Использование солнечной и ядерной энергии для

Использование солнечной и ядерной энергии для
долговременных автоматических межпланетных
станций
Авторы проекта:
Витинг Софья, 9 кл, гимназия №1515
Гусев Владимир, 9 кл, гимназия №1515
Волкова Елена, 9 кл, гимназия №1515
Руководители работы:
Доронина Татьяна Даниловна, засл. учитель РФ,
преподаватель физики гимназии №1515
Николаев Игорь Игоревич, старший научный
сотрудник «НИЦ» «Курчатовский институт»
Актуальность проекта

Основная проблема двигателей автоматических межпланетных
станций (АМС) на жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) – это
их невысокий удельный импульс ( скорость истечения газов из
сопла двигателя), что позволяет осуществлять лишь
однократные миссии легких космических аппаратов главным
образом на ближайшие планеты солнечной системы – Венеру и
Марс.

Наш проект посвящен исследованию возможности
использования в качестве маршевых двигателей межпланетных
автоматических станций специальных устройств,
использующих ядерную и солнечную энергию.

Главное преимущество ядерной энергии-огромная
энергоемкость в сравнении с химическими топливами.

Главное преимущество солнечной энергии – ее
неисчерпаемость в достаточной близости Солнца
Цель проекта:
Показать, что электрореактивные двигатели, приводимые в действие
электричеством от компактных ядерных реакторов и солнечных батарей –
это будущее межпланетных автоматических станций, которые будут
способны исследовать всю Солнечную систему путем многократных
долговременных миссий.
Задачи проекта:
Теоретическое исследование возможностей ядерной энергетики с точки
зрения создания компактных космических ядерных генераторов для питания
электрореактивных двигателей.
 Создание специальной компьютерной программы, позволяющей
проводить наглядное компьютерное моделирование траекторий космических
аппаратов на малой электрореактивной тяге в любой области Солнечной
системы, а также выполнять основные расчеты по их полетным
возможностям.
Методы исследования:
Сбор и анализ информации по теме проекта
Теоретическое исследование
Компьютерное моделирование
Исторический обзор достижений
непилотируемой космонавтики
«Марс-6»
Масса АМС - 3880 кг, масса аппаратуры
орбитального отсека – 114 кг, масса
спускаемого аппарата – 1000 кг.
Корректирующая двигательная
установка заправлена 598,5 кг топлива:
210,4 кг горючего и 388,1 кг окислителя.
Венера-4
Масса АМС - составляла : 1106 кг,
масса спускаемого аппарата: 377 кг.
АМС имела две панели солнечных
батарей, общая площадь которых
составляла 2,4 м².
Исторический обзор достижений
непилотируемой космонавтики
Венера-13,14
Общая масса КА «Венера-13»
составляла 4397,85 кг. Масса
спускаемого аппарата — 1643,72 кг,
масса посадочного аппарата на
поверхности Венеры — 750 кг
Венера-15,16
Общая масса КА «Венера-15»
– 5250 кг, масса топлива – 2443
кг. Масса комплекта целевой
радиолокационной аппаратуры:
БКРС «Полюс В» – 298,6 кг,
«Омега» – 22,95 кг.
Исторический обзор достижений
непилотируемой космонавтики
Аппараты «Маринер»
АМС серии Ма́ринер,
запускались НАСА с 1962 по 1973 с
целью изучения Венеры (Маринер1,2,5), Марса(Маринер-3,4,6,7,8,9)
и Меркурия (Маринер-10). Маринеры
1-7 и 10 были пролётными
аппаратами, Маринер-8 и Маринер-9
должны были стать искусственными
спутниками Марса.
Аппараты «Пионер-10», «Пионер-11»
Пролетные АМС через всю
Солнечную систему – мимо
Юпитера и Сатурна. Содержали
радиоизотопные долговременные
источники питания.
Исторический обзор достижений
непилотируемой космонавтики
Аппараты Вояджер-1,2
Аппараты Викинг-1,2
Программа «Викинг» – космическая
программа НАСА по изучению
Действующий космический аппарат,
Марса, в частности, на предмет
запущенный НАСА 20 августа 1977 года в наличия жизни на этой планете.
рамках программы «Вояджер» для
Программа включала запуск двух
исследований дальних планет Солнечной идентичных космических аппаратов
системы на пролетных траекториях. Имеет — «Викинг-1» и «Викинг-2», которые
радиоизотопный источник питания
должны были провести
Первый и пока единственный аппарат,
исследования на орбите и на
достигший Урана и Нептуна.
поверхности Марса.
Исторический обзор достижений
непилотируемой космонавтики
Аппараты на ионных двигателях с солнечными батареями
Аппарат «Dawn»
АМС весит 725 кг с тремя ксеноновыми
ионными двигателями, питаемыми от
солнечных батарей площадью 36 м2. Каждый
двигатель имеет тягу 30 мН и скорость
вылета ионов около 30 км/с; Из 425 кг
имеющегося ксенона на полёт Земля —
Веста предполагалось израсходовать 275 кг,
на полёт Веста — Церера — 110 кг.
Аппарат Smart-1
Полная масса аппарата 305 кг,
размах солнечных батарей – 14 м.
Ускорение ионов ксенона
происходит за счёт эффекта
Холла.
Первый аппарат, достигший Луны
на ионной тяге, но за 1,5 года.
Ограниченность возможностей ракетных
двигателей на химическом топливе.
1
H 2  O2  H 2 0  E
2
Продукты сгорания
E=240 кДж/моль
M H 2o
2

