proatom.ru - сайт агентства ПРоАтом
Журналы Атомная стратегия 2024 год
  Агентство  ПРоАтом. 28 лет с атомной отраслью!              
Навигация
· Главная
· Все темы сайта
· Каталог поставщиков
· Контакты
· Наш архив
· Обратная связь
· Опросы
· Поиск по сайту
· Продукты и расценки
· Самое популярное
· Ссылки
· Форум
Журнал
Журнал Атомная стратегия
Подписка на электронную версию
Журнал Атомная стратегия
Атомные Блоги





PRo IT
Подписка
Подписку остановить невозможно! Подробнее...
Задать вопрос
Наши партнеры
PRo-движение
АНОНС

Вышла в свет книга Б.И.Нигматулина и В.А.Пивоварова «Реакторы с тяжелым жидкометаллическим теплоносителем. История трагедии и фарса». Подробнее 
PRo Погоду

Сотрудничество
Редакция приглашает региональных представителей журнала «Атомная стратегия»
и сайта proatom.ru.
E-mail: pr@proatom.ru Савичев Владимир.
Время и Судьбы

[11/08/2022]     «Атомолёт Виноградова» с атомной гибридной силовой установкой. Часть 2

Андрей Виноградов, к.т.н., гл. конструктор проектов

«Атомный ионный двигатель Виноградова» не требует сброса неиспользованного в термодинамическом цикле тепла в окружающую среду. Чтобы перелететь 10000 км за 20 минут нужна скорость порядка 8,5 км/сек. Это чуть больше 1-ой космической скорости, и если не удерживать атомолет на заданной орбите, то он попросту покинет Землю. А если поставить вопрос шире: можно ли летать атомолету-«тарелке» вокруг Земли с еще большей скоростью?



 Идея, изложенная в данной статье, является продолжением работ по проектам: «Буря» (СССР 1957, ОКБ им. С.А.Лавочкина) – скорость 3,2М (1,1 км/сек); «Спираль» (СССР); X-20 Dyna Soar (США) – скорость 7000 км/час (1,94 км/сек); система «Холод» на базе ракеты 5В28 (СССР – Россия, 1998) – скорость 1900 км/час (0,53 км/сек); система «Циркон» (2,7 км/сек) и др.   Последний проект со времен СССР – Россия – это «Ю71» (Объект 4202, НПО Энергия) – скорость 11200 км/час (3,1 км/сек) [1,2], см. фото слева.  

В теории такой самолет способен долететь до Нью-Йорка за 40 минут. Конечно, эта информация не имеет официального подтверждения и существует на уровне догадок и слухов. Считается, что разработка данного самолета началась в 2010 году, однако в США о нем узнали лишь в 2015. Если информация о его технических характеристиках является правдой, то Пентагону предстоит решать сложную задачу, так как используемые в Европе и на своей территории ПРО не смогут оказать противодействие подобному самолету. К тому же США и многие другие страны окажутся просто беззащитными перед подобным оружием. Но это всё в плане вооружений. А вот в плане гражданского применения гиперзвуковых самолетов пока нет данных. Таким образом, моя идея, изложенная в данной статье, – это первый шаг в освоении гиперзвука для мирных целей. В отличие от предшествующих проектов «Атомолет Виноградова» не требует ракетных технологий запуска, может неоднократно взлетать вертикально с земли и садиться, не требует больших запасов топлива на борту, может летать непрерывно более 1-го года. 

Подчеркну, что в Мире все проекты не имеют скорость более 4 км/сек.

Итак, можно ли достичь скорости полета «Атомолета Виноградова» вокруг Земли 8 км/сек и более на высотах 85-100 км в слое мезопаузы? Да, можно, если:

во-первых, научиться вырабатывать достаточную электрическую мощность для ионных двигателей, чтобы создать требуемую тягу для гиперзвукового полета, и научиться сбрасывать неиспользованное в термодинамическом цикле атомного двигателя тепло в окружающую среду при гиперзвуковом полете в зоне мезопаузы на высотах от Земли 85-95 км, где температура воздуха минус 90 0С,  плотность 0,0163 г/м3;

во-вторых, научиться создавать вектор тяги такой, который уравновешивает центробежную силу, направленную на массу атомолета из-за движения по окружности вокруг Земли;

в-третьих, найти способ противостоять разогреву обшивки корпуса атомолёта от аэродинамического нагрева при полете его с гиперзвуковой скоростью в зоне мезопаузы.         

Уточняю [6], если аппарат («тарелка») летит со скоростью, которая втрое превышает скорость звука (около 1 км/сек), то воздух у его лобовой поверхности разогрет стенку до 400 K (126 °C); при входе в атмосферу нашей планеты с первой космической скоростью (около 8,1 км/сек) температура будет уже намного выше — 8000 K (7727 °C); а со второй космической скоростью (около 11 км/сек) и вовсе около 11000 K, что равняется 10727 °C. Из областей газа с повышенной температурой теплота передаётся излучением стенке «тарелки» и происходит аэродинамический её нагрев. В связи со сложностью теоретических расчётов и необходимостью определения ряда эмпирических констант, входящих в практические методы расчёта тепловых и аэродинамических характеристик, особое значение в аэродинамике разряженных газов приобретает эксперимент [3].

При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической (8 км/сек) радиационный нагрев мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13—15 км/сек и выше, соответствующих возвращению кораблей на Землю после полётов к другим планетам, основной вклад вносит уже радиационный нагрев [4].

