Проект орбитальной системы сбора и использования атмосферных газов(ОСС, ОССИАГ).

Автор chameleon, 10.11.2013 16:04:01

« предыдущая - следующая »

0 Пользователей и 1 гость просматривают эту тему.

chameleon

Проект базируется на разработках А.Майбороды (патент RU 2451631 C1, концепция «Космический кинетический прямоточный реактивный двигатель с попутным поступлением рабочего тела») и С.Димитриадиса(система PROFAC, 1959). Так же патент RU 2092401 «Способ электродинамического взаимодействия с магнитоплазменной околопланетной средой и электродинамическая тросовая система для его осуществления».
 В настоящее время за рубежом проводится множество работ, направленных на освоение качественно нового уровня изучения космоса, которое теперь можно полноценно считать освоением. Изучается использование Луны и астероидов в качестве источников сырья, разрабатываются новые технологии для их использования и технологии, упрощающие освоение. Например, упрощение и удешевление вывода грузов в космос. В России отсутствуют средства и возможности для проведения аналогичных работ. Из-за отстутствия же успешных лунных и межпланетных миссий и как следствие отсутствия опыта по разработке межпланетных аппаратов успешность таких работ в теоретическом случае их проведения получение успешных результатов практически маловероятно. Аналогично с дорогими и сложными разработками средств удешевления и упрощения выведения в космос. Стоит отметить, что при успехе зарубежных разработок в области выведения Россия потеряет и те проценты рынка космических услуг, которыми в настоящее время обладает за счёт развитой ракетной отрасли. При этом разработка, создание и использование околоземных спутниковых систем и орбитальных станций в России являются вполне отработанной областью космической индустрии. В связи с этим представляется возможным создать и развернуть ресурсную добычу в наибольшей близости к Земле. На низких околоземных орбитах доступными материальными ресурсами являются атмосферные газы. Орбитальная система сбора и использования атмосферных газов представляет сеть из космических аппаратов(КА) трёх видов: 1) сборщиков(драг); 2)заправщиков; 3)носителей(трекеров).
1)
 Система маневрирующих спутников-сборщиков предназначена для сбора ионов газов атмосферы Земли на высоте 130-140 км. Примитивные расчёты с использованием данных по средней плотности ионосферы на высоте 140 км показывают, что использование одной драги с радиусом эффективного захвата ионов 10 метров позволяет собирать в течение месяца порядка 10 тонн газов. Увеличение числа драг пропорционально увеличивает вес добытого вещества. После заполнения ёмкостей драга доставляет собранную материю на аппарат-заправщик(2). Разработка различных обликов аппарата подобного класса проводилась А.Майборода. Для данного типа КА наиболее выгодным обликом является следующий: аппарат состоит из блока энергопитания, электродинамической тросовой системы(ЭДТС) в качестве двигателя поддержания орбиты и ориентации, и блока ионозабора. По данному аппарату необходимо провести ряд НИОКР, направленных в частности на отработку системы ионозабора на низких орбитах и ЭДТС. Работы по ЭДТС проводятся и в России, в частности, патент RU 2092401, а эксперимент Трос-МГТУ на МКС запланирован на 2016. Для энергопитания таких низкоорбитальных спутников различные авторы предлагают ядерную энергию(исходный проект PROFAC), снабжение по лучу с орбитальной солнечной энергостанции(проект PHARO) или складные либо отделяющиеся солнечные панели с аккумуляцией энергии на борту аппарата на время низкоорбитальной активности(проект КАН Майбороды).
2)
 КА-заправщик предназначен для хранения и переработки азотнокислородной смеси газов в тетраоксид азота, а так же хранения продукции и заправки продукцией других КА. Аппарат может быть выполнен на базе ТК Прогресс или корпуса модуля орбитальной станции. Использование КАЗ в составе орбитальной станции(ОС) возможно, но неудобно из-за высокой активности и токсичности реагентов. Возможно, удобно будет использовать КАЗ в составе ОС, но без гермоконтакта с ОС, на тросовой или жёсткой связи. Обработка сырья производится следующими реакциями: собранные азот N2+кислород O2 сжигаются при н.