2
E
2E
 5163 м / с
M H 2o
• На практике всегда существуют потери
энергии, и поэтому лучшие ЖРД дают
скорость реактивной струи не более 4,2
км/с, а стандартные ЖРД – порядка 3
км/с.
Теоретический вывод основных соотношений
реактивного движения.
Простой вывод формулы Циолковского на
основе дискретных выбросов топлива
топливо
n=3
N=10
u
1
v
O
полезная
нагрузка
2
3
4
5
6
7
8
9
10
X
u - скорость истечения газов
относительно корпуса ракеты
v - скорость ракеты
Закон сохранения импульса:
m
m  um   u
m
k  na
1
1
1 
1
1
  u 

 ... 
  u   u  Ln(a
n
n

1
n

2
n

a


k n k
m0
  u Ln
m
Электрореактивные двигатели.
Ионный двигатель на ионах тяжелого газа ксенона
Разгон ионов ксенона в
электрическом поле
m xe u 2
eU 
2
Напряжение, необходимое для разгона
до u = 30 км/с
mxe u 2 131  1,66  10 27 кг  (30000 м / c) 2
U

 612 Вольт
2e
2  1,6  10 19 Кл
Потребляемая электрическая мощность
(без учета потерь на ионизацию и др.)
Плазменный МГД двигатель
m xe u 2
Nmxe u 2  u 2
P  U  I  UNe 
Ne 

2e
2
2
N-число ионов в секунду, μ-расход ксенона кг/с
Тяга двигателя
Fтяги   u
Мощность двигателя
Fтягиu mau
P

2
2
Перспективы использования солнечных батарей
для электрореактивных двигателей
АМС «Dawn» с солнечными батареями с S=36 м2 и КПД = 28%
Мощность батарей на орбите
Земли:
Мощность батарей на
орбите астероида Веста:
2
Вт
P  IS  1000 2 36 м 2  0,28  10000 Вт
м
 1 ае 
  1736 Вт
P  10000 Вт  
2
,
4
а
.
е
.


