2020-05-12
66
Выполним теперь оценки теплового состояния параболического зеркала (3) и коллектора тепла расположенного в его фокусе (2) (см. рис.1). Очевидно, что для отвода мощности ~1000 МВт потребуется использовать зеркало гигантских размеров. Кроме того, необходимо поддерживать высокой температуру поверхности коллектора тепла в фокусе такого зеркала. Чтобы избежать этой проблемы, можно использовать несколько параболических зеркал и соответственно коллекторов тепла. Тепловая энергия будет доставляться в коллекторы с помощью системы тепловых труб. Общий вид такой ракеты с несколькими зеркалами изображен на рис.3.
|
| Рис. 3. Схема ракеты с несколькими излучающими зеркалами: 1 – приборный отсек; 2 – топливные баки; 3 – реакторная установка; 4 – радиационная защита; 5 – система тепловых труб; 6 – система параболических зеркал |
Полагая количество излучающих зеркал равным 
, а площадь поверхности одного коллектора 
, простую оценку температуры поверхности коллектора можно выполнить с помощью известного соотношения Стефана-Больцмана.
|
|
|
,
где обозначено: 
– мощность реактора, 
и 
– степень черноты материала поверхности коллектора и его температура соответственно, 
– постоянная Стефана-Больцмана.
Принимая значения параметров 
, 
, 
м2, 
МВт, получим, оценку температуры поверхности коллектора 
K.
Вследствие достаточно высокой температуры создание коллектора и системы тепловых труб с необходимыми характеристиками представляет определенные технические трудности. Температура коллектора достаточно высока и поэтому требуется применение высокотемпературных материалов таких как Nb, Mo, W. Теплоносители Na, Na-K непригодны для использования в тепловых трубах из-за низкой температуры кипения. Работоспособность тепловых труб на Li была экспериментально продемонстрирована до температур 1600°С [4]. Наиболее предпочтительным представляется использовать Ga как теплоноситель из-за относительно низкого давления кипения (1 бар для 2230°C) и низкой температуры плавления ~29oC. Опыт работы с этим теплоносителем имеется в ГНЦ РФ – ФЭИ.
Совершенно другая ситуация с излучающим зеркалом. В идеальном случае, полагая, что площадь поверхности одного зеркала составляет 
м2 при коэффициенте отражения 0.99, его средняя температура оценивается величиной 
К. Таким образом, такое зеркало не требует специального охлаждения и его можно изготовить из легких материалов с плотностью ~1 г/м2, которые рассматриваются сейчас для создания солнечных и лазерных космических парусов [5].
В принципе, можно было бы вообще отказаться от идеи использования большого числа относительно небольших зеркал, а использовать один гигантский парус с диаметром ~100-400 метров [5] с массой ~100-200 кг и поместить в его фокус тепловой коллектор с эффективной площадью 500 м2, что эквивалентно площади сферы с радиусом ~6 м. В такой концепции ядерный реактор играл бы роль источника энергии для «искусственного Солнца», которое движется вместе с КА и разгоняет его пока не закончится запас ядерного горючего.
|
|
|
4. Концепция высокотемпературного ядерного реактора для фотонного двигателя
Рассмотрим некоторые аспекты создания высокотемпературного источника тепла – ядерного реактора. Требования к такому реактору (за исключением вопросов безопасности) достаточно жесткие. Он должен обеспечивать работоспособность установки на протяжении нескольких лет для мощностей порядка нескольких сотен мегаватт при максимальной температуре установки.
Перспективным вариантом является использование реактора с газофазной активной зоной, содержащей фторид урана [3]. Несмотря на высокое давление (2-2.5 МПа) эта установка обладает достаточно большим размером. Здесь отсутствуют проблемы с поддержанием критичности, т.к. она обеспечивается циркуляцией топлива. При этом следует отметить, что газофазный реактор эффективен как тепловой ракетный двигатель, но не как энергетический источник.
