Очень давно слышу разговоры об ионных двигателях, в которых ионизированные атомы ксенона ускоряются в электрическом поле и вылетают из ракеты со скоростью 30 км/с. Тяга таких двигателей мала, взлететь с земли на них невозможно, но я предлагаю ВСЕ РАЗГОННЫЕ БЛОКИ спутников и аппаратов, летящих дальше околоземной орбиты, ОСНАСТИТЬ ИОННЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ! Согласно расчётам по формуле Циолковского (а они очень просты), для полёта к Луне понадобится доставляемый на околоземную орбиту аппарат, содержащий по массе всего 12-15 процентов топлива (при нынешних 70-80 процентах с отдельным разгонным блоком). Конечно, так как тяга одного такого двигателя равна всего нескольким сотым долям ньютона, полёт на луну АМС, оснащённой такими двигателями, будет продолжаться значительно дольше, чем, к примеру, полёт "Аполлона" или запущенной на днях лунной АМС. И продолжительность такого полёта будет зависеть исключительно от того, сколько двигателей (и, соответственно, солнечных батарей для их элктропитания), будет установлено на АМС. Но в любом случае если сейчас доставка аппарата на Луну или Марс стоит в разы дороже, чем доставка аппарата той же массы на МКС, а с использованием ионных двигателей стоимость этих полётов станет почти одинаковой. Уже было запущено несколько АМС с ионными двигателями, значит, эти двигатели существуют не только в головах конструкторов, а реально построены и работают! (в отличие, к примеру, от ядерных двигателей). А значит, остаётся только установить уже созданные двигатели и солнечные батареи на разгонный блок нового типа и выводить на Луну ракетой "Союз" аппарат большей массы, чем раньше выводился ракетой "Протон"! Новый разгонный блок не должен отделяться от АМС: он пригодится и в окрестностях Луны или Марса, а масса его, в отличие от существующих РБ, меньше, чем у полезной нагрузки (конкретно научной аппаратуры). Кроме того, предлагаю создать многоразовые разгонные блоки, которые выводились бы на орбиту тем же "Союзом-2" или "Ангарой-3", затем подбирали на околоземной орбите спутники связи, запускаемые теперь уже не тяжёлым "Протоном" или "Арианом", а какой-нибудь лёгкой "Ангарой 1.2", перегоняли бы их на геостационарную орбиту, а затем снова возвращались бы на низкую орбиту для выполнения нового задания. А для заправки топливом (скорее всего, это будет ксенон) можно было бы создать хранилище ксенона на околоземной орбите - огромный бак, выводимый сверхтяжёлой ракетой ("Русь-МСТ" или "Арес-5"). И многоразовые РБ после выполнения каждого задания будут стыковаться с этим хранилищем и заправляться, и расходоваться такое хранилище будет до нескольких лет, после чего надо будет осуществить следующий запуск сверхтяжёлой ракеты. Многоразовые РБ могут слетать на Луну или даже Марс, а потом вернуться на околоземную орбиту (вероятно, вместе с пробами грунта), а выводимая ими аппаратура останется на селеноцентрической или ареоцентрической орбите. Кстати, я считаю, что единственный способ отправить человека на Марс - использовать ионные двигатели (в значительно большем количестве, чем для транспортировки АМС), так как по моим расчётам масса корабля без РБ должна составлять не менее 80 тонн, один только марсианский посадочный модуль тонн 25-30, а ещё жилые помещения для такого продожительного полёта, вода, пища, топливо (тоже ксеноновое), а если использовать только ЖРД, то масса корабля будет не 80 тонн, а несоизмеримо больше, я даже не берусь посчитать, сколько: надо же тормозить у Марса, потом разгоняться с ареоцентрической орбиты и т.п. Плюс ещё разгонный блок массой в 2-3 раза тяжелее корабля! И никакая РН, как разрабатываемая ранее, так и разрабатываемая сейчас, от "Н-1" и "Вулкана" до "Руси-МСТ" не сможет вывести на траектроию к Марсу такой груз. Можно придумать вариант с несколькими пусками, сейчас это гораздо проще, чем во времена "Аполлонов" и "Н-1" ввиду развития электроники, но собранная на околоземной орбите конструкция будет весить больше, чем МКС (Кто подскажет, сколько весит МКС, тонн 400?)! Выведение на орбиту такого груза представляется нереальным. Особенно, если учесть, что запускать всю конструкцию придётся несколько раз: сначала для испытаний, потом для полёта человека. А если использовать ионные двигатели для разгона у Земли и торможения у Марса, то на всё про всё понадобится всего тонн 10 ксенона, плюс тонн 10 оборудования (солнечные батареи и сами двигатели). Итого, сложив с 80 тоннами, получаем 100 тонн, как раз под ракету "Русь-МСТ" или "Арес-5". То, что разгон будет медленный, никакой роли не играет, так как лететь к Марсу всё равно долго.
ЦитироватьКонечно, так как тяга одного такого двигателя равна всего нескольким сотым долям ньютона, ...
До 1,5Н!
http://users.gazinter.net/fakel/spd290.html
Интересно... Значит, такие двигатели готовы к производству не только на Западе, но и у нас! Их надо вывести в серийное производство НЕМЕДЛЕННО! Они позволят снизить стоимость стартов АМС и спутников связи в разы! И он может работать 27000 часов, это более тысячи суток, это более чем достаточно, чтобы долететь до Марса и обратно или в один конец до Юпитера или даже Сатурна. Если установить на 8-тонную (исходя из грузоподъёмности "Союза-2") АМС 10 таких двигателей (суммарная масса всего 230 кг), то за 21 день работы двигателей (что не так уж медленно) получится разогнать такую АМС от первой космической скорости до второй. Во время разгона орбита будет изменяться от круговой до всё более вытянутой. Единственное, неизвестно, какого размера понадобятся солнечные батареи, у меня нет данных, сколько ватт мощности вырабатывается в среднем на один килограмм массы батареи на уровне орбиты Земли. Кроме того, на сайте производителя мощность тоже точно не указана. Для нормальной работы пилотируемого корабля, летящего к Марсу, понадобится 50-100 таких двигателей. А для полёта небольшой АМС - всего 1 двигатель, и небольшие АМС (до тонны) можно будет запускать не ракетами среднего класса, а ракетами лёгкого класса, т то сразу по нескольку штук! Практическое применение ионных двигателей сделает огромнейший прорыв в исследовании Луны, планет, их спутников, астероидов и комет!
Цитироватья предлагаю ВСЕ РАЗГОННЫЕ БЛОКИ спутников и аппаратов, летящих дальше околоземной орбиты, ОСНАСТИТЬ ИОННЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ!
Гениально! :)
ЦитироватьИх надо вывести в серийное производство НЕМЕДЛЕННО!
...
Единственное, неизвестно, какого размера понадобятся солнечные батареи, у меня нет данных, сколько ватт мощности вырабатывается в среднем на один килограмм массы батареи на уровне орбиты Земли.
Ну вот, еще один романтик, потрясенный высоким удельным импульсом ЭРД. :)
Квадратный метр солнечной батареи у Земли дает порядка 100 Вт. Для создания тяги 1 грамм надо около 200-250 Вт. Для 1Н, соответственно, 25 кВт. Солнечные батареи МКС, ЕМНИП, имеют мощность 75 кВт - немаленькие такие батареи. То есть, СБ не самый хороший источник энергии для ЭРД, тут нужен ядерный реактор.
Это был первый нюанс. Второй нюанс в том, что у полетов на двигателях малой тяги свои формулы для расчета орбитальных переходов и по этим формулам потребные приращения скоростей раза в два выше, чем для традиционных двигателей.
Третье - нету столько ксенона, это достаточно редкий элемент.
Ну и напоследок. ЭРД и так стоят на многих ГСО-спутниках и работают годами и десятилетиями в своей нише.
Василий.Основная проблема ионников - это не малая тяга, а энергия.
Энергию для них имеет смысл брать только из двух источников - реактора и солнечных батарей, химию эффективней жечь напрямую.
Но реакторы на орбите как-то не прижились, а батареи на приемлемую мощность и сами весят немало.
Кроме того, для спутников связи и подобных каждый дополнительный день полёта на целевую орбиту - это упущенная прибыль.
ЦитироватьЕдинственное, неизвестно, какого размера понадобятся солнечные батареи, у меня нет данных, сколько ватт мощности вырабатывается в среднем на один килограмм массы батареи на уровне орбиты Земли.
Вот например то, что на МКС недавно поставили (мощность 25-30 кВт):
S6 Specifications
Width: 16.3 feet; 195.48 inches
Length: 45.4 feet; 545.16 inches
Height: 14.7 feet; 176.54 inches
On-Orbit Weight: 31,060 lbs
Cost: $297,918,471 (2009 US Dollars)
В то же время движку с тягой 60г надо целых 3.75 кВт...
ЦитироватьТретье - нету столько ксенона, это достаточно редкий элемент
Это как раз неважно, можно любой химэлемент использовать. Хоть вышедшие из строя спутники на топливо разбирать :)
ЦитироватьЦитироватьТретье - нету столько ксенона, это достаточно редкий элемент
Это как раз неважно, можно любой химэлемент использовать. Хоть вышедшие из строя спутники на топливо разбирать :)
Вместо ксенона вроде бы хорошо подходит водород по критерию цена/качество.
PS. А в качестве источника питания топливный элемент 2H2+O2+СолБат, а полученную воду как рабочее тело в ионник :roll: (идея бредовая конечно, но если посчитать......)
ЦитироватьВместо ксенона вроде бы хорошо подходит водород по критерию цена/качество.
PS. А в качестве источника питания топливный элемент 2H2+O2+СолБат, а полученную воду как рабочее тело в ионник :roll: (идея бредовая конечно, но если посчитать......)
Водород плох тем, что его сжимать трудно, так как у него маленькая молярная масса. С топливными элементами на первый взгляд идея неплохая. Массовая доля ксенона в воздухе равна 0,00004. Это значит, что для полёта человека на Марс нужно переработать 200 миллионов кубометров воздуха, а для создания хранилища ксенона на орбите - чуть больше кубического километра воздуха. По сравнению со всей атмосферой - очень мало. Вот энергию получить действительно трудно. Но на АМС ставить ионные двигатели хотя бы в маленьком количестве обязательно, т.к.они могут взлетать с околоземной орбиты хоть год, используя солнечные батареи. В качестве источника энергии предлагаю такой: мы писали в теме про плутоний, что если сблизить куски плутония-239 с массой немного меньше критической, то ядерного взрыва не произойдёт, но будет постоянно выделяться большая энергия. Отвод тепла не даст кускам плутония расплавиться, и выделяющаяся энергия будет перерабатываться в электричество. Для выключения такого источника следует только увеличить расстояние между кусками.
