Многоразовые межорбитальные буксиры мегаваттного класса: проблемы и перспективы

Полный текст

Введение[****] Многоразовые межорбитальные буксиры (ММБ) для полетов к Луне, Марсу и другим телам солнечной системы прорабатываются с начала космической эры. Принципиальным является наличие в составе космического буксира энергоустановки на базе ядерных реакторов или солнечных батарей электроплазменных двигателей, питаемых энергоустановкой, и полезной нагрузки, включающей научную аппаратуру и системы обеспечения жизнедеятельности космонавтов. Газо- и паротурбинные ядерные реакторы имеют вращающиеся элементы большой размерности на борту космического корабля (турбины и генераторы) при длительном ресурсе без возможности технического обслуживания и ремонта, а также связаны с необходимостью компенсации кинетического момента вращающихся систем. Использование солнечной энергии носит статический характер, cолнечные батареи (СБ) просты по конструкции и надежны. Имеется богатый опыт их использования на космических аппаратах начиная с третьего искусственного спутника Земли (ИСЗ). ММБ предназначены для решения следующих основных задач: - доставки космических аппаратов (КА) на геостационарную орбиту (ГСО) или другие высокие околоземные орбиты; - доставки КА в точки либрации системы «Земля - Луна»; - доставки КА на окололунную орбиту; - энергоснабжения аппаратуры КА в точках доставки; - выполнения работ по очистке околоземных орбит, включая ГСО, от неработающих спутников и космического мусора; - транспортно-энергетического обеспечения экспедиции на Марс и др. 1. Ядерные энергетические установки (ЯЭУ) После значительного снижения темпов разработок в период перестройки и последующего времени Центр Келдыша в 2009-2010 годах инициировал так называемый Президентский проект с целью создания транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) на основе ядерных энергетических установок мегаваттного класса с реактором по газотурбинной схеме (схеме Брайтона) [1]. Открытие направления газотурбинной схемы многими специалистами в отечественной космической энергетике воспринимается неоднозначно. В советский период был осуществлен широкий фронт работ по проектным, конструкторским, материаловедческим вопросам, а также большой комплекс экспериментальных исследований и отработки ключевых элементов термоэмиссионной схемы ЯЭУ, показавших ее преимущества по отношению к газотурбинной и выведших нашу страну в лидеры по разработкам космических ЯЭУ [1-3]. Был создан большой научно-технический задел по ЯЭУ и электроракетным двигательным установкам (ЭРДУ) для ММБ «Геркулес», включая создание высокотемпературных конструкционных, электродных, магнитных и электроизоляционных материалов, разработку технологии изготовления из них узлов и агрегатов, испытания модуля и полномасштабного нейтронно-физического макета термоэмиссионного реактора. Сложилась мощная научно-техническая кооперация, в том числе с институтами и предприятиями, находившимися в союзных республиках. В настоящее время многие возможности утеряны и создание столь сложной системы, как ЯЭУ, в значительной мере осложнено. В США ЯЭУ для ММБ мегаваттного класса не разрабатывались. 2. Сравнение солнечных энергетических установок (СЭУ) и ЯЭУ Важнейшие недостатки ЯЭУ, в случае недооценки методов и средств обеспечения их безопасности, могут многократно перекрыть их потенциальные преимущества. Прежде всего, это: - катастрофические последствия при возможных авариях в космосе, при создании и отработке в наземной инфраструктуре, а также при запусках с Земли и возвращении на Землю; - сложности с техническим обслуживанием и ремонтом на орбите в процессе эксплуатации (привлечение космонавтов невозможно, а робототехника значительно усложняет систему и снижает в целом ее надежность); - невозможность использования на околоземных орбитах высотой менее 800-900 км в силу принятых ООН ограничений; - необходимость специфической утилизации или захоронения после окончания срока эксплуатации как самих реакторов, так и создающей их наземной инфраструктуры. За последние годы в СЭУ космического назначения был достигнут значительный прогресс: - показана возможность увеличения удельной мощности на небольшой СБ летавшего космического аппарата до 5000 Вт/кг (удельная масса 0,2 кг/кВт по сравнению с 12,6 кг/кВт на ЯЭУ «Геркулес»); - КПД фотоэлектронных преобразователей на многопереходных гетероструктурах доведен до 40 %, в перспективе - до 58 %; в США в лабораторных условиях с применением нанотехнологий получен КПД кремниевых ФЭП, равный 42 % и более. Разрабатываемые в США и Японии проекты космических солнечных электростанций (КСЭС) предполагают использование солнечных батарей мощностью до 10 ГВт [4]. Достижения в области солнечных батарей базируются на интенсивно развивающихся во всем мире нанотехнологиях и аналогично достижениям в радиоэлектронике в перспективе могут быть разнообразны и чрезвычайно эффективны. Технология СБ зависит от масштаба производства и при промышленном масштабном производстве может стать относительно дешевой. По сравнению с ЯЭУ во всем диапазоне мощностей, в том числе при высоком уровне мощности (МВт - ГВт), солнечные энергоустановки имеют следующие преимущества: - простота конструкции - не имеют высокотемпературных контуров, холодильников-излучателей, вращающихся турбин, делящегося урана, радиационной защиты и т. п.; - экологическая чистота - не несут катастрофических последствий при авариях в космосе, при создании и отработке на Земле, а также при запусках с Земли и возвращении на Землю; - возможность технического обслуживания и ремонта на орбите в процессе эксплуатации; - отсутствие проблем с утилизацией или захоронением; - уменьшение стоимости при крупномасштабном производстве; - удельные (Вт/кг) характеристики лучше в 10 и более раз; - многолетний (начиная с третьего ИСЗ) успешный опыт создания и эксплуатации на подавляющем большинстве КА (более 1000) отечественного и зарубежного производства; - большие перспективы к совершенствованию в плане развития нанотехнологий; - относительная простота в наземной отработке; - бескаркасное центробежное исполнение и автоматизированные раскрытие и сворачивание на орбите, отсутствие в таком исполнении геометрических ограничений для любых, просматриваемых даже в дальней перспективе задач; - возможность относительно простого увеличения масштаба СЭУ; - огромные финансовые, организационные и научно-технические ресурсы не требуются; - быстрая окупаемость в силу большой коммерческой эффективности и спектра приложений; - широкое поле наземного использования; - наличие для СЭУ (по причине большей простоты) сохраненной и даже развитой производственной и испытательной базы, по сравнению с ЯЭУ, для которых необходима более сложная производственная и испытательная база, а также кооперация с институтами и предприятиями союзных республик СССР, связь с которыми в значительной мере утрачена. Следует также считаться с мнением международного сообщества и правительств ведущих стран мира, в целом отрицательно относящихся к выносу в космос ядерной энергетики после аварий в Чернобыле и особенно в Фукусиме. Сегодняшнее ее использование связано с безальтернативностью в энергетических ресурсах для существования и развития многих стран. Ситуация кардинально меняется при создании космических солнечных электростанций, транслирующих СВЧ или лазерную энергию на Землю, имеющих одинаковую с солнечными буксирами проектно-конструкторскую базу. В Японии, Китае, США, Канаде, Индии, Англии, Израиле и Евросоюзе проводится в настоящее время интенсивная разработка КСЭС [4]. 