Если выполнить эти три условия, то можно создать скорость атомолета больше 1-ой космической скорости при длительном полёте в зоне мезопаузы, т.е. на высотах 85-100 км от поверхности Земли.

О полете на Луну и обратно для поисков криолитосферных ресурсов пока на время забудем, поскольку получение электрической энергии в космосе сегодня является большой проблемой, и её будем решать отдельно. Даже МКС, с её системами жизнеобеспечения, научными приборами и экипажем до 7 человек, сегодня приходится рассчитывать на мощность всего в 100 кВт.

Полагаю, что расчеты студентам надо начать с «хвоста», а именно, приняв скорость полета 8 км/сек, определить, сколько cможем сбросить тепла, затем определить электрическую мощность и габариты АДВ, и затем определить какую максимально скорость сможем развить. Но самое главное и первоcтепенное – это, исходя из принятой скорости 8 км/сек, определяем аэродинамический разогрев лобовой части тарелки и далее ищем способ охлаждения лобовой части «тарелки». Таким образом, требования потребителя и условия работы существенным образом задают конструкцию ядерного реактора [8] и конструкцию атомного электрогенератора в целом. Тем самым мы нарушаем принятую до настоящего момента практику – сначала создают реактор, а потом под него адаптируют объект применения. Как делалось, например, на заре атомной энергетики для атомных подводных лодок, ледоколов, космических аппаратов и др. объектов.

Сейчас в самый раз рассмотреть возможные траектории полета «тарелки» вокруг Земли, см. рис. 1.

Рис. 1.

На рис. 1 указано:

поз. 1 – траектория полета обычной ракеты с ЖРД (разгон – торможение);

поз. 2 – траектория полета «тарелки» через космос;

поз. 3 – траектория полета «тарелки» со вторым разгоном в слое мезопаузы на высоте 80-95 км и продолжительный полет на ионных двигателях в этом слое с последующим торможением сначала ионными двигателями, затем воздушными винтами в слое тропопаузы перед посадкой;

поз. 4 – траектория полета «тарелки» с одним разгоном в слое тропопаузы на высоте 10-25 км и продолжительный полет на воздушных винтах «Атомной гибридной силовой установки» (АГСУ) в этом слое, с последующим торможением воздушными винтами перед посадкой.

Полет по траектории поз.4 не требует ионных двигателей и осуществляется только на воздушных винтах, которые могут дать скорость около 950 км/час как обычный самолет, только время непрерывного полёта может быть больше 1-го года без дозаправок. Во всех вариантах траектории предполагается вертикальный взлет и посадка без пробега.

Очевидным фактом является то, что, если летать через космос, всё равно мы не избежим аэродинамического разогрева «тарелки» в конце полета перед приземлением так же, как если бы она непрерывно летела в зоне мезопаузы. Технической выгоды от полета через космос, как летают, например, ракеты «Сармат», для атомолета нет. Проще найти способ снижения аэродинамического разогрева корпуса атомолета при длительном полете в слое мезопаузы вокруг Земли. В плане будущей эксплуатации «тарелки» в качестве пассажирского или грузового варианта этот эшелон по высоте пока никакими летательными аппаратами не занят.

Учитывая все обстоятельства полета, выбрали траекторию поз. 3 длительного полета в слое мезопаузы атмосферы Земли. В этом слое и воздух есть, хоть он и сильно разряженный, плотность 0,0163 г/м3, им, возможно, сможем охлаждать атомные электрогенераторы, и аэродинамический разогрев корпуса «тарелки», возможно, будет приемлемым, даже при скорости около 8 км/сек. И также разогреваемые участки обшивки «тарелки» можно будет охлаждать не только за счет излучения. Рассмотрим процесс аэродинамического нагрева тела обтекаемого сверхзвуковым потоком воздуха. На рис. 2 показаны границы сверхзвукового М>1 и дозвукового течения М<1,  и скачки уплотнения для двух видов носовой части «тарелки»: а) – клин (как у «Циркона») и б) – затупленного тела, как сделано, например, у боевого спускаемого блока ракеты «Авангард».

При достижении скорости полёта порядка 5 км/сек температура воздуха за ударной волной достигает значений, при которых он начинает излучать тепло, см. фото эксперимента на рис. 3. Вследствие лучистого переноса энергии из областей с повышенной температурой к поверхности тела происходит радиационный нагрев. При этом наибольшую роль играет излучение в видимой и ультрафиолетовой областях спектра. При полёте в атмосфере Земли со скоростями ниже первой космической (8,1 км/сек) радиационный нагрев - 8000 K (7727 °C) мал по сравнению с конвективным. При второй космической скорости (11,2 км/сек) их значения становятся близкими, а при скоростях полёта 13-15 км/сек и выше, соответствующих возвращению на Землю после полётов к другим планетам, основной вклад вносит уже радиационный нагрев

[5].

Рис. 2.

Большая советская энциклопедия. Сверхзвуковое течение [5]. При обтекании сверхзвуковым потоком клина (рис. 2, а) поступательное течение вдоль боковой поверхности клина отделяется от набегающего потока плоским скачком уплотнения, идущим от вершины клина. При углах раскрытия клина, больших некоторого предельного, скачок уплотнения становится криволинейным, отходит от вершины клина и за ним появляется область с дозвуковой скоростью течения газа в ней. Это характерно для сверхзвукового обтекания тел с тупой головной частью (рис. 2, б).

