, а «когда-нибудь» LH2 NTR 16,5%. В этом смысле два варианта равны. Однако, если бы нам пришлось сделать LH2 NTR в следующем десятилетии, LH2 NTR мог бы понести массовый штраф в размере 280% полезной нагрузки.

Преимущество системы LH2 NTR состоит в том, что у нее имеется около 100 мегаватт избыточной электроэнергии. Кроме того, система LH2 NTR может предоставить высокоскоростные, шаттлы с УИ 830 с, с использованием нескольких двигателей NTR.

Основная масса системы составляет масса оборудования, необходимого для снабжения электричеством процессов, которые отделяют H2 от воды H2O, и массы холодильника / компрессора, необходимого для сжижения газа в LH2.

Преимуществом системы H2O NTR является ее поразительная простота. H2O NTR использует только тепло. Для H2O NTR не требуется огромное количество электроэнергии в космосе, электролизеры, компрессоры или холодильники. H2O NTR также может использовать пропелленты H2O быстро и напрямую, без задержки обработки на 1 год для электролиза воды.

Получение воды из космоса резко меняет стоимость системы. Все транспортные схемы в конечном итоге оцениваются по стоимости. Мы можем избежать затрат на запуск пропеллента и вместо этого запускать пустые баки и оборудование, необходимое для извлечения и подготовки пропеллента для их заполнения. Это полностью отличается от привычных силовых установок.

9. Резюме

Эта работа показывает, что двигательная установка H2O NTR может перемещать массивные полезные грузы между Землей и ледяными лунами Юпитера. Дополнительное оборудование для получения воды в космосе и двигатель H2O NTR требует только тепла, а не электричества. Также показано, что это намного проще, чем более массивное и гораздо более сложное оборудование, необходимое для криогенного топлива, для опции LH2 NTR.

Источник:

http://neofuel.com/2005.04.06-sesi-space2005/space05_paper_2005.03.23_1517%20WITH%20REFS.pdf

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

15
Войдите, чтобы видеть ещё 5 комментариев, участвовать в обсуждении и не видеть рекламу.
Дмитрий Олегович
Вечность назад

Не знав раніше, коли писав нарис про "Епоху паровоі тяги в космосі", про таке серйозне обрунтування теми. От і добре

Грустный Илон
Вечность назад

прочитав статью сразу вспоминаешь первые кадры первого сезона "Экспансии" как они льдины из колец сатурна в ледовоз грузят

Армстронг Н.
Вечность назад

Отличный расчёт, отличный перевод, спасибо. Для одной миссии - это конечно дорого. Но если учесть современный подход NASA на коммерциализацию освоения космоса, то уже всё не так плохо. Если всё это оборудование для добычи воды, электролиза и охлаждения будет выводится не под конкретный проект, а частными компаниями для дальнейшей продажи, то госагенства могут покупать такие ресурсы уже на Луне или даже сразу на нужной орбите.

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.