Ускорение на орбите Земли
Ускорение на орбите Весты
a
2  10000 Вт
2P
2  1736 Вт

 0,00092 м / с 2 a  2 P 
 0,00016 м / с 2  14 м / с в сутки
mu 725 кг  30000 м / с
mu 725 кг  30000 м / с
Теоретические перспективы ядерных
электродвигательных установок (ЯЭДУ).
Реакция расщепления ядра атома урана
Практическое использование ядерной энергии сейчас реализовано путем
превращения энергии распада ядер ( разлета осколков) в тепловую
энергию тепловыделяющих элементов (ТВЭЛов) содержащих урановый
композит в специальной защитной оболочке.
Если на 1 ядро урана 235 выделяется 200 Мэв энергии, то зная единицу
атомной массы (1,66 ˑ107 кг) и то, что 1 эв = 1,6ˑ10-19Дж, можно рассчитать,
что на 1 кг урана 235 приходится 8,2 ˑ1013 Дж или 950 МВтˑсуток энергии. А
на 4-5% обогащенный урановый композит в ТВЭЛах – соответственно 40-50
МВтˑсуток.
 Для того, чтобы размножение нейтронов было регулируемо, в
пространство между ТВЭЛами вводятся специальные подвижные стержни
или пластины – поглотители нейтронов( кадмий, бор, графит), которые
позволяют регулировать скорость деления ядер урана в ТВЭлах, а
следовательно и управлять тепловыделением. Эту тепловую энергию
используют для превращение в электричество в цикле прямого
преобразования, или в цикле машинного преобразования.
Радиоизотопные термоэлектрические
генераторы (РИТЭГи)
Простейший РИТЭГ -цилиндр
делящегося изотопа,
окруженный элементами
Пельтье с радиаторами
РИТЭГи применлись на советских
луноходах и на американских
аппаратах типа «Пионер» «Вояджер»,
«Кассини». Могут работать десятки лет.
Типичные параметры РИТЭГа (
советский радиоизотопный источник
РИТ-9): масса радиоизотопа - 5 кг,
электрическая мощность
- 240 Вт,
температура на поверхности -4000С.
КПД термоэлектрического
элемента Пельтье мал – 3-8%
Рентабельность РИТЭГов по
сравнению с ядерным реактором
ограничивается обычно величиной
мощности всего в 500 Ватт, что
совершенно недостаточно для питания
электрореактивных двигателей, как
было показано выше.
Ядерные реакторы прямого преобразования
тепла в электричество.
Ядерная генерация энергии на борту
автоматической межпланетной станции
Ядерный реактор — преобразователь
«Топаз» (уменьшенный макет)
Жидкостное или газовое
охлаждение
Ядерный
реактор на
быстрых
нейтронах на
90% уране
235
1.Термоэлектрический
преобразователь
2. Термоэмиссионный
преобразователь
Холодильник-излучатель
В СССР программа по космическим ядерным реакторам была очень успешной,
и привела к созданию целой плеяды космических ядерных реакторов серий
«Ромашка», «Бук» ( термоэлектрическое преобразование), «Топаз» (
термоэмиссионное преобразование). Электрическая мощность последних
доходила до 7-10 кВт при массе реактора 1,2 тонны. Это самый мощный
космический ядерный реактор, реально проработавший почти год на
космическом аппарате Космос -1867.
Компьютерноемоделирование
моделированиеполетных
полетныхтраек
Компьютерное
траекторийракет
ракетввполях
поляхтяготения.
тяготения.
а, действующая на космический аппарат в
тральном поле
 G


Mm
r  u
3
r
орение аппарата
адывается из двух частей:
витационного и реактивного
M

 G 3 r 
u
m0    t
r


ная начальные
ординаты и скорости
жно рассчитать всю
аекторию полета
ерационным методом, как
сочно-непрерывную
ивую
a x [i  1]  a gx [i  1]  arx [i  1]
a y [i  1]  a gy [i  1]  ary [i  1]
Про
скл
про
гра
реа
Проекции гравитационного ускорения
a gx [i  1] : G
M
x [i  1]  y [i  1]
2
2
3
2
x[i  1]
a gy [i  1] : G

