Ядерный Российский буксир для дальнего космоса

[opinion]

В земных условиях еще никто вроде не смог получить космический вакуум. Разве что в рекордных установках каких. Для проверки целесообразности капельного холодильника нужно выставить за борт МКС на солнышко  мерный стакан с планируемым хладогентом и камерой

совсем уж космический вакуум для тестирования холодильника не нужен; потери хладагента на испарение с хорошей точностью можно посчитать из давления паров и температурного профиля. главная проблема, не поддающаяся расчету - рассеяние капель в процессе их генерации и движения; необходимо научиться со снайперской точностью и требуемой скоростью и производительностью выстреливать капли заданного размера в направлении каплесборника и при этом не создавать на них и элементах конструкции электростатический заряд; а чтобы оценить и оптимизировать работу генератора капель - необходимо, чтобы в экспериментах капельный поток не испытывал никаких сторонних возмущений, ни от вариаций гравитации по направлению и величине, ни от окружающей среды. неизбежные же небольшие отклонения самолета от заданной траектории приведут к тому, что хвост капель будет мотаться с той же амплитудой, а недостаточно глубокий вакуум в условиях движения через него потока капель и градиентов температуры будет приводить к турбулентностям остатков газовой среды, также возмущающим поток и вносящим неопределенности в оценку качества работы генератора капель

Это всё тоже не совсем так. Полёт капель от генератора до коллектора в условиях космоса хорошо предсказуем. Требуется только протестировать работу генератора капель и коллектора, поэтому длину экспериментальной установки можно сделать небольшой. Для устранения моментов от изменения тангажа при полёте по параболе небольшую установку можно поставить на стабилизированную платформу.

Я думаю, главную трудность может представлять время выхода генератора и коллектора капель на стационарный режим. Времени невесомости в самолёте может не хватить.

[telekast]

В земных условиях еще никто вроде не смог получить космический вакуум. Разве что в рекордных установках каких. Для проверки целесообразности капельного холодильника нужно выставить за борт МКС на солнышко  мерный стакан с планируемым хладогентом и камерой

совсем уж космический вакуум для тестирования холодильника не нужен; потери хладагента на испарение с хорошей точностью можно посчитать из давления паров и температурного профиля. главная проблема, не поддающаяся расчету - рассеяние капель в процессе их генерации и движения; необходимо научиться со снайперской точностью и требуемой скоростью и производительностью выстреливать капли заданного размера в направлении каплесборника и при этом не создавать на них и элементах конструкции электростатический заряд; а чтобы оценить и оптимизировать работу генератора капель - необходимо, чтобы в экспериментах капельный поток не испытывал никаких сторонних возмущений, ни от вариаций гравитации по направлению и величине, ни от окружающей среды. неизбежные же небольшие отклонения самолета от заданной траектории приведут к тому, что хвост капель будет мотаться с той же амплитудой, а недостаточно глубокий вакуум в условиях движения через него потока капель и градиентов температуры будет приводить к турбулентностям остатков газовой среды, также возмущающим поток и вносящим неопределенности в оценку качества работы генератора капель

Ну, в теории(на возможные потери пока плюем), чем мельче будут капли, тем быстрее будет теплоотдача

Оптимум в районе 25% при температуре нагревателя в 1500 К получается при КПД в 100% от КПД цикла Карно...
При нижней температуре цикла в 400 К КПД цикла Карно составляет 73,3%, а КПД преобразователя буксира планировался 26% - в 2,82 раза меньше или 35,5% от КПД цикла Карно...

Бред какой-то...