у. до оксида азота NO(180 кДж энергии), после чего NO, как полученный в результате реакции, так и собранный, реагирует с кислородом до образования диоксида азота NO2, после чего последний охлаждается до жидкого или твёрдого тетраоксида азота(N2O4, АТ)(-11 *С). Полученный таким образом АТ может быть сразу непосредственно применен для заправки КА и разгонных блоков, что позволяет экономить до половины стартового веса миссии, то есть, например, пилотируемого полёта к Луне. Также вполне возможно использование отдельно кислорода в системах жизнеобеспечения и, при сжижении, для заправок КА, и азота для использования в системах наддува и для заправки КА с двигателями ориентации на сжатом газе и/или ионными двигателями. Также АТ и азот с аппарата-заправщика могут быть доставлены на аппарат-носитель(3). По данному аппарату также необходимо провести ряд НИОКР, направленных на отработку производственного цикла и заправки разгонных баков на орбите. Уже есть работы на эту тему, например, патент RU 2265131. Исследовательские работы по заправке спутников, не предназначенных для перезаправки, ведутся NASA, например, эксперимент RRM. Но в США в качестве источников топлива для орбитальных заправщиков рассматриваются Земля и астероиды, к тому же, рассматриваются в-основном криогенные компоненты. Как пример появляющихся при запуске ОСС возможностей, есть возможность в связи с использованием долгохранимого топлива использовать многопусковую схему запуска пилотируемого полёта к Луне с использованием только ракет 20-тонного класса, когда отдельными запусками выводится разгонный блок(РБ) с заправленным баком НДМГ и пустым баком для АТ и пилотируемый КК. РБ заправляется на орбите, следующим пуском на орбиту доставляется ПКК и стыкуется с РБ, после чего комплекс отправляется к Луне.
3)
 Маневрирующий аппарат-носитель(далее "трекер" ;)  предназначен для генерации твёрдых зарядов или треков задаваемой массы и плотности из находящегося на борту азотного тетроксида на произвольных орбитах. Под зарядом понимаем тело, длина которого близка с другими размерностями, а плотность постоянна. Под треком - последовательность зарядов достаточно большой длины, причём плотность может быть переменна от заряда к заряду, а заряды связаны между собой. АТ удобен для генерации твёрдых тел тем, что при температуре ниже -11 *С находится в кристаллической форме. При дополнительном переохлаждении и насыщении поверхностного слоя заряда/трека газообразным азотом можно обеспечить существование заряда/трека достаточное для выполнения задачи время, при этом заряд/трек не становится космическим мусором на низкой орбите, испаряясь и рассеиваясь через некоторое время. Регулировать общую плотность заряда/трека так же можно при помощи насыщения твёрдого вещества заряда/трека газообразным азотом. Заряды и треки, создаваемые носителем, предназначены для перехвата различных космических объектов и смены их орбит. К таким космическим объектам относятся: 1)Угрожающие Земле либо отдельным её регионам астероиды и метеороиды; 2)враждебные космические аппараты, ракеты и боеголовки на высоте более 100 км; 3)средства выведения с кинетическими прямоточными реактивными двигателями. Перехват и разрушение либо изменение орбиты угрожающего планете астероида или метеороида при помощи трекера требует последовательного решения следующих задач: 1)Точное определение орбит спутника и небесного тела; 2)Изменение орбиты трекером для выхода на траекторию перехвата небесного тела, при наличии такой возможности; 3)Определение массы и плотности заряда/трека, необходимых для успешного разрушения либо отклонения небесного тела; 4)Генерация заряда с требуемыми параметрами; 5)Отделение и вывод заряда на траекторию перехвата; 6)Уклонение трекера от перехвата, возврат к КА-заправщику. При решении задачи 3 может возникнуть проблема, что даже предельной массы заряда трекера, даже с учётом перпендикулярного либо встречного курса и высокой химической активности материала трека, не хватает не только для разрушения астероида, но и для достаточного отклонения астероида с угрожающего курса. В таком случае могут быть использованы несколько трекеров, наносящих последовательные либо одновременные удары, а также разрабатываемые в России транспортно-энергетические модули ТЭМ с ЯЭРДУ для обеспечения трекеров большей энергией и расстоянием контакта, т. е. для выведения их на такое расстояние от Земли, где для нейтрализации астероида хватит даже малого угла отклонения его траектории. Для перехвата объектов из списка под номером 2 выполняются те же, но имеются различия. А именно - при перехвате зарядом мишени необходима значительно большая точность, чем при поражении астероида-метеороида, как по пространственным параметрам, так и по временным, т.е. по скоростям, в том числе относительным, из-за достаточно небольшого времени возможного контакта и малой точности определения координат цели. Энергии же встречного или перпендикулярного столкновения на скоростях порядка десяти километров в секунду, что выше скорости любого артиллерийского снаряда, будет достаточно для разрушения даже очень прочных целей и значительного изменения их траектории. Решение третьей задачи определяется условиями работы кинетического прямоточного реактивного двигателя с попутным поступлением рабочего тела(КПРД). КПРД работает, в частности, на законе сохранения импульса. Т.