Тяжёлый носитель + ЯРД vs. супертяж

[pkl]

Mark пишет:

pkl пишет:
Я исхожу из того, что технология ЖРД гораздо более развита и проработана, чем ЯРД, где надо всё с начала начинать. И, в свете нынешних данных, какова ниша ЯРД? Не слишком ли узкая?

Что до НАСА могу сказать, что ЯРД не будут с начала начинать. Ето будут двигатели на Pewee технологи третей фазы проекта Rover.
 

Pewee? Может, KIWI? Ну так это вообще древний прототип.

[Mark]

pkl пишет:
Сроки расплывчатые. "После 2030" можно толковать по-разному: и 2032, и 2050. Жаль, что он не сказал про массу этих ЯРД. А "удельная тяга"... может, речь всё же шла об удельном импульсе?

Да, жаль что у Роскосмоса в принципе никакая информация какие будут ЯРД в России. У меня есть и другие ссылки, думаю что с начала будет на тягу 7-8 тонн и УИ на около 850с. А масса наверно в принципе как РД-410. Посмотрим.

[pkl]

vlad7308 пишет:

pkl пишет:
Я исхожу из того, что технология ЖРД гораздо более развита и проработана, чем ЯРД, где надо всё с начала начинать.

аа, вот Вы о чем..
я думал, Вы о серийном производстве
если про разработку, то вероятно да, Вы правы
хотя с другой стороны - почему то до сих пор, при всей "проработанности" ЖРД разработка нового двигателя занимает почему-то несколько лет

А новый ЯРД? Неужели Вы думаете, что лётная версия двигателя получится быстрее?

pkl пишет:
И, в свете нынешних данных, какова ниша ЯРД? Не слишком ли узкая?

узкая, да.
параметры у ТфЯРД недостаточно хороши, чтобы нормально оправдывать дополнительные проблемы.
был бы у него УИ не 900, а хотя бы 1500 - это бы все изменило
хотя вот Буссард и Дьюар считали не так, и есть целая книга от них с многочисленными аргументами

У тфЯРД предельный у.и. - где-то 1100 - 1200. Нормально. Но! Я надеялся на атомный центавр!


А что получается? Масса одной ДУ едва ли не больше, чем всё остальное, включая заправленный бак с рабочим телом!    Так ядерный буксир "Энергии" должен иметь массу 20 т и дотаскивать до Луны больше, чем сам весит! Вот тут и возникает вопрос, есть ли вообще место для ЯРД?  

[pkl]

mark2000 пишет:
Ниша у него действительно узкая. Фактически он обладает преимуществом лишь при срочной доставке грузов не менее 10 тон на окололунную орбиту, геостационарную орбиту, точки либрации и близко пролетающим астероидам. Во всех остальных случаях он проигрывает либо химии, либо электрическим двигателям.

Но это не значит, что его не нужно делать. У РД - 170 ниша еще уже, тем не менее летает  

А вот это спорный вопрос. Стоит ли нам ввязываться в эту сложную и дорогую программу, если у нас уже есть высокоимпульсные ЖРД и скоро будут ЯЭДУ? Причём, во втором случае, мы автоматом получаем ещё и мощную электростанцию, для каких угодно полезных нагрузок! Хоть харвестер для астероидов!

[Mark]

pkl пишет:

Mark пишет:

pkl пишет:
Я исхожу из того, что технология ЖРД гораздо более развита и проработана, чем ЯРД, где надо всё с начала начинать. И, в свете нынешних данных, какова ниша ЯРД? Не слишком ли узкая?

Что до НАСА могу сказать, что ЯРД не будут с начала начинать. Ето будут двигатели на Pewee технологи третей фазы проекта Rover.

Pewee? Может, KIWI? Ну так это вообще древний прототип.

Нет, ето не KIWI. Pewee это актуальная технология НАСА двигатели.
 