3. Электроплазменные двигатели Удельная тяга двигательных установок на базе электроплазменных двигателей значительно превосходит тягу жидкостных ракетных двигателей (ЖРД): 100 000-70 000 и 2500-4500 м/сек соответственно, а их электропитание может быть обеспечено ядерным реактором или солнечной батареей. Разработки электроплазменных двигателей проводятся с начала космической эры. Среди многочисленных схем электроплазменных двигателей наибольшее распространение получили две - холловских двигателей с внешним магнитным полем, в которых замкнутый дрейф электронов играет ключевую роль, создавая в плазме сильное внутреннее электрическое поле, отвечающее за работу двигателя [5]. Это стационарный плазменный двигатель (СПД) и двигатель с анодным слоем (ДАС). Двигатели типа СПД производства ФГУП КБ «Факел» используются в качестве двигателей коррекции орбиты и ориентации относительно центра масс на многих отечественных и зарубежных КА (рис. 1). Рис. 1. СПД на испытательном стенде [Figure 1. Stationary plasma engine at the test bench] Источник: Военный обзор. URL: https://militaryarms.ru/ novye-texnologii/plazmennye-dvigateli/ (дата обращения: 17.09.2020). Source: Voennyi obzor. Available from: https://militaryarms.ru/ novye-texnologii/plazmennye-dvigateli/ (accessed: 17.09.2020). Создание ионных двигателей большой мощности столкнулось с проблемой охлаждения сеток большой размерности. Для целей коррекции орбиты и ориентации современных КА относительно центра масс достаточна размерность двигателя по мощности от 300 Вт до 4 кВт. Имеются проекты на мощность 25 и 50 кВт. Однако для будущих транспортных буксиров мощностью порядка мегаватта сегодняшние разработки недостаточны по размерности. Предлагаемый набор требуемой мощности большим количеством малых двигателей возможен в весьма широких пределах, однако в целом нецелесообразен по следующим соображениям. Во-первых, как известно из электротехники, эффективность большой электрической машины выше, чем малой. Во-вторых, каждый малый двигатель имеет достаточно сложные системы подачи рабочего тела и подвода электроэнергии для обеспечения собственных систем (анодного тока, катода-компенсатора, магнитной системы и т. д., до 7 систем). Тиражирование таких систем нецелесообразно. По этим причинам встает проблема создания одного или нескольких электроплазменных двигателей мощностью порядка мегаватта [6]. Увеличение мощности единичного модуля приводит к эффективному повышению компактности двигательной установки в целом. НИЦ «Курчатовский институт» выходит с предложением создать такой инновационный двигатель, который будет обладать возможностью регулирования тяги и удельной тяги (N = P · Pуд, где N - мощность, P - тяга, Pуд - удельная тяга) при заданной мощности, большим ресурсом работы и надежностью, универсальностью по отношению к рабочему веществу, высокой энергетической эффективностью. Аналогичный двигатель создан и испытан в США по программе VASIMR в июле 2008 года на аргоне мощностью 30 кВт со сверхпроводящим магнитом и полупроводниковыми радиочастотными генераторами для раздельного нагрева за счет циклотронного резонанса электронной и ионной компонент плазмы [7] и является прототипом мегаваттных систем. Электромагнитные силы используются для удержания и разгона плазмы в магнитном сопле, образованном открытой магнитной ловушкой «бутылочного» типа. За ускорение плазмы ответственен «адиабатический инвариант», когда в меняющейся конфигурации магнитного поля поперечное оси системы вращение заряженных частиц переходит в продольное ускорение. Явление хорошо изучено в термоядерной проблеме. В НИЦ «Курчатовский институт» имеется большой научно-технический задел и экспериментальная база, созданные в результате многолетних экспериментальных и теоретических исследований в области физики плазмы и управляемого термоядерного синтеза, необходимые для создания подобного двигателя. 4. Конструктивный облик центробежной СЭУ ММБ Преимущества использования центробежных конструкций. Сравнительный анализ по ряду проектов крупногабаритных космических конструкций солнечных парусов, отражателей солнечного излучения для освещения районов Земли отраженным с орбиты солнечным светом, КСЭС, а также разработанных проектов солнечных батарей связных систем, которые могут рассматриваться как аналоги СЭУ ММБ, указывает на существенные преимущества использования бескаркасных формируемых центробежными силами конструкций солнечных батарей. Основными преимуществами являются: - значительно меньшая масса конструкции из-за отсутствия жесткого каркаса, который составляет до 90 % общей массы каркасных конструкций; - меньшая стоимость технологии