Один ионный двигатель, способный работать от не слишком больших солнечных батарей, сможет вывести АМС на траекторию полёта к Марсу или Венере за 200 дней - тоже не так много относительно того, что многие АМС и так имеют очень сложные траектории. Но для полёта на Марс человека придётся придумывать что-то ещё, кроме солнечных батарей, так как полёт к Марсу человека на ЖРД невозможен: на околоземную орбиту придётся выводить около 500 тонн груза, если не больше, а это в принципе нереально даже несколькими пусками.
cisco
Водород не очень хорош - и хранить сложно (помимо вышесказанного он ещё и прямо через стенки утекает), и затраты на ионизацию максимальные (и энергия на атом больше, и атомов надо больше ионизировать)
Василий.
Для АМС ионники с реактором самое то, но их слишком мало запускают, а разработка дорогая.
Поэтому и используют химию.
ЦитироватьДля АМС ионники с реактором самое то, но их слишком мало запускают, а разработка дорогая
Реактор надо будет ставить при полёте человека на Марс - там другого не дано. А АМС можно запускать и без реактора, в крайнем случае с обычным изотопным генератором.
Цитировать...АМС можно запускать и без реактора, в крайнем случае с обычным изотопным генератором.
Это уж на совсем крайний случай, например, если Солнце погаснет.
Цитировать..., у меня нет данных, сколько ватт мощности вырабатывается в среднем на один килограмм массы батареи на уровне орбиты Земли.
Для выработки 1кВт нужна батарея массой 15 кг. Значит, для питания одного СПД-290 нужна СБ массой 30*15=450кг. Предполагается, что энергию выгодно получать от СБ если её надо не более 100кВт. При большем энергопотреблении нужны ЯЭУ. :wink: Значит в пределах земной орбиты от СБ можно питать только 3 СПД-290. :wink:
ЦитироватьОдин ионный двигатель, способный работать от не слишком больших солнечных батарей, сможет вывести АМС на траекторию полёта к Марсу или Венере за 200 дней - тоже не так много относительно того,
Увы, пока "заговор ракетной мафии" приводит к тому что даже АМС с маршевыми ЭРД (от Дип Спейса до Дауна) выводят на отлётную траекторию с помощью обычной ракеты, и только там уже он дальше разгоняется на ЭРД.
Цитироватьна околоземную орбиту придётся выводить около 500 тонн груза, если не больше, а это в принципе нереально даже несколькими пусками.
Вы уверены?
ЦитироватьРеактор надо будет ставить при полёте человека на Марс - там другого не дано.
Вы уверены?
ЦитироватьА АМС можно запускать и без реактора, в крайнем случае с обычным изотопным генератором.
Гениально! Позно вы додумались, надо было разработчикам Дауна сказать... :)
ЦитироватьЦитироватьна околоземную орбиту придётся выводить около 500 тонн груза, если не больше, а это в принципе нереально даже несколькими пусками.
Вы уверены?
Да. Насчёт реальности. Сколько лет собирали МКС? А тут масса ещё больше, и запускать её придётся не 1 раз!
Насчёт массы в 500 тонн или больше. Формулу Циолковского никто не отменял. Процентов 70 от этой массы - это разгонный плок, остаётся тонн 150, из них жилой отсек, багаж и марсианский модуль веся вместе тонн 60-70, не меньше! А ещё топливо, чтобы затормозить такую огромную массу у Марса! Даже в прибрном отсеке "Аполлона" было больше топлива, чем чего-либо другого, а тут ещё труднее тормозить! Поэтому с применением только ЖРД 500 тонн, не меньше!
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьна околоземную орбиту придётся выводить около 500 тонн груза, если не больше, а это в принципе нереально даже несколькими пусками.
Вы уверены?
Да. Формулу Циолковского никто не отменял.
То есть вы уверены что формула Циолковского запрещает вывести несколькими пусками 500 тонн? А сколько она разрешает?
Цитироватьразгонный плок, остаётся тонн 150, из них жилой отсек, багаж и марсианский модуль веся вместе тонн 60-70, не меньше! А ещё топливо, чтобы затормозить такую огромную массу у Марса! Даже в прибрном отсеке "Аполлона" было больше топлива, чем чего-либо другого, а тут ещё труднее тормозить! Поэтому с применением только ЖРД 500 тонн, не меньше!
Чтото мне эти знаки восклицания напоминают...
Ладно, так с чего вы всётаки решили что вывести на околоземную орбиту 500 тонн это в принципе нереально? Прочитали где или сами додумались?
ЦитироватьЦитироватьРеактор надо будет ставить при полёте человека на Марс - там другого не дано.
Вы уверены?
Теперь уже не уверен. Можно для выработки электричества использовать топливные элементы, но образовавшуюся воду, если полёт пилотируемый, космонавты будут использовать в бытовых целях, а выпускать из ионника всё равно ксенон. Кстати, на "Аполлонах" электричество вырабатывалось примерно так... Но мы помним, что случилось с "Аполлоном-13"...
ЦитироватьТеперь уже не уверен.
Это хорошо. А насчёт 500 тонн на орбите?
ЦитироватьМожно для выработки электричества использовать топливные элементы,
Вы уже посчитали какова будет масса топливных элементов необходимой мощности, а также запасов кислорода и водорода для них?
ЦитироватьКстати, на "Аполлонах" электричество вырабатывалось примерно так...
Кто бы мог подумать! ;) Ну и как там? Какова была масса и мощность энергоустановки? Если бы от неё запитать ЭРД - сколько бы времени Аполлон пилил до Луны?
ЦитироватьЦитироватьТеперь уже не уверен.
Это хорошо. А насчёт 500 тонн на орбите?
При использовании ЖРД меньше 500 тонн не получится никак. Всё упирается в формулу Циолковского и необходимость везти на Марс большой жилой отсек ввиду большой продолжительности полёта и большой груз пищи, а также марсианский модуль с тяжёлой (по сравнению с Луной) взлётной ступенью.
ЦитироватьЦитироватьМожно для выработки электричества использовать топливные элементы,
Вы уже посчитали какова будет масса топливных элементов необходимой мощности, а также запасов кислорода и водорода для них?
Ещё не посчитал. Наверно, идея тоже бредовая, но любая идея может где-нибудь пригодиться. Хотя бы на Земле топливные элементы в технике.
ЦитироватьЦитироватьКстати, на "Аполлонах" электричество вырабатывалось примерно так...
Кто бы мог подумать! ;) Ну и как там? Какова была масса и мощность энергоустановки? Если бы от неё запитать ЭРД - сколько бы времени Аполлон пилил до Луны?
Аполлон пилил бы до Луны очень долго, но его можно было бы установить уже на вторую ступень РН. Основная часть массы приборного отсека "Аполлона" - это не кислород и водород для электричества, а запас ядовитого топлива гептила для торможения у Луны и разгона к Земле. А кислорода там значительно меньше, чем топлива. Но на "Аполлоне-13" взорвались именно кислородные баки
для Василий.
В качестве маршевого двигателя берем аналог СПД 290 (http://users.gazinter.net/fakel/spd290.html).
Предполагаем, что характеристики этого двигателя могут быть улучшены. Таким образом:
Тяга = 2 H
Удельный импульс = 3.4*10^4 м/с
Тяговый КПД = 70%
Ресурс = 10^8 c
Масса = 20 кг
Также используем данные об общей массе корабля -- 9.3*10^4 кг.
Энергопотребление двигателя в этом случае равно 4.86*10^4 Вт. Это также, согласно AlexB14, означает 1.7*10^3 кг солнечных батарей на каждый двигатель (с учетом расстояния Марс - Солнце).
Предположим, что мы хотим лететь к Марсу по гомановской траектории (это, конечно, только приближение, т.к. тяга наших двигателей безумно мала). Перелет длится 259 суток. Предположим, что время разгона/торможения не превосходит 40 суток или 3.5*10^6 с (что меньше, чем 1/2 времени перелета, чтобы "соблюсти" траекторию).
Далее, возьмем Левантовского и прочтем, что геоцентрическая скорость выхода из сферы действия Земли для полета по гомановской траектории на Марс составит 2.945*10^3 м/с. Т.е нам нужно 40 двигателей. Масса самих двигателей составит 8*10^2 кг, а вот масса солнечных батарей к ним -- 6.8*10^4 кг или 73% от массы корабля.
При этом выбрасываемая масса для выхода на траекторию перелета составит 8.4*10^3 кг (плюс неионизированный Xe).
Возможно, что траектория, половину которой аппарат разгоняется, а половину тормозится, позволит уменьшить массу СБ до 30-35% от массы корабля. Т.к. считать мне лень, то это предлагается сделать автору проекта.
Также следует отметить, что мы не учли:
1). подъем аппарата с низкой орбиты Земли
2). ускорение у Марса, чтобы сравнять скорости
3). опускание в гравитационный колодец Марса
4). подъем аппарата с низкой орбиты Марса
5). переход на траекторию к Земле
6). торможение у Земли, чтобы сравнять скорости
7). опускание в гравитационный колодец Земли
Таким образом, для пилотируемого полета на Марс:
a). либо нужно заменить ЭРД на что-то более эффективное
b). либо заменить источник питания
c). либо существенно снизить вес СБ (до 1-5 кг/кВт на орбите Земли)
Реакция водорода с кислородом с образованием воды дает 2.4*10^5 кДж/моль или 1.33*10^10 Дж/кг. Типичное КПД топливных элементов составляет 50% или ниже (теоретическое КПД выше, чем у цикла Отто, но КПД сильно падает, если мы хотим получить приемлемую мощность -- вспомните автомобильный аккумулятор).
Для питания ЭРД нужно суммарно 1.94*10^6 Вт. Тогда мощность топливного элемента 3.9*10^6 Вт и расход компонентов -- 3*10^-4 кг/c. Суммарный расход водорода и кислорода за время разгона составит 1*10^3 кг, что существенно меньше массы СБ.
К сожалению, в отличие от СБ, которые не тратятся во время полета, водород и кислород дополнительно потратятся на вышеупомянутые этапы 1-7. Т.е суммарная масса реагентов составит около 1.5*10^4 кг, что лишь в 4 раза лучше СБ (следует учесть, что спуск в гравитационный колодец планеты и поъем из него с маленьким ускорением приведет к существенным гравитационным потерям).
Далее, нужно учесть
i). массу топливного элемента (ее я не знаю, но предполагаю что она не мала)
ii). массу системы охлаждения H2 и O2
С удовольствием выслушаю критику от автора и не только. В конце-концов я мог ошибиться в расчетах :)
Кстати, преобразователи для повышения напряжения до необходимого СПД уровня имеют массу 5 кг/кВт. Набирать такой вольтаж ФЭПами - сильно снижать надежность батарей.