 

                   Рис. 3 [5].

Теперь рассмотрим возможную конструкцию «тарелки» в зоне скачка уплотнения и её полет в слое мезопаузы со сверхзвуковой скоростью v = 8,1 км/сек (рис. 4) вариант обтекания потоком – «затупленное тело». Для защиты от радиационного и конвективного нагрева носовой части корпуса поз. 1 «тарелки» до значения температуры 8000 K (7727 °C) была предложена конструкция кольцевого обтекателя (поз 2 рис. 4).

 

Рис. 4.

На рис. 5 в увеличенном виде показана носовая часть кольцевого обтекателя поз.2 «тарелки» и обтекание его сверхзвуковым потоком воздуха скоростью V, образующим подъёмную силу P.

Рис. 5.

При обтекании сверхзвуковым потоком «тарелки» (см. рис. 5 к статье «Подъёмная сила») под углом атаки, меньшим того, при котором скачок отходит от передней кромки поз. 3 кольцевого обтекателя поз.2, то от передней кромки поз. 3 вниз идёт плоский скачок уплотнения, а вверх — течение разрежения Прандтля-Майера. В результате на верхней стороне «тарелки» давление Р1 ниже, чем под «тарелкой» Р2; вследствие этого возникает подъёмная сила Р и сопротивление, т. е. Д' Аламбера-Эйлера парадокс не имеет места. Причиной того, что при сверхзвуковой скорости (в отличие от дозвукового обтекания) обтекания идеальным газом тела испытывают сопротивление и возникновение скачков уплотнения и связанное с ними увеличение энтропии газа при прохождении им скачков. Чем большие возмущения вызывает тело в газе, тем интенсивнее ударные волны, и тем больше сопротивление движению тела. Для уменьшения сопротивления кольцевого обтекателя, связанного с образованием головных ударных волн, при сверхзвуковых скоростях будем использовать переднюю кромку обтекателя поз. 4 такой формы, которая образует острый угол β с направлением скорости v (м/сек) набегающего потока. И дальше конструкцию и форму кольцевого обтекателя будем делать исходя из особенностей течений с гиперзвуковой скоростью.

Большие значения числа Маха М = v/a, (где а – скорость звука м/сек) при течениях с гиперзвуковой скоростью позволяют установить важные качественные особенности таких течений и развить нелинейные асимптотические теории для их количественного анализа. Так, при очень больших значениях числа М оказывается, что давление в набегающем на тело потоке становится пренебрежимо малым по сравнению с давлением в области течения за ударной волной, возникающей перед телом. А теплосодержанием набегающего потока можно пренебречь сравнительно с его кинетической энергией. При таких условиях течение за ударной волной перестаёт зависеть от числа М набегающего потока. В этом состоит принцип стабилизации течения около тел при гиперзвуковых скоростях, причём стабилизация течения около тупых тел наступает при меньших значениях числа М, чем около тонких, заострённых тел (рис. 2).

Кольцевой обтекатель поз. 2 установлен по всей окружности «тарелки» и укреплен за счет магнитной системы. Передняя кромка обтекателя поз. 4 покрыта пластинами тепловой изоляции, обладающей малой теплопроводностью к плоскости крепления, большой теплоемкостью и высокотемпературной прочностью. Внешняя сторона пластин изоляции только в области за ударной волной нагревается за счет излучения воздуха (рис. 3), и достигает значений температуры, при которых с поверхности самих пластин начинает излучаться тепловой поток. При входе «тарелки» в область мезопаузы и достижения сверхзвуковой скорости кольцевой обтекатель растормаживается, и магнитная система начинает его вращать вокруг своей оси (оси «тарелки»).

Во время вращения кольцевой обтекатель поз.2 не имеет теплопроводного контакта с корпусом «тарелки» поз. 1, а удерживается в требуемом положении за счет магнитных подушек. Скорость вращения кольцевого обтекателя подбирается такой, чтобы наружная поверхность пластин изоляции нагревалась бы до заданной температуры, при которой происходит за счет излучения наиболее интенсивный сброс тепла с их поверхности в окружающую среду. Такая система работает и в космосе. В результате вращения нагретые пластины выходят из зоны нагрева в зону охлаждения и за один оборот кольцевого обтекателя успевают остыть. Затем остывший участок пластин заходит снова в зону нагрева и цикл повторяется. На корпус «тарелки» в этом случае передается незначительное количество тепла.

Если при полете в слое мезопаузы использовать подъёмную силу, т.е. установить требуемый наклон «тарелки» к вектору скорости набегающего сверхзвукового потока, то за счет того, что давление Р2 под «тарелкой» станет больше давления Р1 над «тарелкой», в области за ударной волной организован поток холодного воздуха в зазоре между кольцевым обтекателем поз. 2 и корпусом поз. 1 «тарелки». Таким способом осуществляется дополнительный сброс тепловой энергии от аэродинамического разогрева «тарелки» при полете в зоне мезопаузы. До какой фактически скорости полета «тарелки» будет эта система работать, и как сильно будет увеличивать температуру корпуса «тарелки» разогрев от трения холодного воздуха о корпус, покажут эксперименты и испытания.