изготовления; - простота конструкции, ее высокая надежность; - большая возможность наземной модельной и поэлементной отработки; - управление ориентацией в пространстве на гироскопическом принципе без расхода рабочего тела (за счет излома оси двух противовращающихся конструкций в шарнире на базе пьезокристаллов). В рамках темы Министерства общего машиностроения «Знамя» был запланирован и осуществлен 4 февраля 1993 года уникальный космический эксперимент на транспортно-грузовом корабле (ТГК) «Прогресс» вблизи орбитальной станции (ОС) «Мир» (рис. 2) [8-11]. Центробежная конструкция из пленки майлар была диаметром 20 м и весила 4 кг. В космическом эксперименте, носившем название «Знамя-2», было осуществлено раскрытие конструкции из уложенного состояния и переориентация раскрытой конструкции в пространстве с демпфированием возникающих при этом колебаний. Эксперимент подтвердил перспективность направления разработки центробежных бескаркасных конструкций, в том числе для создания ММБ. а б Рис. 2. Космический эксперимент «Знамя-2», съемка с борта ОС «Мир»: а - центробежная конструкция на ТГК «Прогресс» в полете над океаном; б - фото отражателя на фоне космического пространства [8] [Figure 2. Space experiment “Znamya-2”, filming from the orbital station “Mir”: a - centrifugal structure onboard “Progress” spacecraft in flight over the ocean; б - photo of the reflector against the background of outer space [8]] Отверждаемые конструкции относятся к каркасным конструкциями, переориентация которых в пространстве осуществляется за счет использования рабочего тела. При большом масштабе конструкции (сотни метров) и длительном ресурсе работы количество требуемого для переориентации рабочего тела составляет недопустимо большую величину. Тяжелые гироскопы также не справляются с этой задачей при большой размерности. Орбитальный эксперимент указал на невозможность получения достаточной для СБ плоской поверхности. Из-за допусков на раскрой в космическом эксперименте даже всего на 10 м конструкции, аналогичной приведенной на рис. 2, наблюдался выход из плоскости, равный нескольким метрам. Форма секторов была различна и непредсказуема. Что было бы с отверждаемой конструкцией при размерности в несколько сотен метров? Требования к точности поверхности солнечных батарей значительно ниже требований к поверхности отражателей для освещения с орбиты отраженным солнечным светом районов Земли, подразумевающих максимальную зеркальность. Солнечная батарея функционирует при отклонении от нормали к поверхности солнечного луча до 10-12°. Это достаточно большая величина, и при использовании неразрезной конструкции полотна солнечной круговой центробежной батареи такое отклонение может быть обеспечено. Принципиальная конструктивно-технологическая схема СЭУ ММБ. На ближайшем этапе создания солнечного буксира целесообразно использовать схему с центробежными солнечными батареями и электроплазменными двигателями, так как ее элементы отрабатывались в течение многих десятилетий и имеется большая технологическая и научная база. На основании сравнительного анализа проектов возможных прототипов солнечного буксира может быть предложен конструктивный облик центробежной СЭУ ММБ, приведенный на рис. 3. Аналогично принятой в Японии модульной концепции построения КСЭС [4] перспективна возможность модульного построения ММБ, приводящая к концепции осуществления миссии многими однотипными аппаратами, что принципиально эффективнее использования одного аппарата. Создав базовый модуль относительно небольшой размерности, что технологически проще создания одного крупномасштабного объекта, будет создана база для обеспечения миссий любой размерности путем суммирования стандартных модулей меньшей размерности (поезд из отдельных вагонов). Рис. 3. ММБ с центробежной солнечной батареей: 1 - пленочная поверхность солнечной батареи; 2 - маховик противовращения; 3 - электропривод СБ; 4 - ось вращения; 5 - электропривод маховика; 6 - ось вращения маховика; 7 - шарнир излома осей вращения [8] [Figure 3. Reusable interorbital tugs with a centrifugal