Первый проект исследования начались в рамках программы ROVER в 1955 году. Первый тест состоялся в 1962 г. Первые попытки были исследования основных технологий. Для етого был сделаны Kiwi-двигатель. Он был для испытания базовых исследований, например, какие материалы могли бы использовать. Киви генерируется 70 МВт мощности и температуры производится газ с температурой 2683 k. Черес KIWI оказалось, что гетерогенных реактора с графитовым как модератор и урана карбид является наиболее жизнеспособным решением. 

[pkl]

mark2000 пишет:

pkl пишет:
Т.е. сначала летим на метане /воде? аммиаке?/ с приемлемой тягой и умеренным у.и., а довыведение - на водороде с высоким у.и. и умеренной тягой? Но какие преимущества имеет такой ЯРД перед квЖРД?

Пока смог оценить только одноступенчатый вариант.

В качестве кислород водородного аналога взял CBC от Delta IV, только считаю, что он имеет выдвижное сопло.

Носитель с ЯРД имеет ту же стартовую массу и тягу. При старте работает на воде. Плавно меняет соотношение компонентов, при скорости 4 км/сек полностью переходит на водород. Соответственно двигатель будет тягой 100 т на водороде и 300 на воде, массой 40 тон.

Получилось, что оба носителя с трудом вытягивают сами себя на орбиту Но в случае с СВС это "с трудом" - 28 - 30 т. , а в случае с ЯРД - 55 - 60 т.

Так, что ЯРД несомненно имеет преимущество, Когда носители будут падать на Землю, фейерверк от него в два раза красивее будет    

Двух ступенчатый посчитаю позднее.

Мне одноступы никогда особо не нравились. Хотя что-то в них есть. Идея была в другом - за счёт высокоимпульсных ЯРД на второй ступени получить заметный рост ПН. Даже не взирая на фиговую первую ступень /хоть ТТУ/. И возможность вылазить из гравитационной ямы Земли без монструозных РН. Но для этого нужен тфЯРД. Компактный и мощный. Что-то в габаритах РД-0410 или около того, но на 100 т тяги. Ну хоть несколько десятков! Поэтому, если не получится, будет очень грустно.

[pkl]

Mark пишет:
Да, жаль что у Роскосмоса в принципе никакая информация какие будут ЯРД в России. У меня есть и другие ссылки, думаю что с начала будет на тягу 7-8 тонн и УИ на около 850с. А масса наверно в принципе как РД-410. Посмотрим.
 

Да пусть даже и РД-0410 воспроизведут. Но это имеет смысл, если это направление развивать. А если у ЯРД нет перспектив в плане улучшения их характеристик, зачем ими заниматься?

[pkl]

Mark пишет:
 Нет, ето не KIWI. Pewee это актуальная технология НАСА двигатели.
 
 Первый проект исследования начались в рамках программы ROVER в 1955 году. Первый тест состоялся в 1962 г. Первые попытки были исследования основных технологий. Для етого был сделаны Kiwi-двигатель. Он был для испытания базовых исследований, например, какие материалы могли бы использовать. Киви генерируется 70 МВт мощности и температуры производится газ с температурой 2683 k. Черес KIWI оказалось, что гетерогенных реактора с графитовым как модератор и урана карбид является наиболее жизнеспособным решением.

Про KIWI я читал давно ещё. Это старьё. Лучше бы уж Timberwind взяли!

Читал недавно, что нитридное топливо плотнее карбидного.

[Mark]

pkl пишет:
Мне одноступы никогда особо не нравились. Хотя что-то в них есть. Идея была в другом - за счёт высокоимпульсных ЯРД на второй ступени получить заметный рост ПН

Это была мечта Королёва использовать ГФЯРД двигатель РД-600, УИ на 2000с, для второй ступени Н-1 (диаметр на 10 метров). Будет ПН на более чем 200 тонн.

[Mark]

pkl пишет:

Mark пишет:
Нет, ето не KIWI. Pewee это актуальная технология НАСА двигатели.