е. количество движения ударного трека, движущегося по круговой или эллиптической орбите со скоростью 8 км/с и более, передаётся движущемуся со скоростью от 0 до 2 км/с средству выведения(СВ) с КПРД. В зависимости от соотношения импульсов, после передачи энергии трека СВ, СВ может быть выведено на низкую круговую или эллиптическую орбиту. Таким образом, СВ с КПРД теоретически не использует на конечном участке выведения собственное топливо, используя для разгона энергию трека. То есть уже при оснащении верхних ступеней современных РН КПРД можно добиться значительного повышения весовой отдачи. А именно - вес заправленной третьей ступени РН Союз-2 вместе с полезным грузом составляет около 30 тонн, при этом на орбиту выводится примерно 10 тонн, из которых 2,5 тонны - вес пустой ступени. При использовании КПРД на третьей ступени РН Союз-2 можно ожидать выведения на орбиту примерно 27 тонн ПГ и 2 тонн ступени с КПРД, то есть почти в 4 раза больше. А выведение 7 тонн ПГ в данном случае обеспечивается РН Ангара-1.2 с КПРД на второй ступени. При использовании же РН Протон обеспечивается выведение ~70 тонн(ПГ + КПРД на третьей ступени).
 Для решения задачи довыведения с помощью трекера СВ с КПРД, необходимо решить следующие задачи: 1)Точное определение орбиты трекера и точки пересечения с траекторией выведения СВ; 2)Изменение орбиты трекером для выхода на траекторию перехвата; 3)Определение массы и плотности трека; 4)Генерация трека; 5)Отделение и вывод заряда на траекторию перехвата с высокой точностью по координатам точки встречи, продольной и поперечным скоростям; 6)Уклонение трекера; 7)Ориентация и предварительная подготовка СВ к контакту с треком;  8) Удержание траектории и ориентации в процессе работы КПРД; 9)Окончательная коррекция орбиты СВ. Задачи 7, 8 и 9 являются новыми по сравнению с предыдущими двумя случаями из-за необходимости обеспечить сохранность тела, подвергающегося воздействию ударного трека, при изменении траектории. Они решаются, в частности, с использованием двигателей ориентации СВ. Кроме того. В данном случае при провале решения задачи 5 возникает необходимость уклонения СВ от контакта с треком. Это так же выполняется двигателями ориентации СВ. Для решения задачи 1 необходимо использование системы глобальной навигации, то есть ГЛОНАСС. Для решения задачи 2 и 6 трекеру необходимо использовать маршевые ракетные двигатели. Двигатели ЖРД позволяют быстро изменять орбиту, для точной ориентации при генерации и запуске трека желательно использовать электрические двигатели. Для решения задач 4 и 5 необходимо провести ряд НИОКР по изучению генерации азоттетраксидного льда с включениями азота в газообразной форме в форме заряда и последовательности зарядов в невесомости, а также НИОКР по самому КПРД. Одной из практических оценок, которую можно произвести в настоящее время, является минимально необходимая масса трека в разных случаях. В связи с очевидной недостаточностью практически любой массы трека при перехвате астероидов, точнее, возможностью использования любой массы трека для разных результатов, и достаточностью относительно малых зарядов(~1 тонна) для перехвата искусственно созданных объектов, оценим массу трека для выведения грузов с помощью РН Союз-2-КПРД. При скорости трека в 10000 м/с и скорости СВ на момент контакта 2500 км/с, а также массе СВ 30 тонн, теоретически необходимая для выведения масса трека составляет менее 20 тонн. Итого запас АТ для генерации трека составляет около 20 тонн. Объём бака для АТ составляет более 15 м3. Для обеспечения более чем 20-титонному трекеру (в заправленном состоянии) ХС около 1000 м/с, что достаточно для двукратного изменения высоты круговой орбиты с 200 до 1000 км(высота парковочной орбиты ТЭМ), необходим запас топлива АТ+НДМГ около 10 тонн, из которых 60%(6 тонн) составляет тот же АТ с заправщика. Таким образом, трекер такого класса имеет заправленную массу более 30 тонн и ХС для выхода на орбиту генерации трека около 1000 м/с. Расчёты по сети импакт-трекеров показывают, что для обеспечения всех российских пусков работой трекеров(данные за 2012 год) при времени перезарядки трекера в 2 месяца и шестикратном его использовании в течении года необходимо менее 10 аппаратов. Для скорости набора 20 тонн АТ за 2 месяца необходимо работа 1-2 драг и 1 аппарата-заправщика с ёмкостью хранилищ в несколько десятков тонн. При времени перезарядки одного трекера в 2 месяца. Для 10 трекеров число аппаратов обеспечения увеличивается в 10 раз. К числу недостатков трекеров как системы довыведения относится то, что работа трекерной системы довыведения обеспечивается лишь в некотором достаточно узком коридоре наклонений орбиты, в отличие от системы перехвата, а также недостаточно широкие стартовые окна и очень высокая необходимая точность, из-за чего её можно рассматривать как дополнительный необязательный бонус.
 