Проекции реактивного ускорения

a rx [i  1] : 
u  cos  a ry [i  1] : 
m
m0   (i  t  t 0 )
Формулы равноускоренного движения на малом пр
 x [i]   x [i  1]  a x [i  1]  t
 y [i ]   y [i  1]
a x [i  1]  t 2
x[i ]  x[i  1]   x [i  1]  t 
2
y[i]  y[i  1]   y [i
Визуальное моделирование траекторий ухода АМС с
электрореактивными двигателями с орбиты Земли и Луны
Расчет удельной
энергетики АМС для 10-ти
миссий:
 mт  t 2Pt
1




u
m
m mu 2 10
Стартовая орбита от Земли АМС с ионным
двигателем массой 1 тонна, тягой 1,2 Н,
мощностью двигателя 18 КВт, импульсом ионов
30 км/с
Мощность на единицу
массы:
P
u2
10 2


m 10  2t
2t
Для Δv = 3 км/с и времени 1
эволюции t ≈1 месяц удельная
мощность будет:
P 10  (3000 м / с) 2
Вт

 18
m
2  2500000
кг
Величина ускорения:
a
Fтяги 2 P
2
Вт
  
 18
 0,0012 м / с 2
m
u m 30000 м / с
кг
Парадоксальный «разгон» аппарата по
спиральной траектории
Зависимость скорости от времени "разгона" аппарата с
электрореактивным двигателем
Скорость, км/с
8,5
8
7,5
7
6,5
6
5,5
5
4,5
4
3,5
3
2,5
2
1,5
1
0,5
0
0,000
5,000
10,000
15,000
20,000
25,000
30,000
35,000
40,000
45,000
50,000
55,000
60,000
65,000
Время, сутки
Несмотря на то, что вектор тяги все время направлен по скорости космического
аппарата, его скорость уменьшается до тех пор, пока не будет достигнута
локальная вторая космическая скорость – для данного расстояния от Земли.
Это значит, что аппарат преодолел притяжение Земли и может свободно
улететь от нее, при этом работа двигателя может быть прекращена.
Проблемы старта с орбиты Луны
Старт АМС на ионном двигателе с
ускорением 0,0012 м/с2 с орбиты Луны
Старт АМС на ионном двигателе с
ускорением 0,003 м/с2 с орбиты Луны
Старт аппарата массой 1 т и тягой двигателя 1,2 Н с орбиты Луны с высотой 300 км
над поверхностью приводит к тому, что через 37,5 часов аппарат врезается в Луну.
Но стоит увеличить тягу до 3 Н, как аппарат может улететь от Луны по спиральноэллиптической траектории.
Таким образом, старт с орбит спутников планет на малой тяге осложняется тем
обстоятельством, что сильно влияет гравитационное поле главной планеты.
Выводы
На основе теоретического и практического изучения энергетических
возможностей современных солнечных батарей и космических ядерных
реакторов был сделан вывод, что солнечные батареи могут обеспечить
многоразовые миссии автоматических межпланетных станций (когда одна
станция последовательно изучает несколько планет) только в области
Солнечной системы, простирающейся не дальше пояса астероидов, где
интенсивность солнечного излучения становится очень мала.
 Привлечение компьютерного моделирования, позволило рассчитать, что
изучение планет Солнечной системы, начиная с Юпитера и до Плутона, с
выходом на орбиты вокруг этих планет, станет возможным только при
использовании космических ядерных реакторов с удельной энергетической
мощностью порядка 20 Вт на килограмм массы аппарата. Для этого
удельные мощности уже созданных космических ядерных реакторов
следует улучшить в несколько раз, а сроки их службы увеличить до
нескольких лет.
Космические аппараты с ядерными электродвигательными установками с
удельной энергетикой порядка 20 Вт/кг смогут улетать с круговых орбит
планет солнечной системы ( или прилетать на круговые орбиты планет) по
спиральной траектории в течение одного-двух месяцев.
Для выхода на орбиты вокруг спутников планет ( или схода с таких орбит)
космические аппараты с ЯЭДУ должны обладать улучшенной энергетикой