Дано:
Температуры цикла 1500-400К, для Δt=1100К тепловая мощность 1880кВт, эл.мощность 470кВт, КПД 25%, кол-во раб.тела единица.
Найти:
Площадь холодильника-излучателя.
Ответ:
Интеграл 1/Т^4 на отрезке 1225-400 равен 5,027·10^-9 
тогда (5,027·10^-9)·(1/825К)=6,093·10^-12
6,093·10^-12·(1410000Вт/5,6693·10^-8)=151,54м²

Не сложно посчитать площади ХИ для всех возможных КПД:
КПД 0% ХИ 154,03м²
КПД 10% ХИ 153,27м²
КПД 50% ХИ 145,29м²
КПД 75% ХИ 124,33м²
КПД 87% ХИ 94,24м²
КПД 97% ХИ 33,23м²
КПД 100% ХИ 0м²

Если хочется в координатах Карно, то 0,73·КПД цикла, например: 0,73·0,25=0,18

У нас в схеме теплообменник есть. С заявленным кпд 0,9. Те температуура на входе в ХИ будет градусов 450. Как там тогда будет с площадью?
У меня получилось чтото 771,172 м^2

[AlexandrU]

У нас фиксирована не тепловая, а электрическая мощность!...

Без разницы что фиксировать и какие цифры рисовать если делать это правильно.

У нас в схеме теплообменник есть. С заявленным кпд 0,9...

Тогда вход-выход газа в ТО будет 1225-400К при 1410кВт, а вход-выход жидкости в ТО будет менее 400-1225К при 1269кВт. Какие именно температуры будут у жидкости, зависит от её теплофизических свойств и конструкции ТО. На презентации жидкостной ХИ был 696м².

[telekast]

У нас в схеме теплообменник есть. С заявленным кпд 0,9...

Тогда вход-выход газа в ТО будет 1225-400К при 1410кВт, а вход-выход жидкости в ТО будет менее 400-1225К при 1269кВт. Какие именно температуры будут у жидкости, зависит от её теплофизических свойств и конструкции ТО. На презентации жидкостной ХИ был 696м².

Я грубо считал, что при 0,9 кпд ТО и температуры на  входе в ТО нагреваемого газа 400, температура на ввходе из ТО охлаждаемого РТ будет 400/ 0,9 = 444,5. Я взял еще грубее - 450 и как смог по Вашим формулам(как уж догадался) прикинул площадь радиатора, ХИ. Вот и подумалось:
Что если српзу после турбины часть газа отделять и отправлять в  высокотемпературныХИ где охлаждать его ниже 400, оставшуюся бОльшую часть ггать в ТО, а на выходе из него обе части смешивать получая перед компрессором 400гр.  Не будет ли тут выигрыша в площадях  ХИ? При использовании единого рабочего тела доя ЯЭУ, турбины и тяговых движков можно еще немного снизить площадтюь ХИ. Если отбирать за турбиной часть газа в тяговые двигатели, а восполнять этот расход из баков подмешивая за ТО, перед компрессором. Если РТ в баках хранится сжиженным, то задествуется еще и теплота фазового перехода.
Имху 

[Shin]

Европейское космическое агентство задумалось о создании космических ракет с ядерными силовыми установками

Европейское космическое агентство (ESA) финансирует несколько исследовательских проектов, посвященных возможности использования ракет с ядерными силовыми установками для изучения дальнего космоса.
Как сообщает портал  Space.com, одно из таких исследований (с забавным названием RocketRoll, или pReliminary eurOpean reCKon on nuclEar elecTric pROpuLsion for space appLications) проводится под руководством ученых из Пражского университета, Штутгартского университета и инженеров из OHB Czechspace и OHB System в Бремене. По мнению исследователей, ядерные силовые установки могут быть более эффективными, чем самые лучшие химические двигатели или их варианты на солнечной энергии — атомная энергия позволит достичь недоступных для других технологий мест, в том числе отправиться и за пределы Солнечной системы.
Программа RocketRoll предполагает, что в ближайшие 11 месяцев исследователи должны будут разработать технико-экономические обоснования для программы разработки будущих ракет-носителей ESA Future Launchers Preparatory Program (FLIPP) и определить преимущества использования буксира с ядерной электрической установкой (NEP) в сравнении с классическими двигательными установками. Целью исследования является изучение возможности использования атомного топлива для космической логистики и исследовательских экспедиций.
Когда результаты RocketRoll будут представлены в следующем году, они могут лечь в основу дальнейших программ ESA, в которых рассматривается возможность запуска космического корабля NEP к 2035 году.

https://naked-science.ru/community/846335

Оригинал:
https://www.space.com/european-space-agency-nuclear-propulsion

[jnet]

Весь такой ядерный ядерный: How nuclear energy turned the wrong way.