solar battery: 1 - the film surface of the solar battery; 2 - counter-rotating flywheel; 3 - solar battery electric drive; 4 - axis of rotation; 5 - electrical flywheel drive; 6 - the axis of rotation of the flywheel; 7 - hinge of the fracture of the axes of rotation [8]] 5. Оценка проектных параметров центробежной солнечной батареи ММБ на мощность 1 и 5кВт Представим оценку основных проектных параметров пленочных центробежных аморфнокремниевых СБ для ММБ размерностью 1 (табл. 1) и 5 (табл. 2) кВт, сделанную по приведенной в [8] методике. В качестве основного варьируемого параметра используется удельная масса площади поверхности β, кг/м2 (β = ρh, где ρ - удельная масса, h - толщина материала), поскольку этот параметр интегрально учитывает все технологические особенности СБ, с одной стороны, а с другой стороны - определяет все важнейшие проектные параметры СБ, приведенные в табл. 1 и 2: Rk - радиус СБ; М - массу СБ; γ - удельную мощность, Вт/кг; Екин - энергию на раскрытие; Т0 - время раскрытия; J - момент инерции СБ; Jw - кинетический момент; w - угловую скорость вращения СБ, выбранную из условий прочности материала подложки СБ и усиливающих элементов. Еще одним удельным параметром является удельный энергосъем λ, Вт/м2, связанный с другими удельными параметрами соотношением γ = λ / β. Через hст и hпол обозначены толщина подложки СБ из стали и полимера, через m -количество топлива при возможном раскрытии системы химическими двигателями. Таблица 1 Проектные характеристики СБ мощностью N = 1 МВт, Rk = 60 м [Table 1. Design characteristics of a solar battery with a capacity of N = 1 MW, Rk = 60 m] b, кг/м2 [kg/m2] М, 103 кг [kg] g, Вт/кг [W/kg] hст, м [hsteel, m] hпол, м [hpolymer, m] J, 107 кг м2 [kg m2] Jw, 106 кг м2/с [kg m2/s] m, 103 кг [kg] Екин, 106 Дж [Еkinetic energy, 106 J] Т0, ч [h] 0,01 0,11 9091 1,2 . 10-6 7,143 . 10-6 0,02 0,008 0,011 0,064 0,05 0,03 0,33 3030 3,75 . 10-6 2,25 . 10-5 0,067 0,028 0,045 0,21 0,16 0,1 1,1 909,09 1,25 . 10-5 7,143 . 10-5 0,2 0,8 0,11 0.64 0,55 0,3 3,3 303,03 3,75 . 10-5 2,25 . 10-5 0,67 2,8 0,345 2,1 1,6 1 11 90,909 1,25 . 10-4 7,143 . 10-4 2 8 1,1 6,4 5,5 Таблица 2 Проектные характеристики СБ мощностью N = 5 МВт, Rk = 140 м [Table 2. Design characteristics of a solar battery with a capacity of N = 5 MW, Rk = 140 m] b, кг/м2 [kg/m2] М, 103 кг [kg] g, Вт/кг [W/kg] hст, м [hsteel, m] hпол, м [hpolymer, m] J, 107 кг м2 [kg m2] Jw, 106 кг м2/с [kg m2/s] m, 103 кг [kg] Екин, 106 Дж [Еkinetic energy, 106 J] Т0, ч [h] 0,01 0,55 9091 1,25 . 10-6 7,143 . 10-6 0,11 0,44 0,074 0,09 0,07 0,03 1,45 3030 3,75 . 10-6 2,25 . 10- 0,38 1,46 0,245 0,3 0,23 0,1 5,5 909,09 1,25 . 10-5 7,143 . 10-5 1,1 4,4 0,74 0,9 0,7 0,3 14,5 303,03 3,75 . 10-5 2,25 . 10-4 3,8 14,6 2,45 3 2,3 1 55 90,909 1,25 . 10-4 7,143 . 10-4 11 44 7,4 9 7 6. Использование электромагнитных ускорителей для вывода на опорную орбиту В перспективе создания большого числа солнечных ММБ и КСЭС в течение 30-50 лет для выведения их в космос многообещающим видится использование электромагнитного ускорителя с полосой разгона порядка 10 км, геометрически подобной лыжному трамплину [12]. Ускоритель должен строиться рядом с крупной электростанцией и использовать горный рельеф местности (например, около Саяно-Шушенской ГЭС). Подобный проект разработан в Центральном аэрогиродинамическом институте имени Н.Е. Жуковского (ЦАГИ), где один килограмм выводимого на опорную орбиту груза по стоимости оценивается в 30 долл. по сравнению с 10-20 тыс. долл. при использовании системы «Спейс Шаттл». Направление электромагнитных ускорителей интенсивно разрабатывается в США. Основное преимущество подобных ускорителей в отсутствии необходимости использования ракетных топлив, учитывая возможность их подорожания, и отрицательного влияния на экологию окружающей среды при сжигании топлива в атмосфере. 