Итог
Для системы ОСС требуется провести следующие научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы. Для КА-драги: - Системы ионозабора и хранения собранных газов; - Электродинамической тросовой системы маневрирования и поддержания орбиты; - Системы электропитания. Для КА-заправщика: - Системы получения, хранения и передачи жидкого окислителя; - Системы переработки N2,О2 и NO в N2O4 и разделения продукции(N2O4, O2, N2); - Системы заправки КА окислителем, в том числе неприспособленных КА. Для КА-трекера: - Системы генерации зарядов/треков из твёрдого азотного тетроксида; - Исследования времени существования и поведения зарядов/треков.
 Система ОСС может разворачиваться в несколько этапов, таких, как исследовательский, опытный, заправочный и трекерный. На исследовательском этапе проводятся испытания отдельных элементов спутников системы: ионной ловушки, ЭДТС, химических систем переработки, разделения и хранения газов, и генераторов треков. На опытном этапе проводятся испытания опытного спутника-сборщика и опытного спутника-заправщика, в частности, последний может проводить опыты на доставленном с Земли сырье. С момента вступления в строй двух рабочих спутников, т.е. 1 драги и 1 заправщика, можно считать сеть рабочей в заправочном режиме с объёмами добычи в десятки тонн в месяц и до сотни тонн в год. На заправочном этапе система уже работает и позволяет проводить снабжение АТ и газами различных КА. При необходимости число драг или заправщиков может быть увеличено. Трекер или трекеры на данном этапе могут эксплуатироваться в опытном режиме с использованием тетраоксида азота с заправщика. На трекерном этапе расширенная сеть драг и заправщиков обеспечивают как заправку АТ и газами различных КА, так и снабжение АТ имеющихся и применяющихся аппаратов-трекеров.
 Системой ОСС в результате использования достигаются следующие цели: - Поддержание промышленности, поддержку научных и конструкторских кадров; - Подготовку освоения Россией дальнего космоса и поддержку освоения дальнего космоса вообще; - Повышение срока использования различных спутников путём их дозаправки; - Осуществление защиты России и Земли от космических угроз; - Удешевление грузопотока с Земли на орбиту; - Увеличение грузопотока на околоземных орбитах, в частности, тех, где недопустимо применение тяговых средств с ядерной энергетикой(высота до 1000 км).
 Стоит отметить, что за рубежом уже ведутся работы в области сбора атмосферных газов(проект PHARO - Propellant Harvesting of Atmospheric Resources in Orbit) и создания орбитальных систем заправки КА (NASA CRYOGENIC Propellant STorage And Transfer (CRYOSTAT) Mission), но не в области трекеров.