Просто добавь Плутоний-239... и вот он новый мир.

[Евгений Кравченко]

Весь такой ядерный ядерный: How nuclear energy turned the wrong way.

Просто добавь Плутоний-239... и вот он новый мир.

Не имею достаточных знаний для того чтобы оценить суть статьи, но написана она чудовищно неопрятно и безграмотно... =/

[SONY]

Те температуура на входе в ХИ будет градусов 450.

Нет, по проекту "охлаждения капель от 360 К до 310 К". Во всяком случае именно такие параметры используют в расчётах Н. В. Бондарева и А. А. Коротеев в пуликации "Методы аналитического расчета и оптимизации геометрических размеров диспергированной пелены бескаркасных космических излучателей нового поколения", которая вышла во времена первоначального проекта ТЭМ.
Т.е. у нас на выходе из теплообменника охлаждаемый газ имеет температуру 400 К, а охлаждающая жидкость - 360 К.

Без разницы что фиксировать и какие цифры рисовать если делать это правильно.

Ну так и делайте правильно...

Какие именно температуры будут у жидкости, зависит от её теплофизических свойств и конструкции ТО.

Какие температуры будут у жидкости - см. выше.

Просто добавь Плутоний-239... и вот он новый мир.

Из статьи: "То есть при если мы хотим получить от этих реакторов электричество то мы должны снабдить их двигателями с внешним подводом тепла, что-то вроде двигателя Стирлинга где вода будет нагревать эфир который превращаясь в газ будет крутить генератор".
Человек даже не знает, как работает двигатель Стирлинга (там нет фазовых переходов, его рабочее тело всегда газообразное, и зачастую это просто воздух, хотя можно и другие газы закачать), но уже рассуждает, как всю мировую энергетику переделать...
Впрочем, к буксиру это не имеет ну ни малейшего отношения.

[AlexandrU]

Что если српзу после турбины часть газа отделять и отправлять в  высокотемпературныХИ где охлаждать его ниже 400, оставшуюся бОльшую часть ггать в ТО, а на выходе из него обе части смешивать получая перед компрессором 400гр.  Не будет ли тут выигрыша в площадях  ХИ? ...

Не будет, т.к. всё равно есть холодильник с температурой излучения ниже 400К, но можно сделать так и тогда все ХИ будут одинаковой нижней температуры, что сократит их общую площадь. И судя по опубликованным моделям, не исключаю, что такое решение планируется.

Нет, по проекту "охлаждения капель от 360 К до 310 К". Во всяком случае именно такие параметры используют в расчётах Н. В. Бондарева и А. А. Коротеев в пуликации "Методы аналитического расчета и оптимизации геометрических размеров диспергированной пелены бескаркасных космических излучателей нового поколения"...

То был не проект, а теоретическое исследования капельного ХИ на основе РТ ВМ-1С, что и обусловило столь низкие температуры.

Ну так и делайте правильно...

[Шлангенциркуль]

310 К

Самое оно для эмиссионного охлаждения

[SONY]

То был не проект, а теоретическое исследования капельного ХИ на основе РТ ВМ-1С, что и обусловило столь низкие температуры.

Т.е. на протяжении многих лет люди исследуют какую-то фигню, не имеющую отношения к реальным проектам?.. А то в статье 2018-го года "Установление температуры в радиационно остывающем дисперсном потоке при наличии внешнего теплового излучения" за авторством А. А. Сафронов, А. А. Коротеев, Н. И. Филатов обсуждалось работа "В случае изменения среднемассовой температуры капель в КХИ от 360 до 310 K"... Да что уж там! Коротеев А.А., Сафронов А.А., Филатов Н.И., Григорьев Ф.Л., Хлынов Ф.В. в свежайшей, 2023-го года, статье "Исследование генераторов капель бескаркасных систем теплоотвода в космосе" рассматривают два случая: "Если T₀= 360 К, T_к = 310 К" и "для T₀ = 400 К, T_к = 350 К"! Ибо, цитата от туда же, "Максимальная рабочая температура КХИ определяется скоростью испарения этих веществ и составляет ~400 К". Т.е. прямо сейчас в работах по капельному холодильнику не рассматриваются температуры капель выше 400 К.
Никаких ваших "Интеграл 1/Т^4 на отрезке 1225-400" никто из разработчиков капельного холодильника и близко не рассматривает!

