Ядерный Российский буксир для дальнего космоса

[Верный Союзник с Окинавы]

А всё-таки какова перспектива по удельной мощности всей установки?

Порядка 20-25 ватт на кг мощности, для всего КК. Что на уровне обычных спутников.


Да. 

КПД преобразования тепла в энергию зависит от разницы температур холодильника и температуры горяей зоны.

В качестве горячей зоны у нас реактор. У него есть верхний предел температур, при которых он ещё может работать.

В качестве холодильника у нас радиатор.

Всякий радиатор работает по принципе излучения тепла, иных способов сброса в тепла без постоянной траты рабочего тела у нас нет.

Чем выше температура радиатора - тем больше тепла он сбрасывает с единицы площади (читай массы).

И тут взаимоисключащие параграфы:

Низкотемпературные радиаторы = высокий КПД установки = высокая электрическая мощность при малой мощности (читай массе) реактора. Но размеры (масса) радиаторов раздуваются до безумных размеров. Удельная мощность (масса/мощность) страдает.

Высокотемпературные радиаторы = компактные (лёгкие) радиаторы. Но КПД всего преобразователя будет просто ужасный. Ради каждого ватта придётся очень сильно увеличивать реактор, а они сами по себе дорогие, да и большой реактор будет много весить. Из-за распухания реактора удельная мощность опять страдает.

[Veter753]

А всё-таки какова перспектива по удельной мощности всей установки?

Порядка 20-25 ватт на кг мощности, для всего КК. Что на уровне обычных спутников.

.

То есть технология тупиковая?

[Верный Союзник с Окинавы]

А всё-таки какова перспектива по удельной мощности всей установки?

Порядка 20-25 ватт на кг мощности, для всего КК. Что на уровне обычных спутников.

То есть технология тупиковая?

ИМХО, да.

Вообще когда практический результат только через десятилетия, это повод задуматься о том, что это либо овчина, не стоящая выделки, либо классическая дилема с ишаком и шахом.

[Veter753]

ИМХО, да.

Какая технология на Ваш взгляд имеет перспективы в плане увеличения скоростей для полетов на расстояния марс-юпитер?

[Верный Союзник с Окинавы]

ИМХО, да.

Какая технология на Ваш взгляд имеет перспективы в плане увеличения скоростей для полетов на расстояния марс-юпитер?

Взрыволёты по мотивам Orion:



Всё остальное либо чистейшая теория (двигатель Зубрина, термоядерные двигатели), либо малая тяга и большая потребность в дорогой по цене и массе электроэнергии (всякие шняги на плазме и ионниках), либо сильно лимитировано по УИ и всё-таки массивное (ТФЯРД).

Главная фишка Orion - это сочетание высокого УИ, достаточно высокой тяги, и тот факт, что источник энергии у него является и рабочим телом, т.е. источник энергии НЕ увеличивает сухую массу КК.

При этом движитель по сути встроенная рад защита.

Основные загвоздки: имеет резон лишь для кораблей чудовищной массы*, да и дорого это кидать ядерные бомбы специальной конструкции.

У ядерных бомб есть нижний предел мощности, а у щита есть нижний придел толщины и слишком лёгкий корабль будет очень резко сносить отдачей и равномерного ускорения не добиться, да и совсем лёгким его сделать не получится. Там не спроста предполагались проекты в тысячи тонн... Такая дура будет иметь лёгкий, относительно остального корабля щит, и сам корабль будет чем-то вроде лафета для этого щита тупо из-за своей инерции.

Ну или как вариант заправки на Марсе и около Юпитера.

Заправленный на орбите Марса корабль должен потратить порядка 5900 м/с ХС для полёта в район Юпитера. Из них около 1400 - для того, чтобы развить вторую космическую, примерно 1000 м/с для понижения апоцентра орбиты (чем ниже апоцентр, тем меньше затраты на манёвры) до приблизительного уровня орбиты Земли, и потом около 6000 м/с для отлёта к Юпитеру. Потом необходимы корректировки орбиты, чтобы совершить аэробрейкинг об спутники Юпитера, либо затраты ещё примерно 5 км/с delta-v для выхода на орбиту одного из спутников. И это в один конец при условии порядка нескольких лет полёта. С Марса до перицентра лететь примерно год, оттуда до Юпитера лететь порядка 4 лет. Но это очень приблизительно.

