Взлет с Луны космоплана с большой полезной нагрузкой

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

Для промышленного освоения Луны и Марса, а также для полетов в дальний космос, использование ракет с жидкостными реактивными двигателями (ЖРД) становится затратным. Для работы ЖРД нужно таскать с собой в баках топливо и окислитель, что примерно в 200 раз превышает массу полезного груза. Например, ракета-носитель тяжелого класса «Ангара-А5», при стартовой массе 780 тонн, выводит на низкую опорную орбиту всего 24 тонны полезного груза, или на геостационарную около 4-х тонн. 

Итак, что имеем? Вот процентное соотношение топлива от общей массы ракеты, необходимое для попадания ракеты с ЖРД на орбиту Земли [1]: 

            Вид топлива                                      Масса топлива от массы ракеты

Твердое ракетное топливо                                                             96%

Керосин-кислород                                                                          94%

Самовоспламеняющееся топливо                                                    93%

Метан-кислород                                                                              90%

Водород-кислород                                                                          83%

Вывод прост: для освоения дальнего космоса, Луны и Марса ЖРД неэффективен.

В настоящее время для взлета с поверхности Луны используются ЖРД. Топливо для них используют привезённое с Земли. В данной статье предложена идея принципиально нового реактивного двигателя у транспортного средства для взлёта с поверхности Луны. А именно, с помощью «Атомного ионного реголитового двигателя Виноградова», топливо для которого на Луне есть в изобилии, следовательно, и стоимость доставки полезных ископаемых (ПИ) на Землю будет многократно меньше, чем таскать топливо с собой с Земли.  Без такого средства освоение Луны, да и Марса, будет не просто неэффективно, но бессмысленно.           

Эта статья является продолжение темы, которая мною была изложена на сайте ПРоАтом в статьях: 23.10.2024 г.  «Лунная микро-АЭС в комплексе по добыче гелия-3, титана и кислорода» [2] и 04.12.2024г. «Атомный луноход на пылевой подушке» [3].

Принцип работы ионного двигателя (ИД) прост – частицы одного типа заряда, положительного или отрицательного, разгоняются электрическим полем до большой скорости, и затем этот поток частиц выбрасывается в пространство через сопло, создавая реактивную силу, см. рис. 1[4]. Для ИД нет никакой разницы с каким зарядом разгонять частицу. Ионизируя молекулугаза ксенона, мы получаем ион ксенона положительного заряда. Ионизируя частицу микропыли реголита, тоже получим частицу положительного заряда, только масса этой частицы будет намного больше массы иона ксенона.

На сегодняшний день уже ясно, что ЖРД почти выработал свой потенциал, и для эффективного освоения большого космоса не пригоден, поскольку:

– Одна из важнейших характеристик эффективности космического двигателя — скорость

выброса вещества. Самая эффективная химическая ракета может выбрасывать горячие

газы из сопла со скоростью 5 км/с;

– Ионные двигатели, могут выбрасывать отдельные атомы (заряженные частицы) со скоростью 90 км/с — такая скорость выброса дает космическому аппарату гораздо более эффективное ускорение;

– Лучшие химические ракеты имеют коэффициент полезного действия (КПД) около 35%, в то время как ионные двигатели имеют КПД 90%;

– К тому времени как ракета выходит на заданную орбиту, все топливо в баках ЖРД  заканчивается. Конечно, ни о каких маневрах или ускорениях в полете в течение недель или даже месяцев, речи идти не может.

– По массе запас рабочего тела ксенона, криптона и др. газов для ИД во много раз меньше требуется чем запас топлива у ЖРД, а если применять разгон заряженных микрочастиц типа пыли реголита, то масса в баках топлива будет ещё меньше. Если разгонять ионы металла, получаемые из отработавших конструкций ракеты, или электроны, отлавливаемые в космосе, то запасов топлива не нужно.

Всё, что изложено выше это критика в адрес ЖРД, дальше рассмотрим всё про ИД.