Кубик

Ещё один великий проект всемирного масштаба, хоть без камней с Луны...
Как-то не думают авторы, где оно летать будет и как к этому отнесутся...
И бесы веруют... И - трепещут!

chameleon

В ионосфере оно летать будет, в слое F...
А как к этому отнесутся?

Кубик

Цитатаchameleon пишет:
В ионосфере оно летать будет, в слое F...
А как к этому отнесутся?
Как к предпосылке , создающей серьёзную угрозу и в местном, и в  глобальном масштабе. Плюс к тому велик риск непредвиденных обстоятельств, включая ПРО....
И бесы веруют... И - трепещут!

chameleon

Кубик пишет:
ЦитатаКак к предпосылке , создающей серьёзную угрозу и в местном, и в глобальном масштабе. Плюс к тому велик риск непредвиденных обстоятельств, включая ПРО....
Да... О таком я не подумал. Предпосылку к угрозе можно придумать даже из этого(заряды испаряются через N минут в космосе и почти мгновенно при входе в атмосферу). Блин.
И что теперь делать?!

chameleon

Энергетический анализ концепта спутника-сборщика атмосферных газов
Захаров Г.В.
Концепции спутников-сборщиков, сокращенно сборщиков или драг, основаны на возможности сбора атмосферного воздуха на низких околопланетных орбитах, где он имеет всё ещё достаточно высокую плотность. К сожалению, из-за этой достаточно высокой плотности имеется и слишком высокое аэродинамическое сопротивление, требующее достаточно мощного двигателя для преодоления сопротивления.
Использование же собранного воздуха возможно как для снабжения КА и КК кислородом(окислителем) и азотом(сжатым газом), так и для переработки воздуха в тетраоксид азота для заправки КА и КК(окислителем) и производства различных устройств из тетраоксидного льда. Использование полученных веществ в роли компонента ракетного топлива используется в концепции орбитальных заправочных станций, использование льда для формования устройств - в концепции ОСС.
На настоящее время известны две концепции драг -- PROFAC и PHARO.
Первая из них(предложение 1959 г.) предполагает ядерную энергоустановку в качестве источника энергии для электротермического ракетного двигателя на собранном атмосферном азоте. Предлагалось задать спутнику высоту рабочей орбиты в 100 км, а электрическая мощность ЯЭУ оценивалась в 0,4 МВт на каждый квадратный метр площади воздухозаборника.
Вторая, разрабатываемая в настоящее время, предполагает использование внешних солнечных энергостанций с передачей энергии на борт драги по лучу, электрореактивную двигательную установку на собираемом газе, высоту рабочей орбиты в 123 км, и потребную мощность в 175 киловатт -- при площади воздухозаборника в 20 м2.
Как видно, оба варианта являются сложнореализуемыми. И энергодвигательная установка мегаваттной электрической мощности, способная работать в условиях работы PROFAC, и солнечные энергостанции PHARO, способные передавать в луче мегаваттные мощности с удержанием луча на малоразмерной движущейся цели, не являются простыми устройствами, и при этом способны нанести изрядный вред планете -- как реактор в верхних слоях атмосферы, так и узкий луч мегаваттной мощности.
Обойтись без таких затрат можно, повысив высоту рабочей орбиты, т. е. понизив аэродинамическое сопротивление и необходимую для работы мощность энергоустановки. Ценой этого будет значительное падение скорости сборки газа -- от 6 г/сек для PROFAC до единиц миллиграмм в секунду и ниже, т. е. в тысячи раз.
Определить расчётами необходимую мощность для каждой высоты с некоторыми допущениями возможно.
Допущение первое -- для расчётов параметров атмосферы используются данные стандартной атмосферы MSISE-90 Model of Earth's Upper Atmosphere в варианте для средней солнечной активности.
Допущение второе - для расчёта сопротивления использовался аппарат из проекта PHARO с воздухозаборником площадью 20 м2, постоянно ориентированный продольной осью ВЗ по вектору мгновенной скорости.
Допущение третье - для всех высот орбит, на которых считалось сопротивление воздуха, Cx принимается равным 2,5 - как верхняя оценка.
Рассматривать допустимые орбиты для сборщика имеет смысл, начиная со 140 километров - высоты спутниковой орбиты, на которой уже невозможен второй виток без компенсации аэроторможения. Как показывают расчёты авторов проектов PROFAC и PHARO, энергетика драги по большей части(99%) расходуется на компенсацию аэродинамического торможения - и при увеличении высоты резко падает - от десятков мегаватт на 100 км до сотен киловатт на 123 км.
Расчёт показывает, что на высоте круговой орбиты 140 км аэродинамическое давление составляет 0,25 Па, или для спутника PHARO 4,35 Н. Для остальных высот зависимость показана на графике.
 