Хотя...

Массы АМС к Марсу и Юпитеру при почти одинаковых ракетах примерно равны, так что МБ не всё так плохо в полётах к Юпитеру. Juno весит почти столько же, сколько Curiosity и Perseverance, только полёт не 5 месяцев, а пять лет.

Если двуступенчатая многоразовая орбитальная (ну т.е. стартующая с орбиты) ракета сможет в одну ступень выйти на почти вторую космическую, а вторая ступень будет иметь дикую ХС в десяток км/с, то мб и удастся сократить время полёта.

Но такая ХС и потребность в больших запасах груза и рад защиты сочетаются плохо, придётся делать реально титаническую ракету, вроде собранного на орбите Starship + Super Heavy.

[cross-track]

Уже отказались от капельного охлаждения

А зачем планируют эксперименты с ним на МКС через пару лет? Пишут, что как раз для буксира.

Отказались от капельного охлаждения потому, что это сейчас неотработанная технология, и нет никаких гарантий, что все получится так, как планируется.

[Arzach]

Уже отказались от капельного охлаждения

А зачем планируют эксперименты с ним на МКС через пару лет? Пишут, что как раз для буксира.

Отказались от капельного охлаждения потому, что это сейчас неотработанная технология, и нет никаких гарантий, что все получится так, как планируется.

То есть отказались, но эксперименты, тем не менее, проведут? Как-то странно это звучит.

[Верный Союзник с Окинавы]

https://mai.ru/upload/iblock/12b/12bf420af73aa42c804a7e115025e9e7.pdf



Вот тут обещают 4,5 года полёта при малых затратах топлива (2116 стартовой массы и 1639 в конце).

При этом РН - это Союз-2.1б... А двигатели - существующие, правда европейские. 



Взято с журнала НК.

Затраты ХС при этом приемлемые - порядка 10 км/с. МБ за счёт тяговооружённости можно будет чуть сбавить потребные величины.

Хм, даже на химии достижимо. Для метана это порядка 6% МюПН (соотношение полной массы к сухой от 17 и выше), если считать и РБ за ПН. Чёрт возьми, это уже вполне по силам современным вторым ступеням, только функции дозаправки добавь.

Не смогу посчитать (по крайней мере сегодня), но если двуступенчатой орбитальной ракете наличие первой ступени с ХС больше 4 км/с поможет отказаться от гравитационного манёвра вокруг Земли - вообще огонь система будет.

[Верный Союзник с Окинавы]

Кстати, та работа отлично показывает ДИКИЕ требования к надёжности КК с ЭДУ.

Отключение двигателя на несколько суток уже критично, что трындец, а с учётом задержек связи, узнать об этом и послать аппарату команды действия можно тупо не успеть.

[Чебурашка]

Для сравнения - зонд Люси к астероидам Юпитера (не самые интересные объекты кстати по сравнению с лунами) будет лететь 12 лет.

13 December 2024 - пролёт Земли

12 August 2027 - первый троянец.

2 года 8 месяцев от Земли до Юпитера.


Новый Горизонты до Юпитера вообще за 13 месяцев долетел.

[BlackMokona]

Тем что с СБ слишком большая площадь, не позволяющая её использовать на низких орбитах из-за торможения об атмосферу.

А ядерный буксир тоже не собираются использовать на низких орбитах, включения реактора по документам только на высоте значительно выше МКС. А там уже можно с любыми лопухами летать.

[cross-track]

Уже отказались от капельного охлаждения

А зачем планируют эксперименты с ним на МКС через пару лет? Пишут, что как раз для буксира.

Отказались от капельного охлаждения потому, что это сейчас неотработанная технология, и нет никаких гарантий, что все получится так, как планируется.

То есть отказались, но эксперименты, тем не менее, проведут? Как-то странно это звучит.

Почему странно? Эксперименты - задел на будущее. Лучше синица в руках, чем журавль в небе.

[Бертикъ]

Для сравнения - зонд Люси к астероидам Юпитера (не самые интересные объекты кстати по сравнению с лунами) будет лететь 12 лет.

13 December 2024 - пролёт Земли

12 August 2027 - первый троянец.

2 года 8 месяцев от Земли до Юпитера.


Новый Горизонты до Юпитера вообще за 13 месяцев долетел.

Горизонты и полегче Люси были. Раза в три.