Состав и свойства пыли реголита на Луне. Состав лунного реголита

Неслоистый, рыхлый, разнозернистый обломочно-пылевой слой, достигающий толщины    нескольких десятков метров. Из других источников: «Постоянная бомбардировка Луны крошечными метеоритами является причиной того, что вся её поверхность, на 9-12 метров вглубь, покрыта слоем  мелкого  раздробленного  спекшегося  вещества, образовавшего  как  бы  слежавшуюся  губчатую  массу.  Этот слой называют реголитом».

Реголит состоит из обломков изверженных пород, минералов, стекла, метеоритов  и  брекчий  ударно-взрывного происхождения, сцементированных стеклом  [5,6].  Оказалось,  что пылевые  частицы,  левитирующие  над поверхностью реголита  в  результате  естественных  процессов  и  поднятые  с поверхности  в  результате  антропогенных  факторов,  вызывают  множество технологических  проблем,  влияющих  на  работоспособность  посадочных аппаратов и их систем, на деятельность астронавтов на поверхности Луны и их  здоровье [2]. Пыль липнет к поверхностям аппаратов и скафандров астронавтов. По гранулометрическому составу реголит  относится    к  пылеватым  пескам    (основная   масса частиц имеет размер 0,03 – 1 мм). Цвет реголита    от тёмно-серого до чёрного,  с    включениями    крупных  частиц, имеющих    зеркальный    блеск.    Частицы грунта обладают    высокой слипаемостью    из-за    отсутствия    окисной  плёнки  на  их  поверхности  и высокой электризации. Кроме того, лунная    пыль    легко    поднимается вверх    от    ударных  воздействий    и    хорошо    прилипает    к    поверхности  твёрдых  тел,    что    доставляло    много    неудобств    участникам  экспедиций «Аполлон».  По утверждению Армстронга,  Олдрина  и  профессора  В. Ф. Скотта [2], в земной атмосфере реголит  имеет  характерный  запах  гари  и отстрелянных пистонов [2].

Из статей «Лунный  грунт  из  Моря  Изобилия». Авт. А.П.Виноградов [7]   //Отв.  ред. А.П.Виноградов. М.: Наука, 1974. 624 с. и «Рентгеноэлектронное  исследование лунного  грунта  из  Моря  Изобилия  и  Моря  Спокойствия», авт. А.П.Виноградов,  В.И.Нефедов, В.С.Урусов,  Н.М.Жаворонков известно, что  именно  Море Изобилия  является  «гелиеносным»  районом на Луне. Это же подтвердили данные картирования, проведенного аппаратом  «Клементина». В лунном грунте из Моря Изобилия  (М.:  Наука,  1974,  с.  319-322)  выделяют в реголите два типа частиц:  угловатые,  похожие  на  только  что  раздроблённую  породу,  и преобладающие  окатанные  частицы  со  следами  оплавления и спекания. Многие из них остеклованы и похожи на стеклянные и металлические капли. По минеральному составу реголита установлено,  что  лунные  моря сложены преимущественно базальтами, а среди пород материков преобладают анортозиты   и их разновидности. Для реголита обоих типов характерно присутствие частиц металлического железа. Например, толщина слоя пыли в месте  высадки  космического  корабля  «Аполлон-15» составляла 15-30 см.

Состав основных пород лунного реголита, Таблица 1[5]

В таблице указан элементный состав лунного  реголита. В составе грунта преднамеренно скрыто или не существует в действительности элементов типа урана, тория и др., зато есть много кислорода, см. Табл. 1 [5]. Исследования показали, что,  несмотря  на  схожесть  с  некоторыми земными  грунтами,  реголит  имеет свойства,  не  характерные  для  грунтов Земли. В пробах реголита, доставленных «Луной-16» и экспедициями «Аполлон» были  обнаружены силикатные стекловидные частицы в форме капли или правильных шариков диаметром 0,05-5 мкм и 40-480 мкм.

Они не встречаются в земных грунтах [2]. Реголит является хорошим  термоизоляционным материалом,  поэтому  на  глубине  нескольких  сантиметров  сохраняется постоянная температура минус 35 ⁰С.