Можно предложить второй вариант установки с псевдосжиженной активной зоной. Ядерная высокотемпературная установка, предназначенная для использования в качестве источника теплового излучения, в этом случае состоит из реакторного блока и источника теплового излучения (излучателя).
Реакторный блок состоит из ядерного реактора с псевдосжиженной активной зоной, систем теплоотвода, регулирования, защиты и управляющего блока. Предполагается, что топливо в активной зоне представлено в виде крошки (например, TRISO). Топливная засыпка удерживается в активной зоне вихревым потоком газа, который используется как теплоноситель и как рабочее тело в турбокомпрессорном агрегате. Рабочее тело – смесь гелия и ксенона. Энергия, выделяемая в топливе, передается газу и выносится из активной зоны в высокотемпературный излучатель. Давление в контуре теплоносителя реактора ~20 атмосфер, падение давления в активной зоне и в высокотемпературном излучателе составляет по предварительным оценкам 12 атмосфер. Полная мощность реактора составляет ~1200 МВт, при этом полезная мощность, передаваемая блоку нагревателя, приблизительно равна ~1000 МВт. Предварительные оценки показывают, что для обеспечения собственных энергетических потребностей (для прокачки газа) достаточно утилизации тепла, выделяемого в конструкционных материалах и «утекающего» с внешней поверхности корпуса реактора. Для этого используется второй газовый контур с турбокомпрессорным агрегатом. Т.е. установка имеет два излучателя – высокотемпературный (полезный) и низкотемпературный, предназначенный для собственных нужд. На прокачку теплоносителя, при этом, затрачивается около 3% энергии деления (~30 МВт). В нашем случае оптимизация параметров реакторной системы – это выбор температуры холодильника при заданной температуре нагревателя. Температура нагревателя определяет тепловые нагрузки на элементы конструкции, требования к ядерному топливу и т.п., т.е. является ограничивающим фактором. Для наиболее реалистичных вариантов реактора проведены расчеты массы установки и турбокомпрессорного агрегата с низкотемпературными холодильниками излучателями. Эти данные представлены в таблице 1.
Таблица 1.
Параметры высокотемпературного реактора с псевдосжиженным топливом
| Температура высокотемпературного излучателя | Температура низкотемпературного излучателя, К | Общая потеря мощности, МВт | Масса реакторной установки, тонн |
| 2400 | 780 | 169 | 8,82 |
| 2500 | 796 | 163 | 8,68 |
| 2600 | 809 | 158 | 8,57 |
| 2750 | 824 | 150 | 8,43 |
5. Ядерная фотонная ракета против солнечного паруса
|
|
|
Уравнение движения космического аппарата с солнечным парусом на орбите Земли имеет вид:
. (9)
В формуле (9) обозначено: 
– масса космического аппарата с солнечным парусом; 
– площадь солнечного паруса; 
– удельная мощность солнечного излучения на орбите Земли (» »1.3 кВт/м2); 
– расстояние от Солнца до Земли; 
– эффективность использования солнечной энергии при разгоне паруса, которая учитывает отражающую способность паруса и т.д.
Как и ранее (см., например, (1)) в уравнении (9) пренебрегается гравитационными взаимодействиями между КА и Солнцем, Землей, другими планетами Солнечной системы.
Введем в рассмотрение параметр удельной энерговооруженности, который для фотонной ракеты имеет вид 
, а для солнечного паруса – 
.
Сравнение эффективности использования ядерной фотонной ракеты и солнечного паруса имеет смысл в том случае, когда параметры 
и 
равны или, по крайней мере, близки по значению. Кроме того, будем рассматривать варианты этих установок с параметрами, которые являются перспективными с точки зрения возможности их технического осуществления на сегодняшнем уровне развития науки и техники.