ЦитироватьКвадратный метр солнечной батареи у Земли дает порядка 100 Вт. Для создания тяги 1 грамм надо около 200-250 Вт. Для 1Н, соответственно, 25 кВт. Солнечные батареи МКС, ЕМНИП, имеют мощность 75 кВт - немаленькие такие батареи. То есть, СБ не самый хороший источник энергии для ЭРД, тут нужен ядерный реактор.
Это был первый нюанс.
По большому счёту Вы правы. Для того, чтобы наши грузы рассекали по Солнечной системе вообще и в окресностях Земли в частности как мы по своей собственной квартире необходимо скрещивание ЭРД и ЯЭУ. Но это по большому счёту.
А вот по-малому ( :P ), может оказаться, что СБ ещё рано сбрасывать со счетов. В конкретных общественно-политических и технических ситуациях они вполне могут ещё сгодиться. Ну, к примеру, Роскосмос встрепенётся и решится таки на небольшую национальную ОС. А чтобы показать всем кузькину мать, закажет её строительство гденибудь на L-точках или даже на орбите Луны. Ну, и чтобы сильно не тратиться, финансирование даст как всегда в обрез. Т.к. царь-ракет на текущий момент у нас нет, то остаётся только ЭРД. А поднимать в космос ЯЭУ из-за трансортировки 2-3 блоков ОС тоже не резон. Да и нельзя ЯЭУ использовать ниже 600км. Так, что при таких конкретных обстоятельствах крылья СБ ещё вполне могут быть востребованы. :wink:
Для АМС сойдёт очень медленный разгон и мало двигателей, чтобы хватило хватит СБ. А для полёта человека на Марс нужно нечто вроде реактора. Или запускать 500 тонн, это теоретически возможно, но требует нескольких пусков сверхтяжёлых ракет.
ЦитироватьПри использовании ЖРД меньше 500 тонн не получится никак.
Вы продолжаете настаивать что вывести 500 тонн на ЛЕО невозможно?
ЦитироватьВсё упирается в формулу Циолковского и необходимость везти на Марс большой жилой отсек ввиду большой продолжительности полёта и большой груз пищи,
Да, да, да. Так как вы полагаете какой полёт будет продолжительнее - на ЖРД или на ЭРД?
ЦитироватьЕщё не посчитал.
Ну вот... А сразу "можно"... :(
ЦитироватьНаверно, идея тоже бредовая,
Да, ужжж... Но гениальная, чёрт возьми, как и все ваши идеи!
Цитироватьно любая идея может где-нибудь пригодиться.
Это врядли...
ЦитироватьХотя бы на Земле топливные элементы в технике.
Гениально! Чья, говорите, идея? ;)
ЦитироватьАполлон пилил бы до Луны очень долго, но его можно было бы установить уже на вторую ступень РН.
Вы уверены?
ЦитироватьОсновная часть массы приборного отсека "Аполлона" - это не кислород и водород для электричества, а запас ядовитого топлива гептила для торможения у Луны и разгона к Земле. А кислорода там значительно меньше, чем топлива.
Кажется изобретатель действительно слишком гениален... :( Василий, вы же ещё не посчитали, так с чего вы решили что если вместо ракетного топлива в Аполлон напихать ЭРД и топливных элементов с запасом поплива для них, то так получится легче? С чего вы решили то? А запасы жизнеобеспечения для экипажа на долгий полёт?
ЦитироватьНо на "Аполлоне-13" взорвались именно кислородные баки
А почему вы о нём говорите во множественном числе?
ЦитироватьДля того, чтобы наши грузы рассекали по Солнечной системе вообще и в окресностях Земли в частности как мы по своей собственной квартире необходимо скрещивание ЭРД и ЯЭУ.
НННШ!
ЦитироватьИли запускать 500 тонн, это теоретически возможно, но требует нескольких пусков сверхтяжёлых ракет.
Ну вот! А только вчера ещё было принципиально невозможно! ;)
ЦитироватьЦитироватьДля того, чтобы наши грузы рассекали по Солнечной системе вообще и в окресностях Земли в частности как мы по своей собственной квартире необходимо скрещивание ЭРД и ЯЭУ.
НННШ!
А как тогда? ЯРД?
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьДля того, чтобы наши грузы рассекали по Солнечной системе вообще и в окресностях Земли в частности как мы по своей собственной квартире необходимо скрещивание ЭРД и ЯЭУ.
НННШ!
А как тогда? ЯРД?
У всего что связано с ядерными реакторами НННШ.
Если б я знал как, то уже бы Шнобеля получил... :(
ЦитироватьУ всего что связано с ядерными реакторами НННШ.
Если б я знал как, то уже бы Шнобеля получил... :(
Но каких проблем с ЯЭУ для космоса больше: технических или, так сказать, организационных? В чём, на Ваш взгляд, главное препятствие?
ЦитироватьНо каких проблем с ЯЭУ для космоса больше: технических или, так сказать, организационных? В чём, на Ваш взгляд, главное препятствие?
Прежде всего низкие удельные характеристики реакторных установок а также проблемы с радиоактивным излучением при их работе.
ЦитироватьДля АМС сойдёт очень медленный разгон и мало двигателей, чтобы хватило хватит СБ. А для полёта человека на Марс нужно нечто вроде реактора.
Т.е. вы не готовы защищать свой проект? :)
ЦитироватьРеактор надо будет ставить при полёте человека на Марс - там другого не дано.
Т.е. реактор (обычный тепловой, только котел греется от U/Pu), затем преобразователь тепла в механическую энергию (ПТУ или Стирлинг), потом преобразование в электричество, потом уже ЭРД? Да, и еще охладитель рабочего тела...
Попробуйте посчитать. Массу рабочего тела только не забудьте.
Это, конечно лучше, чем СБ на 2 МВт (27 МКС), но...
ЦитироватьВ качестве источника энергии предлагаю такой: мы писали в теме про плутоний, что если сблизить куски плутония-239 с массой немного меньше критической, то ядерного взрыва не произойдёт, но будет постоянно выделяться большая энергия.
Прошу прощения, но энергия будет в точности равна энергии обычного распада Pu-239. А с периодом жизни 24,110 лет это ой как мало. Так что, если у вас нет критики, то нет и энергии ядерного деления.
ЦитироватьПрежде всего низкие удельные характеристики реакторных установок а также проблемы с радиоактивным излучением при их работе.
А разве гфЯРД не лучше, чем у комбинации ЭРД + ЯЭУ?
Удельный импульс практически тот же если не выше, но нет цикла преобразования тепло-механика-электричество-кинетическая энергия?
Да, гфЯРД, если я не ошибаюсь, вообще не испытывались, но никаких запретов на их создание нет. А за счет выкидывания ненужных промежуточных процессов удельная масса должна быть сильно (если не на порядки) меньше.
ЦитироватьВ качестве источника энергии предлагаю такой: мы писали в теме про плутоний, что если сблизить куски плутония-239 с массой немного меньше критической, то ядерного взрыва не произойдёт, но будет постоянно выделяться большая энергия.
Гениально! Как я этого сразу не заметил... :(
ЦитироватьУдельный импульс практически тот же если не выше, но нет цикла преобразования тепло-механика-электричество-кинетическая энергия?
И самогО ГФЯРД тоже нет... :)
ЦитироватьДа, гфЯРД, если я не ошибаюсь, вообще не испытывались, но никаких запретов на их создание нет.
На лифт и телепортатор запретов тоже нет...
ЕСЛИ серъёзно - ГФЯРД будучи создан тоже не прокатит... :(
ЦитироватьНа лифт и телепортатор запретов тоже нет...
Ну, на телепортатор запрет есть :) ... Теоретических запретов на лифт пока нет, но посмотрим что будет дальше. Все-таки ФТТ такими вещами только начала заниматься, и там могут вылезти проблемы похуже, чем с удержанием плазмы в токамаке.
ЦитироватьЕСЛИ серъёзно - ГФЯРД будучи создан тоже не прокатит... :(
Тогда ЭРД+ЯЭУ тем более не прокатит...
Кстати, а не можете подсказать, почему гфЯРД не подходит? В отличие от всяческого рода фантастических термоядерных двигателей гфЯРД не требует существенного развития нынешних технологий и уж тем более науки. Обычный тепловой котел с гидродинамическим удержанием активной зоны...
ЦитироватьТогда ЭРД+ЯЭУ тем более не прокатит...
Дык и я об этом. На ядерный реактор в целом можно не надеяться.
ЦитироватьКстати, а не можете подсказать, почему гфЯРД не подходит?
Например потому что требуется жидкий водород. А вобще - как первый действующий образец сделают - так и скажу. ;)
ЦитироватьОбычный тепловой котел с гидродинамическим удержанием активной зоны...
Во-во.
ЦитироватьА вобще - как первый действующий образец сделают - так и скажу. ;)
С нетерпением буду ждать :)
ЦитироватьЦитироватьДля АМС сойдёт очень медленный разгон и мало двигателей, чтобы хватило хватит СБ. А для полёта человека на Марс нужно нечто вроде реактора.
Т.е. вы не готовы защищать свой проект? :)
Для пилотируемой космонавтики не готов. А АМС должны использовать ионные двигатели в малых количествах с СБ, это хоть и значительно медленнее (вплоть до года), но значительно дешевле (в разы). А при разработке АМС, насколько видно невооружённым глазом, о стоимости конструкторы задумываются в первую очередь, а уже потом о продолжительности полёта! Вспомним хотя бы гравитационные маневры вместо полёта напрямую с большей начальной скоростью (на них уходит не один год) или аэроторможение у Марса (тоже до года).
ЦитироватьА АМС должны использовать ионные двигатели
Вы уверены что они вам чтото должны?
До года - это до Луны?
ЦитироватьЦитироватьА вобще - как первый действующий образец сделают - так и скажу. ;)
С нетерпением буду ждать :)
Не дождёмся... :(
ЦитироватьДля пилотируемой космонавтики не готов. А АМС должны использовать ионные двигатели...
Опоздали вы с этим, "должны".
to Василий.
Ok.
А насчет временных характеристик прочитайте с.342 Левантовского. Там, например, указано что до Юпитера с ускорением 6*10^-5 м/с2 лететь 10 лет.
ЦитироватьНе дождёмся... :(
Вполне вероятно, что мы с вами действительно не дождемся... :(
ЦитироватьТ.е. реактор (обычный тепловой, только котел греется от U/Pu), затем преобразователь тепла в механическую энергию (ПТУ или Стирлинг), потом преобразование в электричество, потом уже ЭРД? Да, и еще охладитель рабочего тела...