[NightFlight]

ИМХО, да.

Какая технология на Ваш взгляд имеет перспективы в плане увеличения скоростей для полетов на расстояния марс-юпитер?

Ядерный двигатель непосредственного нагрева рабочего тела, а не путем преобразования тепла в электроэнергию. Для водорода дает УИ порядка 900-1000 секунд при допустимых для твердотельного реактора температурах.

Такой двигатель потенциально может использовать и местные ресурсы. Например СО2 на Марсе, воду на астероидах (предположительно многие из них являются ядрами потухших комет и под слоем пыли на поверхности в них полно льда). УИ в этом случае, конечно, поменьше, чем у водорода, но рабочее тело не нужно везти с Земли. что дает колоссальный выигрыш.

Я думаю, если человечество когда-нибудь начнет более-менее масштабно летать по солнечной системе, это будет происходить при помощи заправочных станций на астероидах.

[Inti]

Ну как с какой, с самой обычной - основать на Каллисто колонию и сделать человечество межпланетным видом.

И россияне в это верят?

Некоторые россияне даже в колонизацию Марса верят.

[Игорь Годунов]

Ну как с какой, с самой обычной - основать на Каллисто колонию и сделать человечество межпланетным видом.

И россияне в это верят?

Некоторые россияне даже в колонизацию Марса верят.

[Inti]

Для сравнения - зонд Люси к астероидам Юпитера (не самые интересные объекты кстати по сравнению с лунами) будет лететь 12 лет.

13 December 2024 - пролёт Земли

12 August 2027 - первый троянец.

2 года 8 месяцев от Земли до Юпитера.

NASA's Lucy mission is scheduled to launch on Oct. 16, 2021
Eurybates and its tiny companion Queta will be Lucy's next targets. They are the first Trojan rocks that Lucy will visit, with a flyby scheduled for Aug. 12, 2027.

5 years, 9 months, 27 days - короче примерно 6 лет от пуска до первого троянца.

[ratcustorb]

А всё-таки какова перспектива по удельной мощности всей установки?

Порядка 20-25 ватт на кг мощности, для всего КК. Что на уровне обычных спутников.


Да.

КПД преобразования тепла в энергию зависит от разницы температур холодильника и температуры горяей зоны.

В качестве горячей зоны у нас реактор. У него есть верхний предел температур, при которых он ещё может работать.

В качестве холодильника у нас радиатор.

Всякий радиатор работает по принципе излучения тепла, иных способов сброса в тепла без постоянной траты рабочего тела у нас нет.

Чем выше температура радиатора - тем больше тепла он сбрасывает с единицы площади (читай массы).

И тут взаимоисключащие параграфы:

Низкотемпературные радиаторы = высокий КПД установки = высокая электрическая мощность при малой мощности (читай массе) реактора. Но размеры (масса) радиаторов раздуваются до безумных размеров. Удельная мощность (масса/мощность) страдает.

Высокотемпературные радиаторы = компактные (лёгкие) радиаторы. Но КПД всего преобразователя будет просто ужасный. Ради каждого ватта придётся очень сильно увеличивать реактор, а они сами по себе дорогие, да и большой реактор будет много весить. Из-за распухания реактора удельная мощность опять страдает.

При температуре холодильника в 700°С для рассеивания 1 МВт тепла необходимо 20 кв. м панелей - это разве много?
Для вменяемых сроков перелетов нужно от 100 кВт мощности на двигателях на каждую тонну (буксир + ПН).
 Реакторы на быстрых нейтронах компактные, тепловой мощностью мегаватт на 50 будет не слишком большой.
Если, как планируется, заработают роторные магнитоплазменные двигатели - будет значительное облегчение конструкции.

[OldChukchi]

То есть отказались, но эксперименты, тем не менее, проведут? Как-то странно это звучит.

Потому что отказались не вообще, а на ближайшую перспективу. Для того аппарата (как бы он ни назывался), который планируют запилить к 2030, капельное охлаждение готово не будет.

Из чего, вообще говоря, следует вывод, что с остальными ключевыми компонентами уложиться в обозначенные сроки возможно.

[Nicky]

А Вы - кстати, какое гражданство у Вас, чтобы тоже сразу обобщить на всех - любые идеи присутствующих воспринимаете, как государственную программу, отлитую в граните?

Извините, не хотел вас обидеть.