В отличие от известных способов охлаждения спускаемого из космоса аппарата, например, как «способ формы фары со смещенным центром массы», в котором смещение положения пятна разогрева на сфере аэродинамического торможения происходит случайным образом, создавая не предсказуемые по направлениям и силе перегрузки, описанный способ не создает неудобства от перегрузок пассажирам внутри «тарелки».

Теперь перейдем к определению, какую электрическую мощность можно получить с атомных электрогенераторов при длительном полёте «тарелки» в слое мезопаузы. Воздушные винты в этом слое бесполезны, значит нам нужно будет определить максимально возможную электрическую мощность для ионных двух двигателей. При полете со сверхзвуковой скоростью в слое мезопаузы из поверхности «тарелки» не должны выступать какие-либо узлы ионных двигателей, иначе опять столкнемся с аэродинамическим разогревом выступающих узлов. Этим требованием определяется в дальнейшем конструкция «тарелки». 

Далее самый интересный раздел для студентов и аспирантов атомщиков.

Рассмотрим наиболее простые и осуществимые способы охлаждения атомных ионных двигателей (АИД) при полете «тарелки» со скоростью около 8,1 км/сек в слое воздуха с плотностью 0,0163 г/м3 и температурой минус 90 0С. Ясно, что АИД необходимо размещать внутри корпуса «тарелки» в продолговатых отсеках (коробах) так, чтобы в короб можно было направить поток охлаждающего холодного воздуха из обтекающего «тарелку» потока и вывести нагретый воздух с другой стороны, по ходу потока. Аналогично делается охлаждение АЭУ для электродвигателей АГСУ, только на дозвуковых скоростях полета «тарелки», там всё проще.

Есть варианты:

Вариант 1. Сделать воздухозаборник как, например, у самолета Ту-57 при максимальной взлетной массе 35 тонн максимальная скорость 1,3М, т.е. 0,44 км/сек. При такой скорости аэродинамический разогрев незначителен, до 1200С. При нашей скорости кромки воздухозаборника попросту расплавятся.

Вариант 2. Забирать воздух из пограничного слоя за скачком уплотнения обтекаемого потока с верхней поверхности «тарелки» через пористую или с отверстиями стенку корпуса, и направлять этот поток в короб на охлаждаемый корпус АИД.  Для этого нужен воздушный насос, центробежный или вентиляторный, который будет хорошо всасывать разряженный воздух из-за борта. Но такой насос пока не придумали.

Вариант 3. Применить капельный способ. Путем капельного впрыска дистиллированной воды в поток исходящего из газовой турбины отработанного рабочего тела, в нашем случае – газа ксенона. Этот вариант подстраивает сам атомный реактор под условия работы.

Рассмотрим вариант 3 более подробно, поскольку этот способ уменьшения количества сброса тепла в сверхзвуковой поток холодного воздуха кажется наиболее привлекательным и просто реализуемым. После выполнения варианта 3 возможно, что всё равно надо выполнять вариант 2 если найдем способ охлаждения турбореакторной части установки в гиперзвуковом потоке в слое мезопаузы атмосферы.

Рассмотрим функциональную схему (рис. 6), на которой указаны все процессы протекаемые в «Атомном ионном двигателе Виноградова» (АИДВ). АИДВ это принципиально новая, компактная физико-энергетическая машина, которая атомную энергию, выделяемую в результате деления ядер тяжелых элементов под действием нейтронов, в конечном счете преобразует в энергию струи газов, создающих силу тяги в пространстве. В самом АИДВ производится поэтапное преобразование тепловой энергии от деления ядер в механическую энергию вращения вала с помощью турбины, далее в электроэнергию с помощью электрогенератора, далее в энергию давления смеси газов в камере, их ионизацию, и далее разгон этих газов до больших скоростей струи с помощью электрического ускорителя. Главным отличительным свойством АИДВ является отсутствие необходимости сброса неиспользованного в термодинамическом цикле тепла в окружающую среду, его попросту нет.

Начнем рассмотрение процессов в АИДВ с момента впрыска воды (рис. 6).

Рис. 6.

После капельного впрыска 1 дистиллированной воды в поток 2 исходящего из газовой турбины 3 отработанного рабочего тела его температура перед теплообменником 4 снизится. По существу это не теплообменник как у АДВ[9], а длинный на стенке корпуса аксиальный канал 5, в котором происходит испарение капель воды в потоке горячего газа, тепловая энергия которого расходуется полностью на испарение воды. Это устройство 4 правильней назвать утилизатор тепла.

Снижение температуры будет определяться теплотой парообразования r, для дистиллированной воды r = 2260 кДж/кг при Н.У.  Но, проходя через утилизатор тепла 4, на вход в компрессор 6 будет поступать уже не чистое охлажденное рабочее тело ксенон, а в смеси с водяным паром и микроскопическими капельками воды, сохраняющихся за счет депрессии поверхностного натяжения. Таким образом, неиспользованное в термодинамическом цикле тепло мы используем на испарение воды, и количество тепла, которое нам надо будет сбросить в окружающую среду через стенку АИДВ, будет уже меньше или его вообще не будет. Далее после компрессора 6 поток смеси ксенона с парами воды и капельками поступает в центральную часть 7 активной зоны атомного реактора, где производится его нагрев до заданной температуры, примерно до 1200 0С. Активная зона атомного реактора имеет три аксиально расположенных части: центральная 7, промежуточная 8 и наружная 9. Подача чистого рабочего тела ксенона  14 производится в напорный коллектор на вход промежуточной 8 части активной зоны. Нагрев рабочего тела производится в двух ходовой части активной зоны. Сначала в части 8, затем после разворота в части 9. Рабочее тело с заданной температурой поступает на турбину 3, которая приводит в движение электрогенератор (не показан) и компрессор 6. С выхлопа турбины отработанное рабочее тело с температурой примерно 500 0С поступает в утилизатор тепла 4. И цикл повторяется. Оборот рабочего тела в цикле сотые доли секунды, что создает условия отличной приемистости двигателя в целом.