Попробуйте посчитать. Массу рабочего тела только не забудьте.
Это, конечно лучше, чем СБ на 2 МВт (27 МКС), но...
Ну да, обычный тепловой, только теплоноситель возможно необычный будет (да и то как сказать - ЖМТ давно не новость)
сотня кило U/Pu, пара тонн теплоносителя, то-сё - в десяток тонн уложиться можно запросто. А вместо защиты - просто подальше от обитаемой зоны разместить. В космосе места много - пусть хоть в километре на тросике болтается...
ЦитироватьРеакция водорода с кислородом с образованием воды дает 2.4*10^5 кДж/моль или 1.33*10^10 Дж/кг.
Вы не правильно пересчитали кДж/моль в Дж/кг.
2.4*10^5/0.018=1.33*10^7
Вернее при образовании воды выделяется 2.4*10^5 Дж/моль а не 2.4*10^5 кДж/моль.
А если еще точнее то 2.858*10^5 Дж/моль.
Откуда вы эту цифру 2.4*10^5 кДж/моль взяли?
ЦитироватьА если еще точнее то 2.858*10^5 Дж/моль.
Откуда вы эту цифру 2.4*10^5 кДж/моль взяли?
Из справочника "Свойства неорганических соединений, Л, Химия, 1983".
Стандартная энтальпия образования жидкой воды -285.83 кДж/моль, газообразной -- -241.82 кДж/моль. Я взял энтальпию образования водяного пара, но, если хотите, можно брать и энтальпию образования жидкой воды -- при данной точности расчетов это несущественно.
Данные вы можете проверить, например,
здесь (http://en.wikipedia.org/wiki/Standard_enthalpy_change_of_formation).
А пересчитал я действительно неправильно. Соответственно масса реагентов больше массы корабля, и об использовании топливных элементов говорить не приходится. :)
Да я уже сообразил что 2.4*10^5 это относится к пару.
Собственно меня удивил вывод что топливные элементы выигрывают у солнечных батарей на временах порядка года.
Хотя давно посчитано что топливные элементы лучше солнечных батарей при времени полета порядка недель.
Почему я и полез проверять ваш расчет.
ЦитироватьНу да, обычный тепловой, только теплоноситель возможно необычный будет (да и то как сказать - ЖМТ давно не новость)
сотня кило U/Pu, пара тонн теплоносителя, то-сё - в десяток тонн уложиться можно запросто.
А можно ссылку, из которой следует, что ядерный реактор, турбина, генератор и система охлаждения (работающая в космосе) и дающие 20 МВт электрической энергии, будут весить "десяток тонн"?
А то как-то не верится. Мощность реакторов подводных лодок Los Angeles или Seawolf не намного больше.
ЦитироватьА вместо защиты - просто подальше от обитаемой зоны разместить. В космосе места много - пусть хоть в километре на тросике болтается...
А про биологическую защиту я ничего и не говорил. Хотя на "тросике" я бы вешать реактор не стал.
ЦитироватьСобственно меня удивил вывод что топливные элементы выигрывают у солнечных батарей на временах порядка года.
Да я сам себе не поверил. :) Поэтому и попросил проверить. За что -- спасибо.
ЦитироватьА можно ссылку, из которой следует, что ядерный реактор, турбина, генератор и система охлаждения (работающая в космосе) и дающие 20 МВт электрической энергии, будут весить "десяток тонн"?
А то как-то не верится. Мощность реакторов подводных лодок Los Angeles или Seawolf не намного больше.
РД-0410 весит 2 тонны, реактор в нём примерно половина. Тепловая мощность - 200МВт
Сколько будет весить остальное? Учитывая что радиаторы могут быть весьма горячими, а следовательно маленькими?
И можно ставить не турбину, а МГД-генератор?
ЦитироватьРД-0410 весит 2 тонны, реактор в нём примерно половина. Тепловая мощность - 200МВт
По-моему
Дем, мы с вами говорим о
разных вещах.
Вы говорите о тфЯРД с характеристиками:
Цитировать- Тяга в пустоте — 35,2 кН
- Удельный импульс тяги в пустоте — 8927 м/с
- Тепловая мощность реактора — 196 МВт
- Число включений — 10
- Ресурс работы — 1 час
- Рабочее тело — жидкий водород
- Масса с радиационной защитой — 2 тонны
(Кстати, тяговая мощность двигателя 157 МВт; КПД 80%)
Я же говорил о сравнительных характеристиках гфЯРД и комбинации ЭРД+атомная энергетическая установка в ответ на:
ЦитироватьДля того, чтобы наши грузы рассекали по Солнечной системе вообще и в окресностях Земли в частности как мы по своей собственной квартире необходимо скрещивание ЭРД и ЯЭУ.
Для ЯРД (любого, хоть твердо-, хоть газофазного) не нужно преобразование тепла в электрическую энергию. Если же мы говорим о комбинации ЭРД+ЯЭУ, то это означает необходимость преобразования тепловой энергии в электрическую с КПД вряд ли выше 33%. При этом удельный импульс гфЯРД и ЭРД приблизительно одинаков.
ЦитироватьСколько будет весить остальное? Учитывая что радиаторы могут быть весьма горячими, а следовательно маленькими?
И можно ставить не турбину, а МГД-генератор?
Для теплового котла, которым являются современные ЯЭУ, "остальное" будет весить немало.
1. Нужно преобразовать тепло в крутящий момент
2. Нужно преобразовать крутящий момент в электричество
3. Нужно охлаждать рабочее тело
Прикинем массу:
1. Поиск в Google на "масса газотурбинных двигателей" дает 1-10 кг/кВт. Примем для космической ГТУ массу в 0.5 кг/кВт
2. Поиск в Google на "масса авиационных электрических генераторов" дает 1-10 кг/кВт. Примем для космического генератора массу в 0.5 кг/кВт
3. Охлаждение рабочего тела в космосе возможно только через излучение.
С п.3 несколько сложнее, но мы можем прикинуть массу охладителя в предположении, что тепло излучается с микроскопических капелек нелетучей жидкости (что и предлагается для мощных ЯЭУ в космосе).
W=(delta M)*c*T2, где W - паразитная мощность, (delta M) - расход жидкости, с - ее теплоемкость, T2 - выходная температура рабочего тела.
Тогда M=(Wt)/(cT2), где t - время пролета капельки для ее охлаждения с T2 до T1 (Т1 - входная температура рабочего тела)
С другой стороны мощность излучения равна sigma*S*T^4, где S - площадь капелек, а sigma - постоянная Стефана — Больцмана. Можно записать следующее уравнение: mc*(delta T)=sigma*S*T^4*(delta t), решение которого дает:
t=ro*c*r/sigma*(T1^-3-T2^-3), где ro - плотность жидкости, а r - радиус капли.
Итак, получаем M=(W*ro*r)/(sigma*T2)*(T1^-3-T2^-3)
На 1 кВт паразитной тепловой можности потребуется:
10^3*10^3*10^-3/(5.67*10^-8*1000)*(1/300^3-1/1000^3)=0.64 кг/кВт
(при диаметре капелек 1мм и температурах 1000-300K)
Таким образом на 1 кВт электрической мощности ЯЭУ потребуется дополнительно к массе реактора
минимум 2.3 кг дополнительных устройств.
Т.е., например для 2 МВт реактора, который нужен для работы корабля Василия - еще минимум 4.56 тонны. Если бы с реактора РД-0410 снимали электрическую мощность, то в дополнение к 2 тоннам реактора нужно было бы около 150 тонн турбины, генератора и системы охлаждения.
Даже если я и преувеличил необходимую дополнительную массу, все равно
гибрид ЭРД+ЯЭУ существенно проигрывает гфЯРД.
ИМХО, конечно :)
Птыц, вы ж ещё и массу непосредственно самих эрдэшек не забудьте. Сколько будут весить ЭРД суммарной мощностью в 200 мегаватт?
ЦитироватьВторой нюанс в том, что у полетов на двигателях малой тяги свои формулы для расчета орбитальных переходов и по этим формулам потребные приращения скоростей раза в два выше, чем для традиционных двигателей.
Добрый день, ааа! Насколько я понимаю, то во-втором своём нюансе Вы плотно сели на своего любимого конька - гравитационные потери. Однако, должен заметить, что Ваши формулировки страдают излишней безапеляционностью. Чего доброго, какой-нибудь малоподготовенный и невинный "Василий с точкой на конце" ( :P ), прочитав Ваш нюанс потеряет всякую охоту стать будущим генеральным конструктором ЭРД мощностью в сотни кВт. Хотя на самом деле всё далеко не так печально, как следует из Вашего поста.
Во-первых. Вы, на текущий момент, говорите про орбитальные переходы вообще, а не про какие-то в частности. Однако должен заметить, что величина гравитационных потерь не есть величина постоянная для любого орбитального перехода, а она пропорциональна расстоянию от центра гравитации до места проведения маневра. На низких орбитах она вообще стремится к нулю. При маневрировании на средних - она уже уже заметна, Ну и достигает максимумов на тех орбитах, которые соответствует скорости чуть меньшей, чем вторая космическая. Тут недавно обсасывали вариант коррекции орбиты МКС с использованием ЭРД. Так для таких коррекций гравпотери вообще можно не учитывать потому как их значение стремится к нулю. Вот если мы используем ЭРД для довывода ПН на ГСО, тогда да. Их игнорировать уже не получиться. И для такой операции использование Ваших любимых СПД-100 даст потери в ХС порядка 15-20% (точной цифры, к сожалению, не помню). Ну и, наконец, использование СПД-100 по маршруту Земля - Луна даст потери, которые действительно потребуют удвоения ХС. Так, что для отдельно взятых орбитальных переходов на гравпотери вообще можно забить, а не поминать их каждый раз по Вашему примеру. :wink:
И второе замечание к Вашему второму нюансу. Что-то я не помню в упомянутых Вами формулах, что-то такое типа ХСэрд[/size]=2*ХСжрд[/size]. На самом деле там фигурирует тяга двигателя. При этом прошу обратить внимание, что тяга ЖРД выше тяги любимых Вами СПД-100 на пять порядков. Однако при использовании современных ЭРД, а не прошлого века, эта разница существенно сокращается. Тяга СПД-290 отстаёт от тяги ЖРД всего лишь на три порядка. И она выше тяги СПД-100 на два порядка. Конечно, хотелось бы большего, однако уже эта величина тяги вплотную, имхо, подводит ЭРД к тому классу двигателей, которые принято именовать двигателями ограниченной тяги. А не малой, как говорят "в народе" или "бесконечно малой" как обзывают при теоретических изысканиях. Судя по литературе, для КК, вооружённого двигателем ограниченной тяги уже доступны такие, к примеру, прелести, как аэроторможение и несущественность, с практической точки зрения, гравпотерь. Но это я так, для общего развития. Я совсем не призываю, подсев на СПД-290, нырять в атмосферу. Ему, имхо, тяги всё-таки не хватит, да и ни СБ, ни ЯЭУ совсем не подарок для такой акробатики. Я это к тому, что при таких движках (в отличие от СПД-100) удвоение ХС даже на маршруте Земля - Луна уже не будет необходимо.