Первый проект исследования начались в рамках программы ROVER в 1955 году. Первый тест состоялся в 1962 г. Первые попытки были исследования основных технологий. Для етого был сделаны Kiwi-двигатель. Он был для испытания базовых исследований, например, какие материалы могли бы использовать. Киви генерируется 70 МВт мощности и температуры производится газ с температурой 2683 k. Черес KIWI оказалось, что гетерогенных реактора с графитовым как модератор и урана карбид является наиболее жизнеспособным решением.

Про KIWI я читал давно ещё. Это старьё. Лучше бы уж взяли!

Читал недавно, что нитридное топливо плотнее карбидного.

Нет, ето не факт. Timberwind имеет особенность которые сегодня не нужно. Сегодня будут ЯРД  для пилотируемых полетов. Для полетов на астероиды будут 3 двигатели на 12 тонн тягу, а на Марс будут 3 двигатели на 25 тонн тягу.

[vlad7308]

pkl пишет:
А что получается? Масса одной ДУ едва ли не больше, чем всё остальное, включая заправленный бак с рабочим телом!    Так ядерный буксир "Энергии" должен иметь массу 20 т и дотаскивать до Луны больше, чем сам весит! Вот тут и возникает вопрос, есть ли вообще место для ЯРД?  

какие вопросы?
достаточно грубо посчитать или взять готовые расчеты - их есть
и вопросы отпадут

[Mark]

pkl пишет:

Mark пишет:
Да, жаль что у Роскосмоса в принципе никакая информация какие будут ЯРД в России. У меня есть и другие ссылки, думаю что с начала будет на тягу 7-8 тонн и УИ на около 850с. А масса наверно в принципе как РД-410. Посмотрим.

Да пусть даже и РД-0410 воспроизведут. Но это имеет смысл, если это направление развивать. А если у ЯРД нет перспектив в плане улучшения их характеристик, зачем ими заниматься?

Зачем вы так грустно и пессимистично на ЯРД смотрите  :?:   Фак, у ЖРД ест УИ на 470с, а у ЯРД до 1050с    

КБ Салют пишет о прироритетах до 2030 и дальнейшу перспективу:

1- Многоразовый межорбитальный буксир с ядерным ракетным двигателем (ЯРД)
2- Энергодвигателный комплекс марсиянского корабля с ЯРД.

Последний номер, это для меня бимодальный двигатель или только на ЯРД до Марса как у НАСА  :?:  

[G.K.]

Mark пишет:
 Фак, у ЖРД ест УИ на 470с, а у ЯРД до 1050с  

Ну и причём тут Фак?

[Mark]

pkl пишет:

Mark пишет:
Да, жаль что у Роскосмоса в принципе никакая информация какие будут ЯРД в России. У меня есть и другие ссылки, думаю что с начала будет на тягу 7-8 тонн и УИ на около 850с. А масса наверно в принципе как РД-410. Посмотрим.

Да пусть даже и РД-0410 воспроизведут. Но это имеет смысл, если это направление развивать. А если у ЯРД нет перспектив в плане улучшения их характеристик, зачем ими заниматься?

Нужно только сравнить стартова масса корабля на Марс с посадочным модулом, на ЖРД будет 1400 тонн, на ЯРД около 650 тонн, а на ТЕМ-25Мвт 480 тонн. ПН на ГЕО будет возможно с ЯРД  увеличить на 80-100 %. Постараюсь и ссылку ставить.

[Mark]

Из книги:"Космическая эра. Прогнозы на 2001 год", Wesley A. Kuhrt,  США, 1970 года.
 