[AlexandrU]

Т.е. на протяжении многих лет люди исследуют какую-то фигню, не имеющую отношения к реальным проектам?..

На протяжении многих лет они ведут исследовательскую работу и на этом пока всё.

...Т.е. прямо сейчас в работах по капельному холодильнику не рассматриваются температуры капель выше 400 К.
Никаких ваших "Интеграл 1/Т^4 на отрезке 1225-400" никто из разработчиков капельного холодильника и близко не рассматривает!

Прямо сейчас, в рамках проектируемого комплекса Нуклон, КХИ вообще не рассматривается за его отсутствием.

[SONY]

Прямо сейчас, в рамках проектируемого комплекса Нуклон, КХИ вообще не рассматривается за его отсутствием.

Я с тем же успехом могу заявить, что "сейчас, в рамках проектируемого комплекса Нуклон, газовая турбина вообще не рассматривается ввиду отсутствия турбин с нужными параметрами". И, соответственно, дальше обсуждать только исключительно термоэмиссионные преобразователи не потому, что считаю их оптимальными для данной ситуации, а типа потому, что других вариантов просто нет. Это раз.
Два, если вы не рассматриваете капельный холодильник, под который прописаны все известные термодинамические параметры энергоустановки, то будьте добры указать, "с какого потолка" берёте свои температуры. Я вот ранее привёл слайд из презентации проекта и ссылки на три публикации разработчиков, включая новейшую публикацию этого года, а от вас что-то не видно никаких ссылок на источники информации...

[AlexandrU]

Я с тем же успехом могу заявить, что "сейчас, в рамках проектируемого комплекса Нуклон, газовая турбина вообще не рассматривается ввиду отсутствия турбин с нужными параметрами"...

Заявить можете, но в ТЗ на ОКР чётко прописано турбо-машинное преобразование.

... "с какого потолка" берёте свои температуры...

Ни с какого. Я просто доказал, что вы ошибаетесь в вопросе оптимальности КПД.

[SONY]

Заявить можете, но в ТЗ на ОКР чётко прописано турбо-машинное преобразование.

Ничего подобного. В пункте "3.2.9 Требования к ЯЭУ" нет ни слова о том, какой тип преобразователя должен использоваться.

Да, там есть:

14.2.16.4 проведение расчетных и экспериментальных работ (испытаний), в том числе работ в целях оценки возможности создания ЯЭУ с заданными техническими характеристиками, включая испытания ДНП ЭБ на стенде предреакторных испытаний и испытания турбокомпрессора-генератора системы преобразования энергии, функционирующего при температурах рабочего тела на входе турбины до 1500 К включительно.

Однако этот пункт говорит лишь о том, что они обязаны испытать турбину, но никак не о том, что они обязаны её использовать! Они имеют полное право написать "по результатам проведённых испытаний показана невозможность создания ЯЭУ с заданными техническими характеристиками с системой преобразования энергии на основе турбокомпрессора-генератора в связи с чем принято решение об использовании ЯЭУ с термоэмиссионным преобразователем".

Ни с какого. Я просто доказал, что вы ошибаетесь в вопросе оптимальности КПД.

Нет, вы ничего не доказали. Вы провели совершенно бессмысленные расчёты, в которых продемонстрировали полное непонимание сути задачи оптимизации.
Ну а сейчас ещё продемонстрировали неспособность ответить на простейший вопрос о том, откуда вы взяли температуры, которые подставляли в расчёты. Зато называете расчёты на основе взятых из ниоткуда чисел "доказательством".
Я уж молчу про банальную ошибку в расчётах: вы принимаете КПД равным 25%, температуру T3 1500 К, а T4 - 1225 К. Но это невозможное сочетание параметров! Либо КПД 18,3% (и то в идеальном случае), либо T4 не более 1125 К.