Конечно, хотелось бы оценить эти достижения в цифрах. Однако скачанным спрэдшитом воспользоваться мне не удалось, - мне не известны ряд данных. Например, таких как, расход РТ в единицу времени. Но так как хотя бы какие-то цифры иметь хотелось, то пришлось ограничится грубыми расчётами. Пролагарифмировал шкалу тяг, так, чтобы в неё уложились и ЖРД и СПД-290 и СПД-100. Отметил на ней точки ХС, потребных для достижения орбиты Луны на ЖРД и СПД-100. И определил на графике точку ХС для СПД-290, взяв расстояние в 2/5 от СПД-100 к ЖРД. У меня получилось, что при использовании СПД-290 потребная ХС на маршруте Земля - Луна составит 6400м/с. Это получается в 1,6 раза по сравнению с ЖРД, а не в 2. :wink:
Так что Вы явно лукавите с гравпотерями у ЭРД. :)
ЦитироватьПтыц, вы ж ещё и массу непосредственно самих эрдэшек не забудьте. Сколько будут весить ЭРД суммарной мощностью в 200 мегаватт?
Спасибо, Старый.
Если исходить из описанного выше "улучшенного" СПД-290, то 0.4 кг/кВт электрической мощности. На 200 МВт тепловой мощности при КПД 33% будет еще 27 тонн.
Хотя, думаю, мы здесь вышли за границы приемлемого масштабирования (1370 двигателей это так то перебор :D ).
ЦитироватьДобрый день, ааа! Насколько я понимаю, то во-втором своём нюансе Вы плотно сели на своего любимого конька - гравитационные потери...
Очень интересно, но вы бы лучше объяснили это Василию. :)
Глядишь, и его уровень знаний вознесся бы вслед за вашим на недосягаемую высоту. Вы ведь больше не предлагаете отправить 17К к Луне парой тонн ксенона? :)
ЦитироватьТретье - нету столько ксенона, это достаточно редкий элемент.
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/267/02.shtml
ЦитироватьНа основе данных [5], в настоящее время наиболее перспективными считаются криптон и криптон-ксеноновая смесь природного состава (86% – криптон и 7% – ксенон).
Мировой объем производства криптона составляет 60 тыс м3 (225 т) в год, что в 15 раз больше по сравнению с объемом производства ксенона, а стоимость криптона – 93 $/кг – в 7 раз меньше, чем у ксенона (685 $/кг).
Объем производства криптон-ксеноновой смеси примерно в 8–9 раз больше, чем ксенона, и составляет 35 тыс м3 (~125 т), а ее стоимость (65 $/кг) примерно в 10 раз меньше, чем у ксенона и в 1.5 раза – чем у криптона.
Ксенона может быть и нет. Но рабочего тела для ЭРД всё равно как грязи. :wink:
Я думаю, ксенон используют неспроста, а именно из-за большой массы. Возможно с криптоном удельный импульс будет меньше.
ЦитироватьЯ думаю, ксенон используют неспроста, а именно из-за большой массы. Возможно с криптоном удельный импульс будет меньше.
Наоборот. УИ растёт процентов на 15, а тяга падает, где-то на столько же.
ЦитироватьСравнение выходных характеристик СПД-100 и СПД-140, работающих на ксеноне и ксенон-криптоновой смеси природного состава, проведено в работах [6, 7]. В частности, показано, что при ограничении на располагаемую мощность 2–2.5 кВт и замене ксенона на криптон-ксеноновую смесь удельный импульс СПД-100 может быть увеличен примерно на 10–20% по сравнению с удельным импульсом СПД на ксеноне. Однако уровень тяги при этом снизится примерно на 20%. Для СПД-140 при потребляемой мощности 3–5 кВт и анодном напряжении соответственно 300 и 500 В уровень удельного импульса при использовании криптон-ксеноновой смеси примерно на 17% выше по сравнению с СПД на ксеноне, а тяга снижается на 15–17%. Эти особенности тягово-энергетических характеристик СПД на криптон-ксеноновой смеси в значительной степени определяют эффективность ее использования в выполняемых ЭРД задачах управления космическими аппаратами.
Думаю ксенон пользовали и будут пользовать пока не возникнет серьёзного дифицита, - даже если он относительно дорогой, то всё равно его абсолютная стоимость ничто по сравнению со стоимостью КА на ГСО. :wink:
Цитироватьпри ограничении на располагаемую мощность 2–2.5 кВт и замене ксенона на криптон-ксеноновую смесь удельный импульс СПД-100 может быть увеличен примерно на 10–20% по сравнению с удельным импульсом СПД на ксеноне. Однако уровень тяги при этом снизится примерно на 20%.
Честно говоря, не очень понимаю, за счет чего увеличивается уд.импульс.
В качестве минуса более легкого рабочего тела можно привести больший угол раскрыва струи, истекающей из сопла.
ЦитироватьЧестно говоря, не очень понимаю, за счет чего увеличивается уд.импульс.
В качестве минуса более легкого рабочего тела можно привести больший угол раскрыва струи, истекающей из сопла.
В качестве рабочей гипотезы можно предположить, что важнее бОльшая скорость на срезе сопла. Ну, а куда эти ионы будут разбегаться уже после выхода из сопла, вполне может быть по-барабану. :wink:
ЦитироватьЧестно говоря, не очень понимаю, за счет чего увеличивается уд.импульс.
Атом легче - его итоговая скорость больше (а следовательно и УИ). Но не настолько больше, чтобы дать ту же тягу, результат где-то посерединке
ЦитироватьЦитироватьЧестно говоря, не очень понимаю, за счет чего увеличивается уд.импульс.
Атом легче - его итоговая скорость больше (а следовательно и УИ). Но не настолько больше, чтобы дать ту же тягу, результат где-то посерединке
А почему посерединке!? Для СПД-140 и 500V, где-то 1 к 1. :wink:
ЦитироватьОчень интересно, но вы бы лучше объяснили это Василию. :)
Глядишь, и его уровень знаний вознесся бы вслед за вашим на недосягаемую высоту.
Василию!? :) Нет, уж! Спасибо! К нему учителя и так до конца ветки в очередь выстроились. А я очереди со времён развитого социализма слабо перевариваю.
ЦитироватьВы ведь больше не предлагаете отправить 17К к Луне парой тонн ксенона? :)
:) Нет! Не предлагаю. Можете взять себе эту несчастную пару тонн ксенона. :P Я уже переделал блоки ЛОС и ГТК на смесь криптона и ксенона. Думаю уложиться в одну тонну этой чудесной смеси. На целевой орбите получим 20500кг. сухого веса. При этом, согласно моим экселевским подсчётам, блок ЛОС добирается самостоятельно с 200-км до целевой орбиты на двух СПД-290 за 1,7 года (с учётом снижения потребной ХС до 6400м/с). К сожалению на одном отпраить уже не получится, - время перелёта превысит время ресурса двигателя (Зато на 2-х, - почти бесплатно). При этом срок активного существования (далее - САС) на целевой орбите блока ЛОС снизится на 11%. Думаю это оптимально. На трёх СПД-290 блок ЛОС доберётся за 1,1 года, что составит всего 8% потерь от САС ЛОС. С учётом пробем по возведению 90кВт-ной СБ, как мне кажется, не стоит овчинка выделки. :wink:
А существующие проекты посмотреть никак нельзя !?
ПРОЕКТ МАРСИАНСКОЙ ЭКСПЕДИЦИИ РАЗРАБОТКИ РКК "ЭНЕРГИЯ":
http://www.energia.ru/energia/mars/concept.html
1. ЭРД использующие литий как рабочее тело.
2. Солнечная ЭУ с пленочными фотопреобразователями энергии
3. http://www.energia.ru/energia/mars/nucl.html
Проведены работы по электрореактивным двигателям, в том числе по созданию литиевых электродуговых двигателей с электромагнитным ускорением плазмы большой мощности. Испытан электрореактивный двигатель мощностью до 300 кВт в одном агрегате.
4. РКК "Энергия" до 1988 года предусматривала использование ядерных реакторов в качестве электростанции для электрореактивных двигателей.
Источник электрической энергии - термоэмиссионный реактор-преобразователь на быстрых нейтронах со встроенными в активную зону термоэмиссионными преобразователями тепловой энергии в электрическую.
Цитировать... по созданию литиевых электродуговых двигателей с электромагнитным ускорением плазмы большой мощности. Испытан электрореактивный двигатель мощностью до 300 кВт в одном агрегате. ...
Возможности двигателя, который забросили даже разработчикм, вызывают определённые сомнения. :?
И так :
Я тоже считаю ГФЯРД НАМНОГО ЛУЧШЕ, чем ЭРД + ЯЭУ или СЭУ.
Вот только ЭРД, СЭУ и ЯЭУ уже существуют и летали, а для ГФЯРД пока только "доказана теоретическая возможность создания".
ИМХО - единственный проблем создания ГФЯРД - отсуствие желания управляющих отдать несколько миллиардов долларов на их создание. Но это вполне достаточно. :evil:
Хотя те же миллиарды дают на ИТЕР и развитие термоядерных исследований! А используя те же технологии ГФЯРД сделать легче, чем термоядерный реактор...
Про КК на ЭРД:
1. До Марса спокойно можно летать на СЭУ и не заморачываться с радиацией и управлением реакторов. А вот к Юпитеру и дальше - однозначно ЯЭУ.
2. Он использования ксенона надо отказаться - при производстве в 15 тонн в год, только на ОДИН пиллотируемый полет до Марса надо копить ксенона более 20 лет!
ЦитироватьЦитировать... по созданию литиевых электродуговых двигателей с электромагнитным ускорением плазмы большой мощности. Испытан электрореактивный двигатель мощностью до 300 кВт в одном агрегате. ...
Возможности двигателя, который забросили даже разработчикм, вызывают определённые сомнения. :?
Так СССР распался ... :(
Или у Вас какие-то конкретные сведения? Так поделитесь !
ЦитироватьА почему посерединке!? Для СПД-140 и 500V, где-то 1 к 1. :wink:
А ты сам посчитай :)
Если имеем одинаковую силу и дистанция разгона для частиц разной массы - то что будет со скоростью и импульсом?