После компрессора 6 поток смеси поступает в центральную часть 7 активной зоны, где производится его максимально возможный нагрев, после чего поток смеси тормозится и накапливает давление в напорной камере 10 (аналог по функции камере сгорания в ЖРД). В камере 10 давление смеси перед разгонным блоком 11 уже будет соизмеримо с давлением в камере сгорания лучших кислородно-керосиновых двигателей на базе РД-170: РД-191 (259 атм), РД-180 (258 атм), РД-171М (246 атм). Перед разгонным блоком производится ионизация потока и удаление электронов. В разгонном блоке 11 система разгона 12 должна увеличивать скорость потока смеси ксенона с паром воды до скоростей порядка 70 км/сек.

 Остаётся пока открытым вопрос, сможет ли система, разрабатываемая в Центре имени Келдыша (по аналогии двигателя ИД-200КР), разогнать ионизированную смесь ксенона с парами воды, при расходах больше 2-х кг/сек в сумме, до приличных скоростей. Надеюсь, сможет, поскольку на разгон мы закладываем электрическую мощность 6-7 МВт.

Теперь надо сбалансировать количество электроэнергии: потребляемую электроэнергию разгонным блоком, количество массы ксенона и паров воды в смеси после активной зоны атомного реактора, которую разгонный блок сможет разогнать, а также количество электроэнергии, которую сможет выработать энергоблок электрогенератор-турбина на принятом расходе ксенона. 

Сведение всех этих технических параметров воедино, а также конструкторские решения проекта, подробно будет изложены, и подтверждено расчетами, в обликовом проекте или в аванпроекте, если такой в России кто-либо закажет. 

По предварительному балансу, можно ожидать следующий расклад:

1. Тепловая мощность активной зоны – около 10 МВт.

2. К.П.Д. выработки электроэнергии – около 70%.

3. Доступная эл. мощность для разгонного блока – 6-7 МВт.

4. Доступная эл. мощность внешним потребителям – около 1 МВт.

5. Время непрерывной работы атомного реактора – около 1 года.

Если смогут разогнать смесь ксенона с паром воды до 70000 м/с, то при суммарном расходе смеси 2 кг/с получим на один АИДВ силу F тяги 140000 кг*м/с2 = 140000 Н = 14270 кгс. Время t на разгон «тарелки» весом P 200 тонн (200000 кгс) диаметром 60 м (без учета сил трения о среду и др. сил) до скорости V= 8 км/с для двух АИДВ составит: a = 2*F/m = 2*14270*g/200000 = 1,4 м/с2; где m = P/g; t = V/a = 8000/1,4 = 5714 сек = 1,59 час.

Конечно, это долгий разгон. Если увеличить массу разгоняемой смеси с 2-х кг до 20-и кг, то сила тяги для «тарелки» будет 2*142,7 тонны. Тогда и ускорение будет 14 м/с2, и время разгона составит 571 сек, т.е. 9,5 мин. Но и нагрузки из-за ускорения 14 м/с2 увеличатся в десять раз, для человека это приблизит к предельным нагрузкам.  Но остается вопрос, сможет ли система, разрабатываемая в Центре имени Келдыша (по аналогии двигателя ИД-200КР), разогнать ионизированную смесь ксенона с парами воды при расходах 20 кг/сек? И хватит ли для этого электрической мощности 6-7 МВт.           

Рис. 7[7,10].

 

Сравним с характеристиками ионного двигателя ИД-500 для транспортно - энергетического модуля (ТЭМ) разработки ГНЦ ФГУ «Центр Келдыша» (2014) [10] (рис. 7).

ИД-500 обладает тягой 375—750 мН и удельным импульсом 70000 м/с (70 км/сек), при этом коэффициент полезного действия (КПД) составляет 0,75 (75%), потребляемая эл. мощность — до 35 кВт. Тепловая мощность атомной установки достигнет 3,8 МВт, электрическая – 1 МВт. Для сброса лишнего тепла используется капельный холодильник-излучатель.  

Таблица сравнения технических характеристик.

Характеристика

Транспортно-энергетический модуль (ТЭМ)

Атомолет Виноградова с

АГСУ + АИДВ

Масса, кг; (вес, тонн)

20290

(200)

Габаритные размеры (рабочее положение), м

53,4х21,6х21,6

Диаметр

около 60

Полезная нагрузка, тонны

-

80

Тепловая мощность атомной установки (АГСУ + АИДВ), МВт

3,8

3*210 + 2*10

Электрическая мощность (всего), МВт

1

3*145 (возд. винты)

+ 2*6 (АИДВ)

Удельный импульс ЭРД, км/сек

не менее 70

не менее 70

Электрическая мощность ЭР, МВт

не более 0,94

6-7

Эл. мощность для внешнего потребителя, МВт

до 0,225

до 1

Суммарная тяга маршевых ЭРД, Н

Для АИДВ зависит от расхода рабочего тела:

вариант А) – расход 2кг/сек;

вариант Б) – расход 20 кг/сек

не менее 18,0

А) - 2*140000 = 280000

Б) - 2*280000 =

560000

Суммарная тяга воздушных винтов АГСУ, кгс (тонн)

-

240775 (240,7)

Ресурс, лет

10

-

Время работы с одной загрузкой ядерного топлива, год

-

1

Средство выведения на орбиту

Ракета носитель

«Ангара-А5»

Самостоятельно, взлет и посадка вертикально.