Реголитовая пыль нам нужна только из частиц размером 0,05-5 мкм. Для применения в ИД придется её специально изготавливать на Луне с помощью центрифуг. Эта пыль обладает абразивным свойством, поэтому для разгона заряженных положительно частиц нельзя использовать сеточные электроды, как делали это для разгона ионов газов. Сеточные электроды просто будут быстро разрушаться. Для разгона заряженных частиц реголитовой пыли нужен бесконтактный способ разгона, который, кстати, уже был придуман и испытан. На фотографиях из сборочного цеха видно, что размеры агрегата бесконтактного разгона составляют примерно в диаметре 2-3  метра, в длине около 4 – 6 метров, см. рис. 2,3 и 4. Отличительной особенностью ионного двигателя от ЖРД является то, что ИД не имеет сопла Лаваля, см. рис.2. 

Рис. 2. Вид двигателя со стороны сопла [8].

Рис.3. Вид колец бесконтактного разгона на сборочном участке [8].

Рис. 4. Транспортировка двигателя в сборочном цехе [8].

Кольца бесконтактного разгона частиц имеют характерную форму, см. рис. 3, которая обеспечивает создание бегущей волны электрического поля перед заряженными частицами пыли.

По поводу фотографий рис. 2-4 следует отметить, что в статье «Успешно прошел огневые стыковочные испытания новый российский ионный двигатель», сайт «Военное дело» [8], был также представлен видеофильм испытания двигателя, кадр из которого показан на рис. 5.

Рис. 5. Кадр из видеофильма статьи [8] версии от 16.06.2020 года.

16.06.2020г. Информационное сообщение ГК «Роскосмос»: «Специалисты государственной корпорации «Роскосмос» успешно завершили огневые стыковочные испытания нового ионного двигателя ИД-200КР, который разрабатывается в Центре им. Келдыша. Раскрыт его принцип действия и представлена видеозапись его пуска» [8].

Объединяя в конструкцию все знания про ионный разгон, получим следующее схемное решение «Атомного ионного реголитового двигателя Виноградова» (АИРДВ), см. рис. 6, где: 1 – гибкий трубопровод шнековой подачи реголитовой пыли из баков космоплана; 2 – винтовой завихритель для образования облака пыли; 3 – пылевой поток в ионизационной камере; 4 – ионизационные электроды для создания положительно заряженных частиц пыли; 5 – инжектор электронов; 6 – канал разгона; 7 – группа бесконтактных кольцевых электродов для разгона частиц положительного заряда;  7.1 – 7.4 – порядковые номера электродов;  8 – магнитное, фокусирующее поток частиц, устройство.

Электрическое напряжение для подачи на электроды бесконтактного разгона вырабатывается специальным генератором, который вращается атомным двигателем. Поясню, что такое бегущая волна электрического поля (см. рис.6).

Рис. 6. Схема разгона «Атомного ионного реголитового двигателя Виноградова».

После ионизации частиц пыли и отбора из потока электронов инжектором 5 (нейтрализатором), положительно заряженные частицы поступают на вход канала разгона 6, и далее, попадают в зону влияния электрического поля отрицательно заряженного электрода 7.1. Частицы начинают разгоняться под действием отрицательного поля, и когда поток первого сгустка частиц пролетает под электродом, напряжение на этом электроде надо отключить, чтобы дальше не тормозить их. Поток частиц после электрода 7.1 начинает естественно расширяться, и для его сжатия, чтобы частицы не прикасались стенок канала разгона, т.е. чтобы не изнашивался канал, нужно поток частиц сфокусировать. Поток сжимается магнитным фокусирующим устройством 8. Затем подаётся отрицательное напряжение на электрод 7.2, опять происходит дальнейший разгон первого сгустка частиц. И за электродом 7.2 опять надо сфокусировать поток частиц в канале. И так далее. На схеме рис. 6 условно указано четыре участка разгона электродами, соответственно, 7.1-7.2-7.3-7.4 .