Научно-исследовательские работы в области космических ракетных двигателей (в последующие годы) будут ориентированы в основном на создание ядерного ракетного двигателя (ЯРД), использующего энергию реакции деления. Будут созданы и найдут широкое применение в освоении космоса ЯРД с твердофазной активной зоной, имеющие удельную тягу ~1000 сек. Опыт осуществления таких программ и разработки химических ракетных двигателей, работающих при высоких давлениях в камере сгорания, будет служить основой для создания ЯРД с газофазной активной зоной, обладающих удельной тягой 2000—5000 сек при работе в космических условиях.
Возможны два взаимосвязанных типа ЯРД с газофазной активной зоной. В проекте двигателя с удержанием ядерного горючего предполагается применение вихревой закрутки или коаксиальных потоков для разделения газообразного ядерного горючего и рабочего тела во избежание смешения двух газов. В более перспективном проекте ЯРД с прозрачной ампулой также используются газодинамические силы для отделения газообразного ядерного горючего от стенок реактора, но в этом случае обеспечивается абсолютное разделение ядерного горючего и рабочего тела с помощью прозрачной ампулы. Первый проект более прост, однако он не найдет широкого применения ввиду опасности радиоактивного загрязнения атмосферы. С другой стороны, реализация второго проекта потребует дополнительных исследовательских работ в области прозрачных материалов, однако такой ЯРД будет пригоден как для полетов в космосе, так и в земной атмосфере. Электростатические (ионные) ракетные двигатели с ядерным реактором в качестве источника энергии достигнут высокой степени совершенства, что позволит широко использовать эти двигатели при освоении дальнего космоса. Что касается импульсных ядерных двигателей (двигатели, в которых используется энергия взрыва ядерных устройств), то хотя с технической точки зрения они могут быть созданы раньше газофазных и иметь более высокую удельную тягу, их разработка вряд ли получит поддержку ввиду возможной опасности загрязнения продуктами распада атмосферы и экзосферы. Когда эта проблема будет решена, газофазный двигатель станет столь совершенным, что отпадет потребность в какой-либо другой системе.

Космические транспортные системы

Создание одноступенчатого космического корабля с газофазным ЯРД для полетов в глубины космоса ознаменует рождение космических транспортных систем.

Такой космический корабль будет полностью приспособлен для выполнения коммерческих операций в будущем и станет транспортным средством для состоятельных туристов, умеренно финансируемых научных работников и исследователей, а также будет выполнять текущие задачи при выполнении важных национальных программ, включающие создание космических станций и околопланетных форпостов. Космические двигательные системы будут обладать такой же надежностью, как и современные реактивные двигатели в авиатранспорте.
 
Вследствие преимуществ одноступенчатого космического корабля, стартующего с Земли, наиболее перспективным вариантом ЯРД с газофазной активной зоной является двигатель с прозрачной ампулой. Как показано на рис 1, основной двигатель имеет несколько параллельных газофазных ядерных реакторов-полостей, заключенных в оболочку, работающую под высоким давлением. Жидкий водород нагнетается через замедлитель-отражатель и сопло, обеспечивая регенеративное охлаждение, и нагревается в полостях до очень высокой температуры за счет теплообмена излучением. После этого горячий водород расширяется в сопле и, истекая, создает тягу. Мощный насос, подающий под давлением жидкий водород, приводится в действие турбиной, работающей на водороде, который поступает из системы реферативного охлаждения двигателя.

На рис 2 схематически показана единичная полость ЯРД с прозрачной ампулой, в которой за счет вихревого движения потока образуется стабильное ядро из делящегося вещества. Вихревой поток создается тангенциальным впрыском оптически прозрачного охладителя, как указано на схеме. Реакция деления газообразного ядерного горючего повышает его температуру до нескольких тысяч градусов; температура на внешней границе зоны удержания горючего достигает 5500— 27 500° К. Энергия из этой зоны передается главным образом тепловым излучением, которое проходит через прозрачную стенку, и поглощается газообразным рабочим телом — водородом, поглощательную способность которого увеличивают путем ввода небольшого количества вещества-присадки. Благодаря поглощению энергии теплового излучения средняя температура рабочего тела повышается до величины, составляющей ~80% от температуры на внешней границе зоны удержания горючего (4400—22 000° К). При расширении водорода с такой температурой в сопле удельная тяга составляет от 1100 до 5000 сек.
 