 

Не так давно был объявлен конкурс на разработку и строительство комплекса средств для подготовки космических аппаратов и транспортно-энергетического модуля. Конструкторская документация на технический комплекс должна быть разработана в 2025-26 гг. Строительство планируется запустить в 2027-м, а ввод в эксплуатацию состоится в 2030-м. Стоимость контракта – 13,2 млрд рублей.

Подробная информация о конструкции «Атомолета Виноградова», «Атомного ионного двигателя Виноградова», расчеты режимов работы атомолета и пр. будет изложена в обликовом проекте или аванпроекте, если такие будут заказаны в России.

Кстати, за 30 лет нет ни одного случая, чтобы Решение ЦК Компартии Китая не выполнили. По программам развития космической техники китайцы скоро обойдут Россию.

 

ВЫВОДЫ:

Существующие на сегодняшний день знания позволяют сделать Атомную гибридную силовую установку (АГСУ) для атомолета в форме тарелки, который будет способен:

1. Длительно (на время от 1-го года) летать на скорости около 950 км/час в слое атмосферы в зоне тропопаузы при температуре воздуха минус 56,7 0С и его плотности 157-233 г/м3 на высотах примерно 10-25 км.

2. Летать около 3-5 часов (время зависит от количества запаса ксенона и воды на борту) на скорости около 11 км/сек в слое атмосферы в зоне мезопаузы при температуре воздуха минус 90 0С и его плотности 0,0163 г/м3 на высотах примерно 80-100 км.

3. Выполнить старт с Земли без применения ракетных технологий. Обеспечен многократный вертикальный взлет и посадка на воздушных винтах.

4. Используя «Атомный ионный двигатель Виноградова» (АИДВ), в котором нет необходимости сброса лишнего тепла в окружающую среду, сможет обеспечить полет в открытом космосе.

5. При тяге, развиваемой АИДВ, сможет обеспечить скорость полета в верхних слоях атмосферы Земли, а именно, в слое мезопаузы, 8 и более км/сек, в том числе, возможно, позволит летать вокруг Земли по траекториям (рис. 8) в течение 1 года. Но на борту потребуется запас ксенона и воды, что уменьшит полезную нагрузку, и большое время разгона до 8 км/сек и время последующего торможения в сумме не делают перелет быстрым на короткие дистанции.

6. В гражданском плане применение «Атомолета Виноградова» будет определяться стоимостью перелета, а военном плане – стратегическими выгодами такого способа перемещения в воздухе и космосе большого груза.

Рис. 8. Траектория полета ракеты «Сармат».  https://zen.yandex.ru/media/onp/pochemu-raketu-sarmat-tak-hvaliat-obiasniaiu-prostymi-slovami-6264b35c9940f20000572d88

           

Жду от читателей толковых комментариев и вопросов.

 

ЛИТЕРАТУРА:

1.  Ю-71 гиперзвуковой летательный аппарат_ технические характеристики, Российский самолёт, проект 4202, создание... .

2. Автор ololo. Российский гиперзвуковой самолет Ю-71: описание, характеристики. Гиперзвуковой самолет X-43A. November 17, 2017.

3. Аэродинамика разреженных газов _ это... Что такое Аэродинамика разреженных газов_.

4. Аэродинамический нагрев _ это... Что такое Аэродинамический нагрев.

5. Сверхзвуковое течение _ это... Что такое Сверхзвуковое течение...

6. Тема 1.5. ОСНОВЫ АЭРОДИНАМИКИ БОЛЬШИХ СКОРОСТЕЙ.

7. Российский Ядерный Космический Буксир создаётся не для исследования космоса... _ Кочетов Алексей _ Яндекс Дзен.

8. А.А. Виноградов, Конструирование ядерных реакторов в 21-ом веке. Уч. пособие. М. МЭИ, 2022. Под редакцией доктора тех. наук Б.И. Нигматулина. Учебное пособие по требованию.

9. www.proatom.ru – «Атомный двигатель Виноградова», [03.09.2019].

10. Немного о двигателе для ядерного буксира. _ космос космонавтика наука прошлое настоящее будущее _ Яндекс Дзен 20.2.2020. Из статьи © 2014 г. А. С. ЛОВЦОВ, М. Ю. СЕЛИВАНОВ, Известия Российской академии наук. «Энергетика».

 

Дополнительная литература:

1. Основы теплопередачи в авиационной и ракетной технике, М., 1960;

2. Дорренс У. Х., Гиперзвуковые течения вязкого газа, пер. с англ., М., 1966;

3. Зельдович Я. Б., Райзер Ю. П., Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений, 2 изд., М., 1966.

4. Большая советская энциклопедия. Аэродинамический нагрев. Сайт «Академик», Н. А. Анфимов.