На самом деле их количество необходимо вычислять исходя из требуемой тяги АИРДВ и располагаемой электрической мощности. Поскольку масса частиц пыли реголита во много раз больше массы ионов ксенона, то расстояние между электродами, т.е. длина участков разгона, получилась больше из-за сил инерции.  

Мощность электрического генератора мы заложили в расчеты исходя максимального количества, не использованного в термодинамическом цикле тепла, которые сможем сбросить в окружающую среду на Луне и в космосе. Получилось, что на разгон мы можем потратить около 5 МВт. Это электрогенератор, который запитывает электрические обмотки электродов разгонного блока по очереди с требуемой периодичностью. Да, установка в целом всё равно "реактивная", но её КПД в разы выше, чем у обычных ракет. При меньшей массе топлива, в данном случае пыли реголита, мы получаем более высокую скорость в итоге, и большую тягу. Конечно, можно увеличить электрическую мощность еще в 2 раза, применив охлаждение реактора местным реголитом на время старта, секунд так на 20, а после сбросить мощность до 5 МВт. Это даст увеличение реактивной силы в 2 раза, и возможен старт космоплана с Луны с большей полезной нагрузкой, тонн так до 100. И притяжение на Луне меньше, чем на Земле.

Не буду загромождать статью выкладками расчетов, поскольку любой инженер может это сделать карандашом на листочке бумаги, приведу лишь ответы на вопросы эксперта:

1. Каков заряд частицы пыли перед её разгоном? 

В таблице 1 на стр. 4 приведен поэлементный состав лунного реголита, т.е. указаны химические формулы. У каждого химического элемента (Fe, Ti, O, Mg, Si, Ca и т.д.) есть свой порог отрыва электрона электрическим разрядом. Для гарантии отрыва электрона от всех 11-ти элементов, применим максимальное напряжение разряда больше, чем у элемента с максимальным порогом. Предположим, что в частице пыли присутствуют все элементы, указанные в таблице 1, и более того, количество элементов намного больше, чем один. Тогда минимальный заряд частицы будет равен сумме зарядов электронов от всех элементов, если будет оторван хотя бы один электрон от одного элемента в частице. На самом деле будут отрываться электроны практически от всех элементов, входящих в частицу, и суммарный заряд частицы, конечно, будет больше. Но для расчета разгона возьмём минимальный заряд частицы Q. Количество элементов 11. 

Q = q_e*11= 11*1,602189E-19  = 1,76E-18 Ку,

где q_e - заряд одного электрона = 1,602189E-19 Ку.

Всё это, конечно, предположения, нужно проводить прямые эксперименты.

2. Какова масса частиц пыли реголита перед разгоном?

Какой массовый расход пыли подаем перед разгоном в канал, такая же масса будет в струе. Масса не исчезает.

3. На какую тягу хватит мощности атомной электрогенерирующей установки

(т.е. 5 МВт эл.)?

Принято считать, что ионные двигатели (ИД), могут выбрасывать отдельные атомы (заряженные частицы) со скоростью 90 км/с и имеют к.п.д. 90%. Это значит, что 90% электрической энергии преобразуется в кинетическую энергию N_стр истекающей струи, т.е. N_стр  = 5 МВт * 0,9 = 4,5 МДж/с.

Мощность N_стр реактивной струи:

N_стр = (m*W²) /2, размерность Вт = Дж/с,

где m - масса разгоняемых частиц пыли в струе, кг/сек; примем для расчета диапазон от 0,1 до 20 кг/с; W - скорость струи, м / с.

Вывод формулы тяги  реактивного двигателя  базируется  на 3-ем  законе Ньютона,  при  условии,  что  поток рабочего  тела  по  тракту рассматривается стационарным. Стационарным называется движение, при котором расход газа  во  всех поперечных  сечениях  канала одинаков  и  не  зависит  от  времени,  а параметры  газа  в  указанных сечениях,  включая  входные, постоянны,  и  также  не  являются функцией времени. Согласно формуле тяги, [9], стр. 282, сила тяги P_тяг :

P_тяг = m * W; где m - массовый расход пыли, кг/с, W - скорость струи, м/с.         