7. Транспортные буксиры с использованием воды для производства ракетных топлив в космосе Альтернативные варианты солнечных и ядерных энергоустановок мегаваттного класса для межорбитальных и межпланетных многоразовых буксиров с мощной электроракетной двигательной установкой должны рассматриваться в неразрывной связи с общим научно-техническим прогрессом и перспективными направлениями развития космической техники в целом. Среди наиболее масштабных из перспективных направлений - проекты по получению кислородно-водородных топлив в космосе и созданию КСЭС для беспроводной передачи электроэнергии на Землю. Наличие в космосе громадных запасов льда (хвосты и ядра комет, полюсные шапки Марса, выход льда из разломов на Луне шириной до 60 км, возможность накопления запасов воды запусками ракет) открывает широкую перспективу электролизного получения кислородно-водородных ракетных топлив непосредственно в космосе для стартов с космических тел и транспортных операций. Прорабатываемые в этом направлении концепции открывают новые подходы к созданию транспортных космических систем, а именно не требующих тяжелых носителей и транспортных буксиров на малой тяге. Освоение околоземного космического пространства, Луны и Марса и неизбежное подорожание традиционных топлив, связанное с исчерпанием углеводородов, делает создание технологий выработки ракетных топлив в космосе для старта с космических тел и транспортных операций весьма актуальным. При этом может быть многократно увеличена скорость транспортных операций, необходимая для уменьшения воздействия на космонавтов галактического и солнечного излучения. Академик В.П. Глушко, будучи руководителем РКК «Энергия» имени С.П. Королева, в конце 80-х годов прошлого века говорил, что очень много думал на эту тему и все космические полеты надо осуществлять на химических двигателях. В применении к ММБ, как в то время, так и сейчас, концепция ЯЭУ или СЭУ и плазменных двигателей малой тяги с высокой удельной тягой считается оптимальной. Концепция кислородно-водородного топлива, производимого в космосе, значительно более эффективна и отвечает предвидению В.П. Глушко. Конечно, требуется создание новой элементной базы, но это и есть развитие космонавтики. 8. Оценка стоимости работ по ММБ Оценка стоимости создания ММБ мощностью 1 МВт может быть дана на основе стоимости СБ, которая для наиболее применимой для СЭУ тонкопленочной аморфнокремниевой (a-Si) СБ составляет 80 долл./Вт. Тогда, умножая эту цифру на мощность 1 МВт = 106 Вт, имеем 80 долл./Вт . 106 Вт = 80 млн долл. В состав работ входят разработка проектно-конструкторской документации на конструкцию СБ и агрегат ее раскрытия, а также КА с традиционными системами, изготовление, наземная модельная и поэлементная отработка и орбитальная отработка, а также изготовление двигательных систем. Эти этапы минимум вдвое повысят стоимость работ по сравнению со стоимостью электрогенерирующей основы СБ. Заключение Создание солнечного ММБ является реальной научно обоснованной задачей, имеющей достаточные научный, проектно-конструкторский и производственно-технологический заделы, а также испытательную базу в РФ. К разработке могут быть привлечены ведущие предприятия ракетно-космической и других отраслей, имеющие богатый опыт создания аналогичных систем и обладающие достаточным для солнечного ММБ научно-техническим потенциалом.

Об авторах

Виталий Михайлович Мельников

Российский университет дружбы народов

Автор, ответственный за переписку.
Email: vitalymelnikov45@yandex.ru

профессор департамента механики и мехатроники Института космических технологий Инженерной академии РУДН, академик Российской академии космонавтики имени К.Э. Циолковского и Международной академии информатизации, доктор технических наук, профессор

Российская Федерация, 117198, Москва, ул. Миклухо-Маклая, д. 6

Юрий Николаевич Разумный

Российский университет дружбы народов

Email: vitalymelnikov45@yandex.ru

директор Инженерной академии РУДН, директор департамента механики и мехатроники Института космических технологий Инженерной академии РУДН, академик Российской академии космонавтики имени К.Э. Циолковского и Международной академии астронавтики, доктор технических наук, профессор.

Российская Федерация, 117198, Москва, ул. Миклухо-Маклая, д. 6

Список литературы