[Inti]

Ещё один двигатель для буксиров - на воде которая испаряется микроволновкой

https://spacenews.com/momentus-tug-raises-orbit-with-water-fueled-thruster/

Не так эффективно как ксеноны-криптоны-аргоны - но зато рабочего тела полно на астероидах и кометах.

Сокращённый перевод на русский

ВАШИНГТОН - 8 мая компания Momentus объявила об успешной демонстрации двигательной установки на своем космическом буксире Vigoride, что позволило поднять орбиту аппарата.

Компания заявила, что микроволновый электротермический движитель (MET) на ее аппарате Vigoride-5, успешно запущенный в марте, с тех пор сработал более 35 раз с разной продолжительностью. Этого оказалось достаточно, чтобы противодействовать сопротивлению и поднять орбиту аппарата.

"Этот первоначальный подъем орбиты был ключевой целью нашей миссии Vigoride-5, и производительность MET превзошла наши ожидания", - сказал в своем заявлении Роб Шварц, главный технический директор компании Momentus. "Теперь мы успешно эксплуатируем MET в космосе на полной мощности которую мы планируем использовать для доставки спутников на точные индивидуальные орбиты и для предоставления услуг космической инфраструктуры, таких как размещение полезных нагрузок".

МЭТ, который испаряет воду с помощью микроволн для создания тяги, в общей сложности работал более 140 минут, причем продолжительность его работы варьировалась от 30 секунд до шести минут каждая. Компания заявила, что эти запуски подняли орбиту "Вигорида-5" более чем на три километра с учетом атмосферного сопротивления.

Согласно данным слежения, по состоянию на конец 7 мая "Вигорид-5" находится на орбите средней высоты 524,3 километра, что примерно на два километра выше, чем в начале апреля, когда начались маневры.

Компания утверждает, что MET может работать с более высокой эффективностью, чем химические двигательные установки, при этом создавая большую тягу, чем типичные электрические двигательные установки. Использование воды позволяет избежать затрат и проблем с обращением, связанных с другими топливами, и в долгосрочной перспективе создает потенциал для заправки космических аппаратов, работающих на МЭТ, водой, добытой на Луне или астероидах.

[свернуть]

[SONY]

Не так эффективно как ксеноны-криптоны-аргоны - но зато рабочего тела полно на астероидах и кометах.

На воде может работать любой двигатель, который "ксеноны-криптоны-аргоны"... Ну, т.е., может потребоваться замена каких-то материалов для получения нужного ресурса, подбор геометрии, магнитных полей и т.д. для оптимизации по эффективности, но принципиальных проблем нет.
А этот двигатель не умеет создавать реально большой удельный импульс - он где-то как arcjet.

[Inti]

Не так эффективно как ксеноны-криптоны-аргоны - но зато рабочего тела полно на астероидах и кометах.

На воде может работать любой двигатель, который "ксеноны-криптоны-аргоны"... Ну, т.е., может потребоваться замена каких-то материалов для получения нужного ресурса, подбор геометрии, магнитных полей и т.д. для оптимизации по эффективности, но принципиальных проблем нет.
А этот двигатель не умеет создавать реально большой удельный импульс - он где-то как arcjet.

Может у него дополнительные плюсы какие-нибудь найдутся, например работа с грязной астероидно-кометной водой? Было бы прикольно заправляться каким-нибудь грязным льдом. Ваше мнение?

[SONY]

Ни с какого. Я просто доказал, что вы ошибаетесь в вопросе оптимальности КПД.

Не поленился, сделал нормальный расчёт того, что предлагаете вы:
1. цикл Брайтона;
2. радиаторы имеют температуру, которая меняется по длине от T4 до T1 (это крайне тяжело осуществить технически, но допустим), при этом предполагалось, что теплоёмкость теплоносителя постоянна, т.е. потеряв 1 Дж тепла в начале радиатора он остынет ровно на ту же температуру, на какую остынет в конце радиатора, потеряв тот же 1 Дж (учитывая большие перепады температур теплоносителя в такой системе предположение не очень нереалистичное, но вы явно исходили из этого).