Из расчета для электрической мощности 4,5 МВт получим следующие значения:

Для массового расхода m,    Скорость струи W,         Тяга P_тяг,                Тяга P_тяг

            кг/с,                                        м/с                       Н = кг*м/с²                              тс

            0,1                                          9486                           949                                  0,097

            0,5                                          4242                           2121                            0,216

            1                                             3000                           3000                            0,306

Для  электрической мощности 300 МВт:

            10                                           7348                           73485                         7,49

            20                                           5196                           103923                        10,59

Тяга в 3000 Ньютон при электрической мощности 4,5 МВт – это наилучшее значение для ИД на сегодняшний день. Но для старта с Луны и Марса слишком мало, нужно как минимум 400 – 600 тс. Например, у ЖРД  РД-180 тяга в вакууме  423,4 тс. Сравните, у ИД при электрической мощности 300 МВт тяга будет всего 10,59 тс.

Сегодня такой атомный электрогенератор на 800 МВт компактным, легким и не требующим сброс тепла достаточно трудно сделать, нужны табличные данные на новые материалы и теплоносители.

4. Что будет с пылью на месте старта, будет ли загрязнение Луны и космического пространства пылью. (Вопросы экологии вообще ещё не рассматривались)?

Гравитация есть, значит, пыль осядет на поверхность Луны. В дополнение к естественному процессу электроны, испускаемые горячим электродом, см. рис. 1, нейтрализуют положительный заряд ионного пучка из частиц пыли реголита, истекающего из двигателя. Но пыли будет больше от поднятой с поверхности Луны, чем от пыли выхлопа двигателя (0,1 кг/сек). А пыль из двигателя будет иметь температуру больше 3000⁰ С, т.е. будут на выходе капельки оплавленных частиц реголита. Будет ли запыление планеты и ближайшего космоса – это не известно.

В заключение несколько слов про статьи и «сборочный цех» на фотографиях, см. рис. 2 – 4,7. В сегодняшних статьях из архивов различных сайтов пропало слово «стыковочные», а ведь изначально был текст ТАСС: «16 июня 2020 г. Специалисты Роскосмоса успешно закончили огневые стыковочные испытания нового ионного двигателя...». На рис. 7[4] показана фотография сборочного стенда, на котором действительно, по всей видимости, проводят стыковочные испытания. А именно, слева на ложементах находится ЖРД, а справа соосно расположен на ложементах ИД такого же диаметра, примерно 2-3 метра. Таков, видимо, и диаметр собираемой ракеты. Можно предположить, что ЖРД предназначен для вывода ракеты на начальном этапе на высоту примерно 400 км от поверхности Земли, а далее происходит отстыковка ЖРД, и ракета разгоняется с помощью ИД до планеты. Да, такой способ вывода ракеты в дальний космос реален, и выгоден будет экономически. Но в открытых публикациях про это ни слова.

А фотографии не уничтожили. И эта ракета явно и не «Зевс», и не «Нуклон».

Рис. 7. Стыковочные испытания [4].

Рис.8.

Информация для сравнения ИД с ЖРД

                        РД-180                     

Полная масса:      5950 кг

Сухая масса:         5 480 кг

Тяга:

Вакуум:423,4тс
Уровень моря:   390,2тс

Удельный импульс:

Вакуум:337,8c
Уровень моря:       311,3 с

Время работы:      270     c

Расход массы        1.3  т/с

Мощность               12 МВт

Высота:                 3 600 мм

Диаметр:              3 200 мм

Заключение

Сегодняшние конструкторы с недоверием относятся к применению в качестве теплоносителей для охлаждения атомного реактора гранулированных (сыпучих) материалов, таких как песок, дробь, пыль и др. Недоверие возникает от незнаний. В сегодняшних курсах ВУЗов по атомному профилю про такие теплоносители вообще ни слова. А старым кадрам конструкторов, которым уже за 60, это не надо знать, дожить бы до пенсии без проблем и напряга. В этом плане меня поразила одна фраза: «Ты ещё нашей бабе предложи такую разработку с песком вместо воды, она или в обморок упадет, или тебя пошлёт далеко..».  Их можно понять, им нужно делать конструкции, которые заведомо уже работали, и будут работать, и главное, за которые платят много. Оторваться от воды, жидкого свинца и натрия, в качестве теплоносителей, они в принципе не могут. А новые гранулированные теплоносители требуют экспериментов, новых формул расчета и т.д. и т.п. Это риски и сроки, а в разорванной в 90-е годы экономике, сроки и деньги ограничены. И зачем летать на Луну, если ещё на Земле множество не решенных проблем, в частности, проблема с большой стоимостью электроэнергии на мега-АЭС. О космическом грузовике с ЖРД, который будет вывозить с Луны 100 тонн полезных ископаемых, можно и не мечтать.

Так что, настоящая статья будет восприниматься менеджерами, чиновниками и конструкторами как фантастика, как «полет на Луну верхом на ядре». Этой идее уже  почти как два года исполнится. За это время инициативной группой были проработаны многие вопросы, что позволяет разработать ТЗ на НИОКР. Посмотрим в будущее с улыбкой. Кстати, подходит и фраза Сергея Павловича Королёва, выбитая на камне, см. рис. 9 фото ниже.

Спасибо за внимание!

Мнение конструктора космической техники о полете на Марс

Экс-генеральный директор РКК «Энергия», конструктор космической техники  Николай Севастьянов начал с подсчета финансов, которые понадобятся для полета на Марс. 

– Только на создание МКС (без эксплуатации) было затрачено 150 миллиардов долларов,  сказал он. – Сумма на один полет на Марс, высадку и возвращение людей, по примерным подсчетам, превысит 400 млрд. (!) долларов. И это притом, что бюджет всех космических агентств мира составляет 100 млрд. долларов в год...  Понятно, что есть желание лететь на Марс, но есть и экономическая сторона вопроса. Тем не менее, мы понимаем, что человечество не будет стоять на месте. Я сравниваю космонавтику с альпинизмом: многие стремятся к Эвересту, хоть это и сопряжено с огромным риском... На мой взгляд, если нам и двигаться к освоению дальнего космоса, то, в первую очередь, с целью добычи там ресурсов. И ближайшей целью должен быть не Марс, а Луна. Возможно, она же станет и первой ступенькой к Марсу, предваряя сборку на лунной орбите больших марсианских комплексов.

– Тревожно становится за Землю, как бы мы своей такой деятельностью не ускорили ее кончину, поскольку запуски космических систем не проходят бесследно для нашей экологии, сказал Семенкин. – Ведь для того, чтобы вывести 400 тонн (а именно такой комплекс понадобится нам для полета на Марс. Авт.) на околоземную орбиту, суммарный вес ракетоносителей должен быть в 20 раз больше!

В качестве альтернативы он поддержал предложение из «Энергии» летать на Марс с малой тягой на электроракетных двигателях. Да, они будут лететь не месяцы, а, возможно, годы, но при этом до Марса долетит до 80% массы от той, которую мы выведем на орбиту Земли. 

Автор: НАТАЛЬЯ ВЕДЕНЕЕВА. Опубликовано в газете «МК»  №29497 от 4 апреля 2025. Статья с названием: «Встречай нас, красная планета».

Для сравнения приведем объемы государственного финансирования гражданских космических программ в 2004 г., млрд. долл.: США — 15,4; Европа — 4,35; Япония — 3,0; КНР — 2,5; Индия — 0,59; Россия — 0,53. Россия по объему финансирования на полтора порядка отставала от США и Европы и находилась на уровне Индии, опережая  только Бразилию [9, стр.223].