ЦитироватьА ты сам посчитай :)
Если имеем одинаковую силу и дистанция разгона для частиц разной массы - то что будет со скоростью и импульсом?
Да я согласен, что ионы с меньшей массой будут разгоняться до больших скоростей. Меня, в отличии от ааа, смутило несколько иное. При переводе на криптон СПД-100 УИ выросло на 15%, а тяга упала на 20%. А вот для СПД-140 и тяга и УИ изменились на один и тот же процент. Почему для разных движков немного разный эффект? Хотя, впрочем, разница не велика и вполне может укладываться в погрешности измерений. :wink:
ЦитироватьЕсли имеем одинаковую силу и дистанция разгона для частиц разной массы - то что будет со скоростью и импульсом?
Очень может быть, что импульс сообщаемый КК, и соответственно скорость КК будет отличаться очень незначительно. Если же идет речь именно про разницу в скорости/импульсе ускоряемых частиц, то в английском языке есть такая идиома, who cares? С точки зрения разработчиков, двигатели то будут примерно одинаковой массы и мощности...
ЦитироватьДа я согласен, что ионы с меньшей массой будут разгоняться до больших скоростей. Меня, в отличии от ааа, смутило несколько иное. При переводе на криптон СПД-100 УИ выросло на 15%, а тяга упала на 20%. А вот для СПД-140 и тяга и УИ изменились на один и тот же процент. Почему для разных движков немного разный эффект?
В идеальном движке УИ обратно пропорционален квадратному корню атомной массы РТ. Т. к. массовый расход линейно зависит от атомной массы, то по формуле тяги получам, что она будет пропорциональна корню атомной массы.
В реале, при переходе на криптон имеем дополнительные потери, в основном, по ионизации и "размытости" начала зоны ускорения. Уровень потерь отличатся для разных моделей из-за неидеальности масштабирования. У моделей с большим диаметром - потери меньше. Основной фактор - снижается отношение объема плазмы к площади стенок камеры, соответственно снижаются пристеночные потери.
Что и наблюдалось в сравнении 100 и 140 моделей.
Наверное тут офф, но никто не рассматривал такую экзотику как накопление на Земле весового кол-ва УХН и разогрев их какими-то нейтронными инициаторами на КА в целях использования как "рабочее тело" для РД?
ЦитироватьТ.е. реактор (обычный тепловой, только котел греется от U/Pu), затем преобразователь тепла в механическую энергию (ПТУ или Стирлинг), потом преобразование в электричество, потом уже ЭРД? Да, и еще охладитель рабочего тела...
Попробуйте посчитать. Массу рабочего тела только не забудьте.
Это, конечно лучше, чем СБ на 2 МВт (27 МКС), но...
ЦитироватьА разве гфЯРД не лучше, чем у комбинации ЭРД + ЯЭУ?
Удельный импульс практически тот же если не выше, но нет цикла преобразования тепло-механика-электричество-кинетическая энергия?
Да, гфЯРД, если я не ошибаюсь, вообще не испытывались, но никаких запретов на их создание нет. А за счет выкидывания ненужных промежуточных процессов удельная масса должна быть сильно (если не на порядки) меньше.
ЦитироватьЧто касается маленького ядерного реактора с турбомашиной, то подобную ЯЭУ мощностью 100 кВт американские специалисты хотят поставить на КА JIMO, предназначенный для исследования ледяных лун Юпитера. Имея практически одинаковую массу с рассматриваемой в отечественном проекте ЯЭУ типа «Топаз» со встроенными в активную зону термоэмиссионными преобразователями, американская установка отличается гораздо большими габаритами за счет вынесенного из активной зоны турбомашинного генератора и характерного для этого метода преобразования энергии крупногабаритного низкотемпературного излучателя.
ЦитироватьТермоэмиссионные реакторы и на их основе ядерные энергетические установки прошли летные испытания ("Космос 1818", "Космос 1867"). Характеристики реактора-преобразователя большой мощности, включая вопросы обеспечения ядерной безопасности, исследованы на физическом стенде.
Более 200 реакторных термоэмиссионных преобразователей прошли испытания в активных зонах экспериментальных реакторов.
Птыц! А зачем нам американские методы и их проблемы? Может ограничимся отечественным опытом? :wink:
ЦитироватьДаже если я и преувеличил необходимую дополнительную массу, все равно гибрид ЭРД+ЯЭУ существенно проигрывает гфЯРД.
ИМХО, конечно :)
Птыц! Никак не могу понять Вашего юношеского максимализма. Что значит Ваше "или-или"? Для переброски грузов (а это основной транспортный поток) важнее УИ. Следовательно рулят ЭРД. А вот для "скоропортящихся грузов" типа людей, важнее тяга (эта часть грузопотока не велика, но важна). Значит от Земли до Луны, - ЖРД. А от Луны и далее, - РД-0410. А стремление к одному типа двигателя, - это детская болезнь ПК. :wink:
ЦитироватьНаверное тут офф, но никто не рассматривал такую экзотику как накопление на Земле весового кол-ва УХН и разогрев их какими-то нейтронными инициаторами на КА в целях использования как "рабочее тело" для РД?
Вопрос одним словом: "Анахрена?"
Ни одного видимого глазом преимущества ультрахолодных нейтронов (а правильно ли я это расшифровал? - а то прям щазз человека мочить начну, и конфуз получится :oops: ) перед обычными протонами из водорода я не вижу. А геморроя по совершенно разным причинам неимоверно много.
ЦитироватьЦитироватьНаверное тут офф, но никто не рассматривал такую экзотику как накопление на Земле весового кол-ва УХН и разогрев их какими-то нейтронными инициаторами на КА в целях использования как "рабочее тело" для РД?
Вопрос одним словом: "Анахрена?"
Ни одного видимого глазом преимущества ультрахолодных нейтронов (а правильно ли я это расшифровал? - а то прям щазз человека мочить начну, и конфуз получится :oops: ) перед обычными протонами из водорода я не вижу. А геморроя по совершенно разным причинам неимоверно много.
Мочите, я плавать умею, это они самые! :)
Преимущество вижу в высокой плотности топлива. Т.е. фиксированный объем баков, на громадную массу "рабочего тела".
Геморрой я и сам вижу. Лучше расскажите как примерно будет выглядеть схема РД на УХН. Я мечтаю, о чем-то типа направленного, многоступенчатого процесса нагрева.
Ого, а нейтроны ныне можно как-то хранить в баке так чтобы они через стенку не просачивались (и не активировали её по ходу дела)?
И что делать с 15минутным периодом полураспада :) :?:
Оба на! :shock: А как? Протоны то или антивещество /заносит/ можно ещё в полях хранить. А здесь? Как бы не пришлось стенки бака делать из странной материи. :)
Давайте уж тогда про атомарное топливо помечтаем и радикалы.
Но, может, завести новую тему? :roll:
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьЦитироватьДля того, чтобы наши грузы рассекали по Солнечной системе вообще и в окресностях Земли в частности как мы по своей собственной квартире необходимо скрещивание ЭРД и ЯЭУ.
НННШ!
А как тогда? ЯРД?
У всего что связано с ядерными реакторами НННШ.
Если б я знал как, то уже бы Шнобеля получил... :(
А если так: реактор отдельно, летательный аппарат - отдельно. Передача энергии - беспроводным способом. Всё, бегите за нобелевкой. :)
ЦитироватьЦитироватьУ всего что связано с ядерными реакторами НННШ.
Если б я знал как, то уже бы Шнобеля получил... :(
Но каких проблем с ЯЭУ для космоса больше: технических или, так сказать, организационных? В чём, на Ваш взгляд, главное препятствие?
Имхо, чернобыльский синдром. Психологически продавить сейчас это гораздо сложнее.
Причем тут полураспад? Это неактуально, ибо нейтрон уже улетит.
Представьте себе некий стабильный динейтронный/тетранейтроный конденсат или ультрахолодный нейтронно-протонный суп. "Бак" это некое устройство поддерживающие его состояние. Затем мы отделяем часть и разгоняем. Смысл процесса, как в нейтронной бомбе, но там они выдергиваются из атомов и летят во все стороны, куда попало, а мы их уже выдернули, охладили, стабилизировали, теперь хотим дозировать, нагреть(ускорить) в нужном направлении.
PS Не забываем, Перминов уже приказал, (и Старый его поддержал), что лететь к Марсу будем на "новых энергоносителях", так что каждый должен спросить у себя, какой "новый энергоноситель" он сегодня придумал!
ЦитироватьОго, а нейтроны ныне можно как-то хранить в баке так чтобы они через стенку не просачивались (и не активировали её по ходу дела)?
Ультрахолодные нейтроны вроде бы можно хранить в обычном сосуде, просачивание сквозь стенку сравнимо с таковым у сверхтекучего гелия, но при плотности на пяток порядков меньшей...
ЦитироватьИ что делать с 15минутным периодом полураспада :) :?:
15 минут - это у нейтронного газа малой плотности или у изолированных нейтронов. Нейтронные звёзды как-то живут?
а что, кто-то получил конденсат УХН? Где можно купить баночку? :lol:
ЦитироватьУльтрахолодные нейтроны вроде бы можно хранить в обычном сосуде, просачивание сквозь стенку сравнимо с таковым у сверхтекучего гелия, но при плотности на пяток порядков меньшей...
О как, не знал. А ссылочку на работы теоретиков не подкините? Экспериментов в этой области не было, насколько я знаю (с указанными выше плотностями).
И опять же, просачивающиеся холодные нейтроны с сечениями захвата веществом порядка квадрата дебройлевской длины волны и безвредный инертный гелий -- это совсем не одно и тоже. Каково будет тепловыделение в конструкции корабля когда в баке тонны нейтронов? :shock:
Цитировать15 минут - это у нейтронного газа малой плотности или у изолированных нейтронов. Нейтронные звёзды как-то живут?
Нуу так там ведь материя вырождена и соответственно в фазовом объёме нету места для продуктов распада. А это ещё десять порядков по плотности. Какой силой их вместе удерживать? Запредельная фантастика :)
ЦитироватьИмхо, чернобыльский синдром. Психологически продавить сейчас это гораздо сложнее.
Нет, чернобыльский синдром не при чём. проблемы чисто технические и эксплуатационные.
ЦитироватьПтыц! Никак не могу понять Вашего юношеского максимализма. Что значит Ваше "или-или"? Для переброски грузов (а это основной транспортный поток) важнее УИ. Следовательно рулят ЭРД. А вот для "скоропортящихся грузов" типа людей, важнее тяга (эта часть грузопотока не велика, но важна). Значит от Земли до Луны, - ЖРД. А от Луны и далее, - РД-0410. А стремление к одному типа двигателя, - это детская болезнь ПК. :wink:
AlexB14!