 
 Зависимость аэродинамического сопротивления спутника-сборщика PHARO от высоты
 
 
 
 Для компенсации сопротивления тягой ДУ разумно использовать наиболее экономичные из существующих ракетных двигателей, т.е. электрореактивные и в частности плазменные, а так же электродинамические нереактивные системы, например, электродинамические тросовые системы. К сожалению, они обладают невысокой тягой при высоком энергопотреблении, но использование более высокотяговых, и как следствие низкоимпульсных, РД лишает смысла идею драги, т.к. расход топлива будет значительно превышать поступление собираемого газа, который и предполагается использовать как топливо.
 Для анализа мной выбраны три варианта электрических ДУ:
 

  •     с    использованием существующих СПД    производства ОКБ «Факел»,

  •     с    использованием перспективных плазменных    РД с ВЧ ионизацией(mini-helicon    thruster, геликонный двигатель),    

  •     с    использованием электродинамической    тросовой системы (ЭДТС) из патента (RU    2092401).
СПД
 При использовании в ЭДУ плазменных двигателей СПД-290, наиболее мощных, тяговитых и эффективных серийных двигателей, потребность в энергии составляет 30 кВт на 1,5 Н тяги.
 Как видно из графика, на абстрактной высоте 140 км требуется примерно 90 кВт - при сопротивлении в 4,3 Н достаточно тяги трёх двигателей, т.е. 4,5 Н. На высоте 149 км уже достаточно 3 Н тяги, то есть двух СПД-290 и 60 кВт, а на высоте 166 км - 1 двигателя и 30 кВт. При этом в качестве рабочего тела выступает дорогой и редкий ксенон, а его расход при постоянной работе одного двигателя СПД-290 на полный ресурс (то есть в течении примерно трёх лет) составляет около 4,5 тонн. При увеличении числа двигателей масса рабочего тела заметно возрастает.
 Геликон
 При использовании геликонных двигателей одним из их несомненных достоинств перед СПД является возможность использования части собираемого атмосферного воздуха в качестве рабочего тела. К сожалению, достаточно точно оценить энергоэффективность двигателя на настоящий момент сложно, но в проекте PHARO предполагается, что она составляет десятки Вт на 1 мН тяги, т.е. для компенсации 4,35 Н аэродинамического сопротивления на высоте 140 км требуется около 50 кВт, при учёте того, что на создание тяги будет уходить некоторая часть собираемого газа, примерно 0,33.
 При повышение высоты снижение потребности в энергии можно оценить следующими числами: в 35 кВт для высоты в 149 км, и 12 кВт для высоты в 166 км.
 ЭДТС
 Оценка использования электродинамической тросовой системы по тяге, описанной в патенте, является менее грубой, но возникают дополнительные нюансы.
 Так, оценка по тяге может быть следующей - для характерной длины тросовой системы в 10-20 км и мощности 20-200 кВт генерируется тяга 3-30 Н.
 Таким образом ЭДТС является более эффективной и при этом более управляемой - регулируя силу тока в цепях ЭДТС, можно менять тягу в широких пределах и без особых проблем значительно повышать её при необходимости, что для сборщиков с СПД и геликонами возможно только за счёт включения дополнительного тягового двигателя.
 Но при этом возникает следующая проблема - размеры тросовой системы и её двух дополнительных объектов - условно назовём их средним и верхним, по рисункам патента, а роль нижнего элемента исполняет драга.
 А если быть более точным, то создаваемое ими добавочное сопротивление, которое только для тросов ЭДТС составляет порядка сотен квадратных метров. Впрочем, как понятно, эти наиболее широкие компоненты сборщика с ЭДТС, вынесены наверх, в область со значительно меньшим сопротивлением, как и энергоустановка.
 Энергоснабжение
 Следует отметить, что близкой для всех этих ЭДУ является потребная мощность на 1 Н тяги - порядка десятков киловатт.
 Если же использовать для энергоснабжения драги обычные солнечные батареи или солнечные ГТУ, то их эффективность составляет около 300 Вт на квадратный метр фотопанели или фокусирующей системы, при этом средневитковая мощность составляет едва ли треть от максимальной. Таким образом, при эффективности энергоустановки в требуемые десятки киловатт её площадь будет составлять более сотни квадратных метров. Впрочем, ужать СБ площадью порядка 100 м2 в аэродинамическую тень сборщика PHARO вполне возможно.
 Производительность драг по высоте
 С увеличением высоты в интересующем нас диапазоне 140-288 км плотность и, следовательно, количество доступного для сборки газа за один виток круговой орбиты падает следующим образом:
 