Основные характеристики системы на основе ядерного реактора для осуществления дальних космических миссий уже рассматривались выше (см. раздел 2). Что касательно солнечного паруса, то современные материалы позволяют изготовить высокотемпературные пленочные покрытия на основе углерода с удельной массой ~10-20 г/м2. Это означает, что материал солнечного паруса площадью ~10000 м2 будет иметь массу ~100-200 кг. Даже при уменьшении удельной массы до 1-5 г/м2, с учетом системы крепления и управления парусом, вряд ли удастся сделать массу КА с солнечным парусом такой площади менее 200 кг. При этом значение параметра для КА находящегося на орбите Земли составит ~1.5·10-2 кг/кВт.
|
|
|
Выполним сравнительный анализ различных космических миссий с движителями на основе ядерного реактора и солнечного паруса, ограничив время полета в 50 лет.
На рис. 4,5 показаны результаты расчетов зависимости расстояния, пройденного космическим аппаратом, от времени при различных значениях параметра, характеризующего удельную энерговооруженность ракеты 
. В расчетах принималось: масса солнечного паруса 200 кг; =0.9. Кроме того расчеты динамики полета ядерной фотонной ракеты были выполнены с учетом удаления отработанного ядерного горючего из реактора и без такого учета и для двух значений коэффициента 
– 0.25 и 0.5.
Как видно из рисунков, ракета с ядерным фотонным двигателем является более перспективной для использования в дальних космических миссиях в сравнении с космическим аппаратом на солнечном парусе. При этом в обоих случаях нужно стремиться максимально уменьшить значение параметра удельной энерговооруженности . Для ядерно-фотонного движителя (параметр ) это означает уменьшение количества делящегося вещества, затрачиваемого на производство единицы мощности (реактор должен иметь максимально энергонапряженную активную зону). В случае двигателя на основе солнечного паруса (параметр ) необходимо уменьшать удельный вес паруса. Кроме того увеличение доли топлива в общей массе ядерно-энергетической установки является существенным фактором для повышения эффективности ядерной фотонной ракеты.
Следует также отметить, что удаление отработанного ядерного горючего не является самым необходимым условием для достижения максимальной эффективности работы ядерно-фотонного движителя. Более важным является вопрос обеспечения надежной работы высокотемпературного ядерного реактора в течение длительного времени (несколько десятков лет) при значительной тепловой мощности (несколько сотен МВт) [6].
Важным является и тот факт, что максимальная (конечная) скорость, которую может развить космический аппарат при использовании ядерного фотонного двигателя, также в несколько раз выше, нежели ракеты с солнечным парусом. На рис.6,7 приведены результаты расчетов зависимости скорости КА от времени для рассмотренных выше вариантов.
Как видно из рисунков эффективность солнечного паруса с точки зрения скорости, развиваемой космическим аппаратом, несколько выше чем у ядерно-фотонного двигателя только на начальном этапе разгона (в первые годы полета), когда интенсивность энергии Солнца еще достаточна для заметного воздействия на ракету с солнечным парусом. В дальнейшем скорость системы с солнечным парусом остается практически неизменной, а скорость ракеты с ядерным фотонным двигателем продолжает увеличивается пока не закончится ядреное горючее.
 , а.е.
=0.25 t, год
| , а.е.
=0.5 t, год
| |||||||||||
Рис. 4. Зависимость пройденного ракетой расстояния от времени при  =5×10-3 кг/кВт: – КА с солнечным парусом;
– КА с ядерным фотонным двигателем с системой удаления отработанного ядерного горючего; – КА с ядерным фотонным двигателем без системы удаления отработанного ядерного горючего | ||||||||||||
 , а.е.
=0.25 t, год
| , а.е.