5. Почему ракету Сармат так хвалят. Объясняю простыми словами. Объясняю на пальцах. Яндекс Дзен.pdf

6. Почему корабль нагревается в атмосфере Земли.pdf

 

Интересная дополнительная информация:

Цена ксенона в районе 2500 баксов за кг. При удельном импульсе 70 км/с расход ксенона будет меньше, чем обычного ракетного топлива, примерно в 25 раз. Но это означает, что все-равно потребуются тонны ксенона. В атмосфере его меньше одной части на миллион. При таком раскладе добыча золота не рентабельна. Мировое годовое производство ксенона сейчас около 70 тонн, из них примерно 21 тонна – Россия, увы, вместе с Украиной. Отсюда следует, что разработка ЭРД, работающих не на ксеноне – дело актуальное.           

Тугоплавкие сплавы и металлы http://tutmet.ru/zharoprochnye-zharostojkie-stali-splavy-marki-zharostojkost

 В тех случаях, когда требуется изготовить детали, которые смогут применяться при температурах от 1000 до 2000 градусов, используются стали на основе тугоплавких металлов. К ним относят элементы, характеризуемые следующими температурами плавления (в градусах):

·                     3410 – вольфрам;

·                     около 3000 – тантал;

·                     2415 – ниобий;

·                     1900 – ванадий;

·                     1855 – цирконий;

·                     3180 – рений;

·                     около 2600 – молибден;

·                     почти 2000 – гафний.

 

 

 
Связанные ссылки
· Больше про Малая энергетика
· Новость от Proatom


Самая читаемая статья: Малая энергетика:
Ядерные энергетические установки в космосе

Рейтинг статьи
Средняя оценка работы автора: 2.66
Ответов: 36


Проголосуйте, пожалуйста, за работу автора:

Отлично
Очень хорошо
Хорошо
Нормально
Плохо

опции

 Напечатать текущую страницу Напечатать текущую страницу

"Авторизация" | Создать Акаунт | 5 Комментарии | Поиск в дискуссии
Спасибо за проявленный интерес

Re: «Атомолёт Виноградова» с атомной гибридной силовой установкой. Часть 2 (Всего: 0)
от Гость на 11/08/2022
Цитата: "Интересная дополнительная информация:Цена ксенона в районе 2500 баксов за кг. При удельном импульсе 70 км/с расход ксенона будет меньше, чем обычного ракетного топлива, примерно в 25 раз. Но это означает, что все-равно потребуются тонны ксенона. В атмосфере его меньше одной части на миллион. При таком раскладе добыча золота не рентабельна. Мировое годовое производство ксенона сейчас около 70 тонн, из них примерно 21 тонна – Россия, увы, вместе с Украиной. Отсюда следует, что разработка ЭРД, работающих не на ксеноне – дело актуальное.           "Уважаемый Виноградов! Тяга к научному поиску - дело безусловно похвальное и всегда безоговорочно нужное. Без иронии.Вместе с тем, уровень многих Ваших рассуждений - "экспертные оценки на основе общих представлений". Когда начнёте детально прорабатывать нюансы, с привлечением расчётов и свойств материалов искать работающие технические решения - не работает одно так найдём другое годное - оказывается: те выводы, к которым Вы предварительно пришли в предварительных экспертных оценках основании общих представлений - строго говоря неправильны.
На примере цитированного текста:Илон Маск запускает за один раз многоразовой ракетой "Фалькон-9" по 52 "микро-спутника" массой по 260 килограмм каждый. Этот микро-спутник имеет солнечную батарею  5 кВт: мощнее, чем на российском геостационарном спутнике массой 3700 килограмм. Масса 3,7 тонны - максимум который ракета "Протон" выводит на геостационар, при этом одной одноразовой ракетой выводится один спутник.На российском спутнике массой 3,7 тонны с электромощностью меньше американского 260-килограммового, электроракетный двигатель малополезен: только для системы ориентации.США выводят свои микро-спутники на низкую орбиту, включают 5 кВт солнечную батарею на электроракетный двигатель - и спутники сами с малым расходом рабочего тела поднимаются на нужную более высокую орбиту. Там ЭРД выключают и переводят мощу солнечной батареи на радиопередатчик, ретранслятор интернета: всё равно что микроволновая печка с открытой дверцей. Илон Маск уже вывел 3000 спутников, планирует увеличивать группировку "Старлинк" до 42.000 аппаратов. Для сравнения: Россия вывела с 1957 года около 3.000 спутников, в большинстве случаев один спутник одной ракетой так как спутники у нас тяжёлые с малой функциональностью, это ни что иное как технологическое отставание. Рогозин раскрыл гостайну: из всех 3.000 выведенных часть сошли с орбиты тормозясь в атмосфере, часть вышли из строя и не отвечают на радиосигнал, всего у России сейчас отвечающих на радиосигнал хотя бы частично исправных спутников 160 штук: по памяти 60 чисто военных и 100 двойного назначения. Это для сравнения с количеством спутников США, у которых спутники работают долго так как умеют делать радиационно-стойкую элементную базу. Так вот: США купили в России технологию ЭРД на ксеноне о котором Вы пишете. Дело хорошее но не тиражируемое на серийное производство из-за дефицита ксенона. На основе этой технологии США создали новое поколение ЭРД работающее на АРГОНЕ. Илон Маск запускает тысячами - с перспективой десятков тысяч - спутники по 260 килограмм оснащённые ЭРД на аргоне, плюс лёгкая и мощная солнечная батарея мощнее чем на российских тяжёлых 3,7-тонных геостационарных спутниках.То о чём Вы, уважаемый Виноградов пишете "хорошо бы в будущем попытаться сконструировать" - уже в США создано, отлажено до надёжного изделия, серийно производится тысячами экземпляров. Вот что значит Ваши "экспертные оценки на основе общих представлений". При детальной проработке оказалось в одном случае, что уж много лет как начато серийное производство. А в других случаях оказывается при детальной проработке, что невозможно сделать предлагаемый Вами аппарат, или что совсем по-другому надо делать. Ну а детально проработать - привлечь в состав комплектующих готовые узлы мировых фирм - в условиях санкций Вы не м