 
 
 Можно грубо оценить годовой ресурс добычи газа одной драгой:
 
 
 
 
 Итого максимальная эффективность сборщика ограничена сверху указанным выше графиком. При этом расчёты проекта PHARO говорят о производительности сборщика не выше 0,3 от доступной массы, но есть ряд идей, позволяющих поднять производительность до 0,5 и выше.
 Промежуточный вывод
 Можно сказать, что существуют две группы условий для спутника-сборщика. Первая из них - физико-техническая - уровень аэродинамического сопротивления, который можно скомпенсировать с помощью ЭДУ, запитанной от солнечных батарей. Без выполнения этих условий существование спутника невозможно.
 Вторая группа условий - производственная - определение максимальной производительности возможных сборщиков и как одно из следствий её окупаемость.
 Таким образом, требуется найти минимальную высоту, при котором драга уже способна на поддержание орбиты и следовательно эффективный сбор, и оценить её производительность на этой высоте.
 Исходя из вышеизложенного, можно попробовать определить характерный облик КА-сборщика.
 Первый вариант облика, компактный, укладывается в габариты драги PHARO, включая в качестве источника энергии панель солнечных батарей.
 Второй вариант, мощный, должен оснащаться описанной в [патенте] тросовой двигательной системой, соединяющей три КА - «нижний» КА-драгу, «средний» КА-базу и «верхний» КА-энергоустановку.
 Исходя из известных параметров этих КА, можно определить высоту рабочей орбиты для КА.
Анализ компактного варианта
 Вариант предполагает аппарат с ВЗ площадью 20 м2(диаметр 5 м), СБ площадью до 100 м2 в тени ВЗ и «прямоточным» геликонным ЭРД. Энерготяговую зависимость принимаем за 12 кВт/Н.
 Тогда средневитковая мощность СБ такой площади составит 10 кВт. То есть маршевая тяга, которую способен поддерживать аппарат, не превышает 0,85 Н, а согласно рис. 1 это означает высоты выше 182 км. На такой высоте согласно рис. 3 годовой сборочный ресурс составляет около 3 тонн, то есть при производительности воздухозабора 0,3-0,6 составляет 1-2 тонны в год.
 Таким образом, относительно простой КА весом порядка 15 тонн(по оценке разработчиков PHARO) может за год собрать 1-2 тонны воздуха, т.е. с одного аппарата можно получить за год 0,5-1 тонну кислорода или 1-2 тонны тетраоксида азота.
Анализ мощного варианта
 Оценить аэродинамическое сопротивление ЭДТС и трех КА в её составе можно, рассчитав отдельно сопротивление нижнего, среднего и верхнего КА на разных высотах и суммировав с общим сопротивлением ТС между ними.
 Параметры нижнего КА-драги принимаем идентичными аппарату PHARO - S=20 м2, S среднего КА принимаем 12 м2, S энергоблока может быть постоянной величиной примерно 10 м2(при постоянной ориентации ребром панели по вектору скорости) или меняться в пределах от 10 до более 100 м2(при постоянной ориентации панели/фокусирующей системы на Солнце, это в полтора раза повышает средневитковую мощность, до половины максимальной и проще реализуется). Возьмем среднюю площадь - 50 м2.
 Длина нижней линии ЭДТС составляет 10 км, длина двух верхних суммарно 4 км - согласно рассмотренной в патенте системе. Диаметр троса можно принять за 2 см. Таким образом, суммарная площадь такой ЭДТС ~ 380 м2, при длине(высоте) в 12 км и площади примерно 20 м2 на километр троса. Как видно, можно значительно изменять площади сечения КА, по сравнению с площадью ТС они малы.
 Расчётная средневитковая мощность энергосистемы - 15 кВт. Для данной ЭДТС маршевая тяга с такой мощностью составляет 2,4 Н.
 Сопротивление всей системы изменяется с высотой показано на графике - высота считается по нижнему КА-драге:
 