Во-первых, спасибо за "юношеский максимализм". Меня это порадовало. :D
Во-вторых, где это я упоминал про "или-или"? Тему "Василий." открывал как тему использования ЭРД в пилотируемых полетах. И для них ЭРД+СБ уж никак не подходят. :)
В-третьих, я сравнивал не РД-0410, у которого активная зона твердая, а не существующий пока гфЯРД и ЭРД+ЯЭУ. УИ у них должны быть сравнимы, а масса у гфЯРД должна быть меньше. Но это, очевидно, не означает что сделав корабль, нужно ждать изобретения самолета, чтобы достигнуть Америки. Или что на городской автомобиль нужно ставить двигатель от спортивной машины. :)
Хотя, может быть, до создания гфЯРД дело и не дойдет, если удастся сильно повысить УИ и тягу ЭРД.
ЦитироватьТему "Василий." открывал как тему использования ЭРД в пилотируемых полетах. И для них ЭРД+СБ уж никак не подходят.
Нет, в основном для непилотируемых, людям будет слишком долго разгоняться. Для пилотируемых тоже предлагал по поводу Марса, но там пока нельзя создать должной энергетической установки, поэтому пока речь идёт только о непилотируемой космонавтике.
Василий, я нашел для вас такую энергетическую установку.
Теперь можно использовать ЭРД+СБ для пилотируемого полета к Марсу!
(http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/nk/forum-pic/Kliper/16.jpg)
ЦитироватьЦитироватьПтыц, вы ж ещё и массу непосредственно самих эрдэшек не забудьте. Сколько будут весить ЭРД суммарной мощностью в 200 мегаватт?
Спасибо, Старый.
Если исходить из описанного выше "улучшенного" СПД-290, то 0.4 кг/кВт электрической мощности. На 200 МВт тепловой мощности при КПД 33% будет еще 27 тонн.
Хотя, думаю, мы здесь вышли за границы приемлемого масштабирования (1370 двигателей это так то перебор :D ).
:P Да. Думаю уже давно вышли. За границы.
Для ЭРД мощностью в диапазоне 0,1-1кВт отношение массы двигателя к его мощности в среднем составляет 2,4кг/кВт.
В диапазоне 1-10кВт - в среднем 1,9кг/кВт;
Для диапазона 10-100кВт - в среднем 0,9кг/кВт.
Я попробовал составить график. Такое ощущение, что при дальнейшем росте мощности ЭРД в следующем энергетическом диапазоне 100кВт-1мВт ещё какой-то рост массы ЭРД наблюдаться будет. А вот дальше при мощностях 1-10мВт - не похоже. :wink:
ЦитироватьЦитироватьИмхо, чернобыльский синдром. Психологически продавить сейчас это гораздо сложнее.
Нет, чернобыльский синдром не при чём. проблемы чисто технические и эксплуатационные.
Ну понятно, что проблемы. А где их нет? Но так лодки плавают, электростанции гудят. Да и в космосе реакторы работали. И не раз.
08.07.2009 / 13:46 В США испытали плазменный двигатель на сверхпроводящих магнитах
Американская компания Ad Astra провела первые испытания плазменного двигателя на сверхпроводящих магнитах VX-200. Об этом сообщается в пресс-релизе компании. Следующие испытания двигателя запланированы на 14 июля 2009 года.
Предыдущие испытания, которые проводились осенью 2008 года, позволили доказать работоспособность двигателя. Тогда в нем был установлен обычный магнит. Использование сверхпроводящего аналога позволило увеличить мощность VX-200 примерно в 10 раз. Видео испытания доступно здесь.
Испытанный двигатель относится к системе VASIMR (Variable Specific Impulse Magnetoplasma Rocket) - магнитоплазменных ракетных двигателей с переменным импульсом. Ранее подобные двигатели разрабатывались NASA, однако в настоящее время исследования полностью ведет компания Ad Astra, расположенная в Коста-Рике.
Принцип работы двигателя заключается в следующем: в специальной камере под воздействием электромагнитных волн материя (обычно благородный газ) ионизируется. По воздействием магнитного поля она направляется в сопло, вылетая из которого, создает тягу. В обычном двигателе вместо плазмы из сопла вылетают раскаленные газы, образовавшиеся после сжигания топлива.
Теоретически, новые двигатели не дают мощную тягу, однако способны работать достаточно долго, сообщая в результате аппарату в космическом пространстве большую скорость, чем привычные ракетные двигатели. В настоящее время инженеры решают ряд проблем, связанных с высоким тепловыделением данного устройства. В будущем (в случае успеха испытаний) подобный двигатель планируется протестировать на МКС, сообщает Lenta.ru.
- К.И.
Original research ;) от Википедии:
ЦитироватьNASA envisages delivering about 34 metric tons of useful cargo to LLO in a single flight with a chemically propelled vehicle. To make that trip, about 60 tonnes of LOX-LH2 propellant would be burned. A comparable OTV would need to employ 5 VF-200 engines powered by a 1 MW solar array. To do the same job, such OTV would need to expend only about 8 metric tonnes of argon propellant.
В свете вышесказанного, никто не подскажет навскидку, сколько будет приблизительно весить мегаваттный блок СБ?
ЦитироватьOriginal research ;) от Википедии:
ЦитироватьNASA envisages delivering about 34 metric tons of useful cargo to LLO in a single flight with a chemically propelled vehicle. To make that trip, about 60 tonnes of LOX-LH2 propellant would be burned. A comparable OTV would need to employ 5 VF-200 engines powered by a 1 MW solar array. To do the same job, such OTV would need to expend only about 8 metric tonnes of argon propellant.
В свете вышесказанного, никто не подскажет навскидку, сколько будет приблизительно весить мегаваттный блок СБ?
Ну, если приблизительно, то 1000кВт * 15кг = 15000кг. Но это несколько упрощённо, без механизма развёртывания, токоотводящих проводов и прочей "фурнитуры".
ЦитироватьЦитироватьOriginal research ;) от Википедии:
ЦитироватьNASA envisages delivering about 34 metric tons of useful cargo to LLO in a single flight with a chemically propelled vehicle. To make that trip, about 60 tonnes of LOX-LH2 propellant would be burned. A comparable OTV would need to employ 5 VF-200 engines powered by a 1 MW solar array. To do the same job, such OTV would need to expend only about 8 metric tonnes of argon propellant.
В свете вышесказанного, никто не подскажет навскидку, сколько будет приблизительно весить мегаваттный блок СБ?
Ну, если приблизительно, то 1000кВт * 15кг = 15000кг. Но это несколько упрощённо, без механизма развёртывания, токоотводящих проводов и прочей "фурнитуры".
А сколько весят СБ на МКС и какая у них мощность?
Вот тут указано
http://en.wikipedia.org/wiki/ISS_Solar_Arrays
Масса сегмена СБ 15824кг, мощность 32.8 kW, то-есть 500 кг/кВт!
AlexB14Спасибо.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьOriginal research ;) от Википедии:
ЦитироватьNASA envisages delivering about 34 metric tons of useful cargo to LLO in a single flight with a chemically propelled vehicle. To make that trip, about 60 tonnes of LOX-LH2 propellant would be burned. A comparable OTV would need to employ 5 VF-200 engines powered by a 1 MW solar array. To do the same job, such OTV would need to expend only about 8 metric tonnes of argon propellant.
В свете вышесказанного, никто не подскажет навскидку, сколько будет приблизительно весить мегаваттный блок СБ?
Ну, если приблизительно, то 1000кВт * 15кг = 15000кг. Но это несколько упрощённо, без механизма развёртывания, токоотводящих проводов и прочей "фурнитуры".
А сколько весят СБ на МКС и какая у них мощность?
Вот тут указано
http://en.wikipedia.org/wiki/ISS_Solar_Arrays
Масса сегмена СБ 15824кг, мощность 32.8 kW, то-есть 500 кг/кВт!
Читайте внимательно - 32.8 kW это мощность только одного "крыла"(wing). Сам wing со всей фурнитурой весит ~1090кг, кстати. То есть 33кг/кВт...
ЦитироватьТак СССР распался ... :(
Или у Вас какие-то конкретные сведения? Так поделитесь !
СССР действительно распался. С этим не поспоришь.
А вот упомянутый Вами разработчик вполне даже жив.
Но на текущий исторический момент он уже не фигурирует в списке тех, кто ковыряется со своим ЭРД. Я потому и предположил его неперспективность :wink:
ЦитироватьAlexB14
Спасибо.
ЦитироватьЦитироватьЦитироватьOriginal research ;) от Википедии:
ЦитироватьNASA envisages delivering about 34 metric tons of useful cargo to LLO in a single flight with a chemically propelled vehicle. To make that trip, about 60 tonnes of LOX-LH2 propellant would be burned. A comparable OTV would need to employ 5 VF-200 engines powered by a 1 MW solar array. To do the same job, such OTV would need to expend only about 8 metric tonnes of argon propellant.
В свете вышесказанного, никто не подскажет навскидку, сколько будет приблизительно весить мегаваттный блок СБ?
Ну, если приблизительно, то 1000кВт * 15кг = 15000кг. Но это несколько упрощённо, без механизма развёртывания, токоотводящих проводов и прочей "фурнитуры".
А сколько весят СБ на МКС и какая у них мощность?
Вот тут указано
http://en.wikipedia.org/wiki/ISS_Solar_Arrays
Масса сегмена СБ 15824кг, мощность 32.8 kW, то-есть 500 кг/кВт!
Читайте внимательно - 32.8 kW это мощность только одного "крыла"(wing). Сам wing со всей фурнитурой весит ~1090кг, кстати. То есть 33кг/кВт...
Действительно!
http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/217/01.shtml
Причем площадь получается примерно 10м2/кВт, то-есть 1МВт СБ будет весить 30-40т и иметь размер 100х100м, а большая масса сегментов СБ на МКС из-за того, что там имеются аккумуляторы на случай захода МКС в тень Земли.
ЦитироватьТакое ощущение, что при дальнейшем росте мощности ЭРД в следующем энергетическом диапазоне 100кВт-1мВт ещё какой-то рост массы ЭРД наблюдаться будет. А вот дальше при мощностях 1-10мВт - не похоже. :wink:
Не понял вас. Не будет наблюдаться рост массы или же не будет наблюдаться улучшения соотношения масса/мощность?
Если вы говорите о соотношении масса/мощность, то, честно говоря, полученные три точки (2.4, 1.9 и 0.9) и разности между ними (0.5 и 1.0) не говорят о том, что функция стремится, например, к 0.8. Но пусть масса мощного ЯРД будет 0.8 кг/кВт. Таким образом наши оценки расходятся всего в два раза (у меня было 0.4 кг/кВт). :)
ЦитироватьЦитироватьТему "Василий." открывал как тему использования ЭРД в пилотируемых полетах. И для них ЭРД+СБ уж никак не подходят.