Прочитать остальные комментарии...


[ Ответить на это ]


Re: «Атомолёт Виноградова» с атомной гибридной силовой установкой. Часть 2 (Всего: 0)
от Гость на 11/08/2022
Цитата: "8,5 км/сек. Это чуть больше 1-ой космической скорости, и если не удерживать атомолет на заданной орбите, то он попросту покинет Землю. А если поставить вопрос шире: можно ли летать атомолету-«тарелке» вокруг Земли с еще большей скоростью?"
Можно.Если лететь вокруг Земли с двойной круговой скоростью 16 километров в секунду - ускорение силы тяжести в космическом корабле составит 3g в потолок. Если аэродинамическое торможение 4g под углом 90 градусов - тогда общее составит 5g: это предел который тренированный человек может выдерживать без ограничений по времени.В пределе может выдержать без потери сознания 10g, но с каждым 'g' экспоненциальное ограничение времени до  пары десятков секунд при 10g.
Скорость 16,7 км/сек это третья космическая. То есть в атмосфере Земли можно по-самолётному с небольшими крыльями тормозить при возврате с любой планеты Солнечной системы в плоскости эклиптики. Это очень важная возможность. Ведь без крыльев из-за кривизны Земли космический аппарат "простреливает" через атмосферу не затормозившись, а пойдет ниже - разрушится от перегрузки в плотных слоях атмосферы.
Крылья же с направленной аэродинамической силой не чверх а вниз - позволят выходить на орбиту в атмосфере и тормозить 5000 километров.
Есть одно "но".Это вариант для возврата с других планет когда кинетической энергии "не жалко". Для полёта межконтинентального на Земле - не годится. Аэродинамическое качество на сверхзвуке низкое по сравнению с дозвуком: энергия идёт ещё и в ударные волны, в сжимаемость воздуха.
На гиперзвуке аэродинамическое качество совсем никакое. Энергия идет еще и в диссоциацию воздуха, его ионизацию, абляцию материала теплозащитного покрытия. 


[ Ответить на это ]


Re: «Атомолёт Виноградова» с атомной гибридной силовой установкой. Часть 2 (Всего: 0)
от Гость на 12/08/2022
Интересный факт: мощность солнечной батареи одного серийного спутника 'Starlink' ~5 кВт, запускаются по 52 штуки в каждом запуске многоразовой ракеты ' Falkon-9', всего запусков 'Starlink' состоялось уже штук 60.
Значит:1)В каждом запуске ракеты 'Falkon-9' общая электромощность спутников вдвое больше чем МКС.2)Общая электромощность выведенной группировки спутников 'Starlink' в 100 раз мощнее чем МКС. Суммарная масса вдвое больше чем МКС. 



[ Ответить на это ]


Re: «Атомолёт Виноградова» с атомной гибридной силовой установкой. Часть 2 (Всего: 0)
от Гость на 12/08/2022
какая же там площадь солнечных элементов? по всему получается, должна быть более 10 кв.м.


[
Ответить на это ]


Re: «Атомолёт Виноградова» с атомной гибридной силовой установкой. Часть 2 (Всего: 0)
от Гость на 13/08/2022
Цитата: "какая же там площадь солнечных элементов? по всему получается, должна быть более 10 кв.м."

Да, многослойная "раскладная книжка": тонкая и лёгкая солнечная батарея. 'Starlink' это новейшие технологии США. МКС - технология России 30-летней давности. От этого колоссальная 50-кратная разница в удельной электромощности на единицу массы на борту. 

США делают высокоорбитальные разведспутники фотографирования Земли, с выдающейся оптикой. Россия делает примитивную оптику оптического разведспутника, а чтоб что-то можно было разглядеть - запускает военный спутник низко, ниже 200 километров высоты. От сопротивления воздуха спутник сходит с орбиты за считанные недели. Так недавно было с "новейшей" /30 лет разрабатывается/ лёгкой ракетой "Ангара". 

В итоге разница в числе развед-фотографий, переданных американским и российским спутниками в расчёте на один потраченный ракето-носитель - просто огромна.





[
Ответить на это ]






Информационное агентство «ПРоАтом», Санкт-Петербург. Тел.:+7(921)9589004
E-mail: info@proatom.ru, Разрешение на перепечатку.
За содержание публикуемых в журнале информационных и рекламных материалов ответственность несут авторы. Редакция предоставляет возможность высказаться по существу, однако имеет свое представление о проблемах, которое не всегда совпадает с мнением авторов Открытие страницы: 0.07 секунды
Рейтинг@Mail.ru