 
 
 
 
 Как видно, маршевая тяга в 2,4 Н обеспечивает компенсацию атмосферного торможения только на высотах более 300 км. Увеличим часть графика:
 
 

 
 Можно определить высоту, на которой ЭДТС может скомпенсировать сопротивление атмосферы - это 365 км.
 Для высоты в 365 км эффективность драги PHARO значительно ниже эффективности на более низких высотах. Расчёт показывает годовой ресурс добычи примерно 35 кг.
 При увеличении площади ВЗ драги до 130 м2 мы получаем рабочую высоту драги в 380 км и ресурс примерно 175 кг.
 Можно сказать следующее. Такой аппарат с ЭДТС малопригоден в качестве драги, но если роль среднего и верхнего КА в ЭДТС выполняют орбитальная станция и её энергетический модуль, то можно найти некоторый смысл в снабжении ОС газами в объёмах десятки кг в год.
Экстремальный вариант
 Так же существует возможность создания сборщика с одноразовым ТТ или ЖТ апогейным двигателем. Использование данного варианта возможно только при запуске с Луны или близкой высокой околоземной орбиты, например, из точек Лагранжа L1 и L2.
 В этом случае аппарат производит многократное аэроторможение в достаточно высоких слоях атмосферы, используя запас кинетической энергии(превышение перигейной скорости над низкоорбитальной примерно 3 км/с) для компенсации аэроторможения. В верхних слоях атмосферы в районе перигея орбиты производится сбор газа. В результате нескольких последовательных погружений апогей орбиты понижается с высоты лунной орбиты до высоты подхвата межорбитальными буксирами(300-1000 км), после чего при прохождении апогея аппарат производит включение одноразового апогейного двигателя и ожидает подбора буксиром, после чего может использоваться повторно.
 Естественно, данный вариант оправдан только при массовом производстве драг на Луне или в точках Лагранжа.
 Приблизительно оценить производительность такого снаряда можно, задав вес аппарата в 5 тонн и площадь ВЗ в 10 м2. Тогда примерный ресурс, который может собирать спутник до исчерпания импульса, составляет порядка 1 тонны. При увеличении начальной массы аппарата запасённый импульс и доступный ресурс увеличивается пропорционально.
 Возможно использование близкой схемы для драги с геликонным двигателем, с использованием эллиптической орбиты с апогеем выше рабочей высоты и перигеем на ней или ниже. Это позволяет выполнять сбор газа в процессе снижения по спирали до рабочей орбиты при старте от, например, орбитальной заправки на высокой орбите.
 
 
Вывод
 1. Использование ЭДТС в качестве двигательной установки сборщика не имеет смысла
 2. Использование СБ и геликонного двигателя имеет некоторый смысл, но обеспечивает добычу газа за год всего лишь порядка единиц тонн. Следовательно, нужно большое количество аппаратов-сборщиков, то есть орбитальная группировка специальных аппаратов. Не говоря уже о накопительно-заправочной орбитальной станции.
 В принципе, в составе ОСС такая группировка спутников имеет смысл.
 
 
Список использованных источников:

Иван Саминов

Из-за отстутствия же успешных лунных и межпланетных миссий и как следствие отсутствия опыта по разработке межпланетных аппаратов успешность таких работ в теоретическом случае их проведения получение успешных результатов практически маловероятно. Аналогично с дорогими и сложными разработками средств удешевления и упрощения выведения в космос http://www.yakimankagallery.ru/interery/detskie-komnaty


pkl

Вообще, исследовать солнечную систему автоматами - это примерно то же самое, что посылать робота вместо себя в фитнес, качаться.Зомби. Просто Зомби (с)
Многоразовость - это бяка (с) Дмитрий Инфан

Хорошо одно люди думают на перспективу за что им большое спасибо!Из таких предложений и рождается новое.