Нет, в основном для непилотируемых, людям будет слишком долго разгоняться. Для пилотируемых тоже предлагал по поводу Марса, но там пока нельзя создать должной энергетической установки, поэтому пока речь идёт только о непилотируемой космонавтике.
Тогда, извините что я вас не понял :)
ЦитироватьНе понял вас. Не будет наблюдаться рост массы или же не будет наблюдаться улучшения соотношения масса/мощность?
Если вы говорите о соотношении масса/мощность, то, честно говоря, полученные три точки (2.4, 1.9 и 0.9) и разности между ними (0.5 и 1.0) не говорят о том, что функция стремится, например, к 0.8. Но пусть масса мощного ЯРД будет 0.8 кг/кВт. Таким образом наши оценки расходятся всего в два раза (у меня было 0.4 кг/кВт). :)
Стоп! Мы говорим, имхо, о массе ЭРД. Расположив средние массы ЭРД в диапазонах 0,1-1кВт, 1-10кВт и 10-100кВт на логарифмической шкале масса-мошность я вижу, что кривая резко загибается в сторону оси мощностей. Для следующего энергетического диапазона 100кВт-1МВт ещё можно найти точку на графике. Она будет где-то 0,2-0,3 кг/кВт. А вот в диапазоне 1МВт-10МВт точка может расположиться только на 0кг/кВт. Понятно, что масса ЭРД не может быть физически равна нулю. Скорее это означает, что она будет не существенна на фоне массы источника энергии. А в случае ЯЭУ этот рост тоже будет далеко не линейным :P .
Ваши выводы строятся на линейном изменении массы ЭРД и их мощности. А это нонсенс, так как с ростом мощности растут все энергомассовые характеристики ЭРД, в том числе тяговый КПД. :wink:
ЦитироватьЦитироватьНет, в основном для непилотируемых, людям будет слишком долго разгоняться. Для пилотируемых тоже предлагал по поводу Марса, но там пока нельзя создать должной энергетической установки, поэтому пока речь идёт только о непилотируемой космонавтике.
Тогда, извините что я вас не понял :)
Птыц! Должен сказать, что Вам достался како-то весьма мягкотелый "Василий.". Я бы на его месте так просто не сдался :lol: . Ну сами представьте. Подлетаете это Вы к объекту своего внимания на ЖРД/РД-0410, а там Вас ожидают уже пара-тройка модулей ОС, один-два танкера с горючкой на быструю дорогу обратно и один-два грузовичка с потребными Вам инструментами и запасами типа "поесть-попить-подышать". При чём всё это добралось самостоятельно, использовав лишь толику массы РТ (по сравнению с массой ПН). Скажите, сделает этот факт Ваше пилотируемое путешествие комфортнее? Естественно по сравнению с тем вариантам, как если бы Вы, как улитка, "всё своё везли с собой". :wink:
http://www.ntv.ru/novosti/170232/
Интересно как этот двигатель соотносится с предшественником, который работал на азоте и даже на атмосферном воздухе:
http://www.diclib.com/cgi-bin/d1.cgi?l=ru&base=bse&page=showid&id=86264
ЦитироватьЯнтарь-1 - наименование советских высотных автоматических ионосферных лабораторий, запущенных с помощью серийных отечественных геофизических ракет для исследования особенностей работы электростатических ракетных двигателей (ЭРД) в космических условиях. В процессе испытаний измерялись плотность ионного тока из ионосферы на поверхность лаборатории и её электрический потенциал, разрядный ток ЭРД, ток ионного пучка и др. В 1966—1971 запущено 4 "Я.-1". В качестве рабочего тела ЭРД применялись аргон, азот и воздух (зафиксированная скорость истечения реактивной струи 40, 120 и 140 км/сек, соответственно).
http://www.technicamolodezhi.ru/archive/element.php?DataBase=&PATH=05_1971_0024
AlexB14, если вам еще не лень продолжать :)
ЦитироватьСтоп! Мы говорим, имхо, о массе ЭРД.
ЯРД -- это была опечатка.
ЦитироватьРасположив средние массы ЭРД в диапазонах 0,1-1кВт, 1-10кВт и 10-100кВт на логарифмической шкале масса-мошность я вижу, что кривая резко загибается в сторону оси мощностей. Для следующего энергетического диапазона 100кВт-1МВт ещё можно найти точку на графике. Она будет где-то 0,2-0,3 кг/кВт.
А вот в диапазоне 1МВт-10МВт точка может расположиться только на 0кг/кВт.
Трудно прогнозировать, исходя из всего трех точек. С тем же успехом можно предположить и 0.8 и 0.01 кг/кВт. Или даже возрастание удельной массы. Тем более, что все выводы мы делаем только на примере двигателей на эффекте Холла. :wink:
ЦитироватьВаши выводы строятся на линейном изменении массы ЭРД и их мощности. А это нонсенс, так как с ростом мощности растут все энергомассовые характеристики ЭРД, в том числе тяговый КПД. :wink:
Другого приближения пока нет. Тем более, что КПД уже сейчас около 60% :)
ЦитироватьПтыц! Должен сказать, что Вам достался како-то весьма мягкотелый "Василий.". Я бы на его месте так просто не сдался :lol: .
А разве он сдавался? :shock:
Просто ЭРД -- не самый лучший метод разгона пилотируемого корабля. Хотя, кто знает, что будет лет через 20 :) (хотя без ЯЭУ, ИМХО, не обойтись).
ЦитироватьНу сами представьте. Подлетаете это Вы к объекту своего внимания на ЖРД/РД-0410, а там Вас ожидают ...
А кто-то отказывается? :wink: Просто каждое техническое средство должно использоваться там, где надо. :)
Европейцы создали миниатюрный двигатель для межпланетных миссийЦитировать"Этот двигатель весит менее 200 граммов, включая управляющую электронику и даже топливо (порядка 100 г). Он может быть легко интегрирован в спутник размером всего 10 х 10 х 10 сантиметров, а ведь это известный и набирающий популярность формат CubeSat.
Запас рабочего тела в MicroThrust представляет собой не газ, а ионную жидкость. Этим двигатель тоже отличается от предшественников. Авторы устройства выбрали состав EMI-BF4, применяемый в ряде областей техники в роли электролита.
Во время работы устройства данная жидкость за счёт капиллярных сил поступает в микроскопические кремниевые сопла. Более тысячи таких отверстий на каждый квадратный сантиметр расположены на поверхности крошечных чипов, составляющих сердце двигателя.
На конце сопла ионы извлекаются из жидкости за счёт сильного электрического поля. Для его генерации чипы снабжены решётчатыми электродами. К ним прикладывается напряжение в четыре тысячи вольт.
Ионы покидают чипы со скоростью порядка 10–11 км/с или даже выше, создавая тягу до 100 микроньютонов (при удельном импульсе примерно в 3000 секунд). При этом полярность поля ежесекундно меняется, так что для формирования реактивной струи в новой конструкции используются и положительные, и отрицательные ионы.
Ускорение, развиваемое подобным аппаратом, очень невелико. Но за шесть месяцев работы устройства MicroThrust всего 100 миллилитров топлива смогут перенести 10-сантиметровый спутник с околоземной орбиты к Луне, утверждают авторы проекта. При этом скорость такого «исследователя» будет постепенно увеличена с начальных 6,7 до 11,7 км/с.
Сейчас европейские учёные занимаются доводкой конструкции двигателя. По их словам, на отладку и тесты уйдёт ещё год. И уже известны пилотные миссии, в которых будет использован новый привод."
Схемы, фото, видео и полный текст статьи здесь (http://www.nanonewsnet.ru/articles/2012/evropeitsy-sozdali-miniatyurnyi-dvigatel-dlya-mezhplanetnykh-missii)
Хорошая разработка, на мой взгляд. И главное, финансируется.
А факеловские разработки имеют финансирование или за счет энтузиазма и собственных средств все делается?
Там же: (http://www.nanonewsnet.ru/news/2012/nanotekhnologii-soyuznogo-gosudarstva-otkryvayut-mikromiry-prokladyvayut-dorogu-na-drugie-)
Цитировать«Мода» на все микро в космической отрасли сегодня очень популярна. Взять те же микроспутники. У них и двигатели для коррекции орбиты должны быть миниатюрные. Размером со спичечный коробок.
Но и в таком минимальном пространстве белорусские исследователи умудрились вмонтировать от 50 до 100 отдельных сопел, управляемых интеллектуальной электронной системой. Понятно, что все параметры в таких условиях должны быть выдержаны очень четко. Для этого используются специальные микротехнологии. Разрабатывается и импульсный ракетный двигатель, в котором топливо сжигается максимально быстро, почти как при взрыве.
Хоть и не ионный.
https://nauka.tass.ru/nauka/20267359
ЦитироватьВ МАИ разработали двигатель для малых спутников связи и навигации
МОСКВА, 18 марта. /ТАСС/. Ученые Московского авиационного института (МАИ) разработали двигатель для низкоорбитальных спутников связи и навигации, который позволит им более трех лет оставаться на орбите. Об этом сообщили ТАСС в пресс-службе вуза.
Цитировать"Специалисты Научно-исследовательского института прикладной механики и электродинамики МАИ разработали высокочастотный ионный двигатель с электродами из углерод-углеродного композиционного материала. Это наиболее подходящий тип двигателя для низкоорбитальных малых космических аппаратов. Спутники малых орбит в диапазоне от 250 до 300 километров являются очень перспективными для космической отрасли. Работа на таких высотах значительно упрощает космические задачи, включая навигацию, дистанционное зондирование Земли и связь", - говорится в сообщении.
Как пояснили в институте, на низких орбитах остатки атмосферы тормозят космический аппарат, в результате чего он довольно быстро снижается. Срок активного существования низкоорбитальных спутников колеблется от нескольких дней до нескольких месяцев. Продлить работу можно при помощи двигателей. Существующие жидкостные ракетные двигатели способны увеличить этот срок до года, однако в этом случае масса целевой аппаратуры на борту спутника будет стремиться к нулю.
Цитировать"Установка МАИ решает эту проблему. Расчетное время ее работы составляет 28 тысяч часов - более трех лет - при этом она обладает достаточной тягой, чтобы парировать сопротивление набегающего потока атмосферных газов. Предполагается, что двигатель будет работать на ксеноне или криптоне. Специалисты НИИ выбрали в качестве материала электродов углерод-углеродный композит, благодаря чему удалось добиться устойчивости к эрозии", - рассказали в вузе.