Таким образом на 05.05.2025 г. по факту какие возможности имеются:

1. Посадка и взлет с планет Земля, Луна и Марс возможны только ракетой, снабженной ЖРД, и имеющей большой запас жидкого топлива. Посадка на Земле возможна на парашютах с системой мягкой посадки, поскольку у Земли есть воздушная атмосфера. У Луны нет атмосферы вовсе, а у Марса есть слабая атмосфера, что исключает посадку на парашютах.

2. Посадка и взлет с планет Луна и Марс возможны ракетой, снабженной ИД, и запас рабочего тела (топлива) требуется намного меньше, чем жидкого топлива для ЖРД. Но требуется большая, 300-800 МВт электрическая мощность атомной электрогенерирующей установки, что в свою очередь требует сброс неиспользованной в газотурбинном термодинамическом цикле тепловой мощности в окружающую среду, а это примерно 50% от всей тепловой мощности атомного блока (при к.п.д. 50%). Такую мощность, согласно имеющимся на сегодня знаниям, сбросить в окружающую среду в космосе, на Луне и Марсе, не представляется возможным в разумных размерах теплообменников.

3. Посадочный аппарат миссии США на Луну, как видно на фотографиях, не имели больших размеров баков для жидкого топлива, что ставит под сомнение возможность взлета астронавтов с Луны.

4. Конечно, в качестве пиара, можно осуществить взлет с Земли ракеты с ЖРД, а полет до Марса выполнять с помощью ИД, и посадку на Марс делать с помощью ЖРД, и накапливать частями несколькими посадками топливо для будущего взлета с Марса с помощью ЖРД. Но Россия экономической выгоды от таких манипуляций не получит, только «потоптаться на поверхности Марса» и газетный пиар: «Россия впереди ...».

5.  Считаю, что нужны технические идеи принципиально нового мощного микро реактора с малыми массой и габаритами, не требующим большого сброса тепла, т.е. реактор + электрогенератор должны иметь к.п.д. близкий к 100%. Для этой работы стоит разработать ТЗ на НИиОКР. Без такого электрогенератора ИД никакого эффекта не даст.

6. Нужно провести измерения физических свойств (массовые коэффициенты ослабления электронов в материалах, удельная теплоемкость при диапазоне рабочих температур ядерной установки, скорость звука в новых теплоносителях, вязкость и т. д.) для теплоносителей таких, как потоки гранулированных частиц, слабой плазмы, смесей газов с электронами, ионно модифицированных газовых смесей и т.п. Этих справочных данных нет, а они нужны для конструирования и расчета микро реакторов. Нужно найти молодого академика или членкора, который объединил бы все эти исследования в стройную теорию, получил бы расчетные формулы, сформулировал федеральную программу для Правительства РФ и получил бы под эти работы финансирование.

            Жду полезных советов и замечаний по статье. Авт. А. Виноградов.

ЛИТЕРАТУРА:

1. Жестокость формулы Циолковского, авт. atomlib 9 ноя 2014.

2. PRoAtom, 23.10.2024 г. «Лунная микро-АЭС в комплексе по добыче гелия-3, титана и кислорода».

3. PRoAtom, 04.12.2024г. «Атомный луноход на пылевой подушке».

4. Ионные реактивные двигатели _ Авторская платформа Pandia.

5. Реголит – лунный грунт, его минеральный и химический состав. pdf

6. ЛУННЫЙ ГРУНТ: СВОЙСТВА И АНАЛОГИ. АН СССР, ИНСТИТУТ ГЕОХИМИИ И АНАЛИТИЧЕСКОЙ ХИМИИ ИМ. В.И.ВЕРНАДСКОГО, 1975 Г.

7. Лунный  грунт  из  Моря  Изобилия, авт. А.П.  Виноградов//Отв.  ред. А.П.Виноградов.—  М.:  Наука,  1974.—624с.

8. Успешно прошел огневые испытания новый российский ионный двигатель. Военное дело, Автор: СЕРГЕЙ КОМАРИН, Редактор. 16.06.2020.

9. Развитие ракетно-космических систем выведения: учебное пособие /

  Б. К.  Ковалев. —  Москва: Изд.  МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2014. — 398, [2] с.: ил..