При этом возникает вопрос: какие у нас все температуры, кроме T3?.. T3 - она 1500 К, больше реактор дать не может. T2/T1 = T3/T4 - это принципиально из физики следует. Но T1 и T4 мы можем менять... Причём разные сочетания T1 и T4 могут дать нам одинаковый КПД! И, самое интересное, максимальный КПД (равный КПД цикла Карно) будет при T1 = T4. Правда вот незадача: работа, совершаемая за один цикл, в этом случае будет равна нулю...
Обычно газотурбинные преобразователи, работающие по циклу Брайтона, оптимизируют по мощности: они должны совершать наибольшую работу за один цикл. А это достигается при T2 = T4. КПД при этом, разумеется, отнюдь не максимально возможный, но что поделать, нам нулевая работа не подходит. Соответственно, я рассматривал именно этот случай. И тогда нам достаточно знать (точнее - задать) КПД и T3, а T1, T2 и T4 однозначно определяться.

Итак, результаты:
Вы не можете просматривать это вложение.
Как видим, наименьшая площадь радиаторов получается при КПД около 16,5%. Причём она равна всего 26,5 м²!
Какие же у нас там температуры получились? А вот такие:
Вы не можете просматривать это вложение.
Хм... "Удивительное" дело: никаких 400 К, которые в вашем расчёте, тут нет и близко! При идеальном КПД T1 больше 1050 К, а T4 (оно же - T2) - почти 1260 К. А как же 400 К нижней (T1) температуры цикла? А в этом случае КПД будет более 48%!

Догадываетесь, почему всё так?.. Потому, что реальная турбина работает хуже идеального цикла Брайтона! Чтобы всё сошлось (при T1 400 К и T3 1500 К получились те 26% КПД, что были заложены в первоначальный проект) нужно предположить, что КПД реальной турбины - 53,8% от КПД идеального цикла Брайтона. Учтём это и сделаем новый расчёт:
Вы не можете просматривать это вложение.
Как видим, оптимальный КПД у нас ВНЕЗАПНО сместился в район 8%, площадь радиаторов при этом возросла примерно до 54 м².
Температуры, если что, такие:
Вы не можете просматривать это вложение.
При оптимальном КПД T1 под 1100 К, а T2 и T4 - почти 1280 К.

P.S. разумеется, тут всюду фиксировалась электрическая мощность, а не тепловая. На уровне 480 кВт, т.к. именно столько прописано в ТЗ.

[AlexandrU]

Ничего подобного...

А про термоэмиссию в ОКР Нуклон вообще речи нет

откуда вы взяли температуры, которые подставляли в расчёты... вы принимаете КПД равным 25%, температуру T3 1500 К, а T4 - 1225 К. Но это невозможное сочетание параметров!..

1500К-400К=1100К
1100К·0,25=275К
1500-275К=1225К
Я взял идеализированный цикл безотносительно типа преобразователя, чтоб показать зависимость площади ХИ от КПД. Мощность, верхнюю(Т3) и нижнюю(Т1) температуры цикла можно задавать любые. Зависимость площади ХИ от КПД от этого не изменится и будет всегда одна, чем больше КПД - тем меньше ХИ и наоборот.
Никаких оптимальных КПД относительно площади ХИ не существует, но есть оптимальный КПД относительно удельной энерговооружённости машины(ВТ/кг), на сегодняшний день примерно соответствующий 25%, о чём я изначально говорил.

радиаторы имеют температуру, которая меняется по длине от T4 до T1...

Интегральную площадь ХИ можно представить как дифференцированную по температуре поверхность или как площадь высвечивающую заданную мощность, в заданном интервале температур в секунду.

При этом возникает вопрос: какие у нас все температуры, кроме T3?.. T3 - она 1500 К, больше реактор дать не может. T2/T1 = T3/T4 - это принципиально из физики следует. Но...

А дальше опять какая-то альтернативщина пошла ...
Вот так выглядит произвольно взятый Брайтон.

upd. перезалил картинку.