=0.5 t, год
| |||||||||||
Рис. 5. Зависимость пройденного ракетой расстояния от времени при =1×10-1 кг/кВт: – КА с солнечным парусом;
– КА с ядерным фотонным двигателем с системой удаления отработанного ядерного горючего; – КА с ядерным фотонным двигателем без системы удаления отработанного ядерного горючего | ||||||||||||
 , км/с
=0.25 t, год
| , км/с
=0.5 t, год
| |||||||||||
Рис. 6. Зависимость развитой ракетой скорости от времени при  =5×10-3 кг/кВт: – КА с солнечным парусом;
– КА с ядерным фотонным двигателем с системой удаления отработанного ядерного горючего; – КА с ядерным фотонным двигателем без системы удаления отработанного ядерного горючего | ||||||||||||
 , км/с
=0.25 t, год
| , км/с
=0.5 t, год
| |||||||||||
Рис. 7. Зависимость развитой ракетой скорости от времени при =1×10-1 кг/кВт: – КА с солнечным парусом;
– КА с ядерным фотонным двигателем с системой удаления отработанного ядерного горючего; – КА с ядерным фотонным двигателем без системы удаления отработанного ядерного горючего | ||||||||||||
Заключение
В работе рассматривается схема космического движителя, использующего принцип преобразования тепловой энергии ядерного реактора в направленный поток светового излучения с помощью системы параболических зеркал. Получены основные соотношения для анализа динамики полета космического аппарата с таким движителем. Выполнены оценки возможных космических миссий и показана возможность их практического осуществления на современном уровне техники на расстояния вплоть до 10000 а.е. Конечно, при планировании полетов в космос на такие расстояния необходимы более глубокие научные и технологические исследования. Например, требуется корректный учет влияния притяжения Солнца и планет Солнечной системы, что может потребовать дополнительных энергетических затрат. Необходимы, также, и более детальные проработки как облика реакторной установки, ее систем управления, так и всей энергетической системы в целом. Можно констатировать лишь одно – возможность осуществления дальних миссий с помощью фотонной ракеты на основе ядерного реактора даже на сегодняшнем уровне развития реакторных технологий не выглядит абсолютно фантастической. При этом следует отметить, что наличие на борту космического аппарата ядерного реактора фактически снимает вопрос энергообеспечения всей системы в целом.
В рамках простейшей математической модели механики полета сравнивается эффективность использования космических аппаратов с ядерной фотонной установкой на борту и с солнечным парусом при различных значениях параметров, характеризующих работоспособность двигательной установки. Результаты расчетов показывают, что ядерные фотонные ракеты позволяют достичь существенно больших максимальных скоростей, чем в случае КА использующих солнечные паруса, и тем самым при одинаковых временных затратах пройти большее расстояние.
Работа выполнена при финансовой поддержке Российского фонда фундаментальных исследований и Правительства Калужской области (проект №04-02-97233).
Список литературы
1. Frisbee R.H. Interstellar Mission Propulsion Studies – Status Update // Presentation to tenth Annual NASA/JPL/MSFC/AIAA Advanced Propulsion Research Workshop. – 1999. – Р. 125-153.
2. Poupko V.Ya. et al. Light Propulsion for Space Flight // Space Technology and Applications International Forum-99 (STAIF’99). – Proc. of Amer. Inst. of Phys., 1999. – V.458. – Р. 1232-1236.
3. Caveny L.H. et al. Orbit-raising and Maneuvering Propulsion: Research Status and Needs // Progress in Astronautics and Aeronautics. – New York: AIAA Inc., 1984. – V. 89.
4. Михайлов В.Н. и др. Литий для синтеза и космической энергетики 21-го века. – М.; Энергоатомиздат, 2000.
5. Lipinski R.J. et al. NEP for Kuiper Belt Object Rendezvous Mission // Space Technology and Applications International Forum (STAIF'2000). – Proc. of Amer. Inst. of Phys., 2000. – V.504. – Р.1192-1201.
6. Gulevich A.V. et al. Application of Nuclear Photon Engines for Deep-Space Exploration // Space Technology and Applications International Forum (STAIF'2001). – Proc. of Amer. Inst. of Phys., 2001. – V.552. – Р.957-962.