Двухслойная прозрачная стенка поглощает менее 1% энергии излучения, испускаемой ядерным горючим, которая затем уносится охладителем ампулы (например, гелием). Охлаждающий газ после ввода в полость служит буферной зоной для поглощения осколков деления, а также обеспечивает вращение ядра, образованного горючим. Для предотвращения конденсации горючего на стенке и для уменьшения ее нагрева за счет теплопроводности, конвекции и осколками деления необходимо отделить газообразное ядерное горючее от прозрачной стенки. Часть ядерного горючего и продуктов деления захватывается буферным газом, а затем отделяется от охлаждающего газа в регенеративно охлаждаемой системе рециркуляции, что позволяет осуществлять повторный впрыск горючего и охладителя в полость.
 
Согласно аналитическим оценкам, первый ЯРД с прозрачной ампулой будет иметь регенеративное охлаждение. Его удельная тяга будет равна 1500—2000 сек. Дальнейшее повышение удельной тяги двигателя будет связано с применением высокотемпературных космических излучателей для отвода энергии нейтронного и гамма-излучения, накопленной в стенках замедлителя. Такой вариант двигателя будет иметь удельную тягу в вакууме до 5000 сек при приемлемых значениях отношений тяги к весу двигателя.
 
Ввиду того что ЯРД с прозрачной ампулой обеспечивает надежное удержание ядерного горючего и продуктов деления при отношении тяги к весу, существенно большем единицы, его можно будет применять для выполнения задач вывода на орбиту одноступенчатого космического корабля, стартующего с Земли и ускоряющегося в пределах земной атмосферы.

[Mark]

G.K. пишет:

Mark пишет:
Фак, у ЖРД ест УИ на 470с, а у ЯРД до 1050с    

Ну и причём тут Фак?

Хотел сказать что ЯРД с УИ на 950- 1050с более эффективные чем ЖРД, особенно для РБ и космических буксиров.

[Дем]

для РБ и прочего, работающего уже после выхода на орбиту - целесообразней ставить двигатели с УИ более 10000.

[Back-stabber]

Дем пишет:
для РБ и прочего, работающего уже после выхода на орбиту - целесообразней ставить двигатели с УИ более 10000.

Гравпотери, замечу, никто не отменял и "после выхода на орбиту".  

[Mark]

pkl пишет:
Жаль, что он не сказал про массу этих ЯРД.

Могу сказать что удельная масса например для 25,000-lbf (111,2 KN) двигатели будет для верси SNRE (Axial как и Radial Growth Option) на около 3,5. Масса топлива 235U будет на 55 кг, а масса только реактора на 2343 кг. 
 

All four engine options meet the 111.2 kN (25,000-lbf) thrust goal. The axial growth version
operating with a maximum fuel temperature constrained to 3010 K delivers 111.6 kN of thrust with an Isp of 941 seconds at an engine thrust-to-weight of 3.50. The radial growth version operating with a maximum fuel temperature constrained to 2930 K produces 111.6 kN of thrust with an Isp of 913 seconds at an engine thrust-to-weight of 3.60.


Parameters for several lower thrust configurations are shown in Table 2 along with data for the SNRE and one of the 111.2 kN (25,000-lbf) engines. Overall engine diameter is shown in the fifth column. The 13 hexagonal row configuration is slightly smaller than the SNRE.
The diameter of the 14 hexagonal row configuration is 10.8 cm smaller than the SNRE. Because of the reflector thickness needed for criticality,the 12 hexagonal row configuration is almost as large as the 111.2 kN engine. Relative sizes are illustrated in Figure 6 for the three lower thrust engine configurations.

    

[pkl]

vlad7308 пишет:
какие вопросы?
достаточно грубо посчитать или взять готовые расчеты - их есть
и вопросы отпадут  

Я не смогу. Марк 2000 вон, посчитал, и как-то всё уныло получается.