Ядерный двигатель

[Myth]

TAU пишет:

Резня затрат на космос при нашем имеющемся положении - как раз свидетельство глупости и недальновидности...

А какая стратегия будет свидетельствовать об уме и дальновидности, по-Вашему?

[pkl]

Medved пишет:
А есть ли подтверждение закрытия финансирования откуда либо еще кроме анонимной новости в Известиях?

Да явно всё к тому и идёт. Тем более, что вброс был.

[Medved]

pkl пишет:

Medved пишет:
А есть ли подтверждение закрытия финансирования откуда либо еще кроме анонимной новости в Известиях?

Да явно всё к тому и идёт. Тем более, что вброс был.

То есть подверждения из достоверных источников нет, но вы верите что проект закрыт (не смотря на то, что согласно той же самоей статье Коротеев не в курсе такой новости и как бы даже ее опровергает) и не допускаете даже возможности фейка или переноса проекта в закрытую часть ФКП? Тогда какое то предвзятое отношение у вас.

[pkl]

Александр Ч. пишет:
РД-410 это для РБ, у него тяга меньше 4 тс. Надо "вертать историю взад", вот так с разгона не вспомню в каком именно ОКБ работали над двигателями 40-60тс.

Вот что нашёл:

Ядерные ракетные двигатели. Работы по ракетам с ЯРД.
 30 декабря 1959 г. в соответствии с постановлением правительства от 30 июня 1958 г. в ОКБ-1 был выпущен эскизный проект, показывающий возможность создания ракет с ядерным двигателем (ЯРД) по схеме А.
 Для разработки ЯРД предполагалось подключить ОКБ-456 ГКОТ и ОКБ-670 ГКАТ. ЯРД представлял из себя ядерный реактор в цилиндрическом корпусе с подогревом рабочего тела до 3000 К, снабженный четырьмя соплами. В качестве рабочего тела в ЯРД ОКБ-456 предлагало использовать аммиак, а ОКБ-670 - смесь аммиака со спиртом. Удельный импульс тяги ЯРД с использованием указанных выше рабочих тел должен был составить не менее 430 с при тяге в пустоте до 170 тс. ОКБ-1 разработал схему ракеты ЯХР-2 по схеме ракеты Р-7, но с шестью боковыми ракетными блоками первой ступени, оснащенными двигателями НК-9.
 Вторая ступень (центр) оснащалась ЯРД, который начинал работать как ЯРД лишь в полёте перед отделением боковых ракетных блоков. Стартовая масса ракеты должна была составить 850-880 т с полезным грузом, выводимым на орбиту ИСЗ 35-40 т. Был просмотрен вариант и "суперракеты" со стартовой массой 2000 тонн и полезным грузом до 150 тонн. Эта ракета могла быть выполнена в виде двойного пакета из конических боковых ракетных блоков, оснащенных большим количеством ЖРД НК-9 с тягой по 52 тс каждый. Вторая ступень при этом включала четыре ЯРД с суммарной тягой 850 тс - с удельным импульсом тяги в пустоте до 550 с при использовании более эффективного рабочего тела при температуре нагрева его до 3500 К. Использование жидкого водорода в качестве рабочего тела в то время ещё не предполагалось. Длина ракеты с полезным грузом равнялась 42 метрам при максимальном поперечном размере 19 метров.

Работы по ядерным ракетным двигателям.
 В СССР к началу шестидесятых годов была принята концепция гетерогенного реактора модульной конструкции. Такая схема имеет ряд преимуществ перед гомогенной схемой и позволила отрабатывать реакторы и двигатели поэлементно, что значительно сократило время и затраты. Создание ЯРД в России развивалось по двум направлениям. Первое из них было ориентировано на разработку и исследование основных агрегатов реактора - тепловыделяющих сборок (ТВС), замедлителя, отражателя, системы управления, радиационной защиты и т.д. Целью работ являлся поиск концептуальных конструкций и технологий, создание и апробирование базовых решений, которые можно было использовать при проектировании ЯРД различных назначений, технических требований и характеристик. Второе направление предусматривало концентрацию усилий вокруг создания, по существу, экспериментального ЯРД минимально возможной размерности, но с натурными для всех ЯРД удельными и выходными параметрами.
 Главной целью обоих направлений прогресса являлось доказательство возможности создания ЯРД на основе современных материалов и технологий. Принципиально эта цель достигнута.
 В конце 1960-х годов КБХА совместно с НИКИЭТ, НИИ ТП и др. были разработаны проекты ЯРД ИРГИТ тягой 3,6 тс и с тепловой мощностью 196 МВт и ЯРД тягой 40 тс и тепловой мощностью 2200 МВт. Первые серии крупномасштабных экспериментов по исследованию характеристик твёрдофазных реакторов ЯРД с использованием в качестве рабочего тела газообразного водорода были проведены на экспериментальном реакторе ИВГ1 после завершения в 1975 году строительства первой очереди стендового комплекса "Байкал-1". В период 1978-1984 гг. на этом стендовом комплексе прошли огневые испытания три экземпляра стендового прототипа ЯРД - аппарата ИРГИТ. Всего было проведено 126 огневых испытаний тепловыделяющих сборок (ТВС) разрабатываемых реакторов. К 1980 г. было проведено 247 испытаний "холодного" двигателя ИРГИТ-Х, в котором реактор заменялся стендовым теплообменником. Проведены также автономные испытания ПГС ЯРД и ТНА.
 Экспериментальные исследования характеристик ЯРД типа ИРГИТ подтвердили правильность многих технических решений (по ПГС, ТНА, агрегатам управления и регулирования, арматуре питания и др.). Вместе с тем выявились недостатки проектно-конструкторской и технологической проработки реактора ЯРД ИРГИТ, приведшие к преждевременной потере герметичности корпусов испытываемых аппаратов ИРГИТ.
 В конце 1970-х годов этой кооперацией начали прорабатываться различные концепции ядерных энергодвигательных установок на основе накопленного научно-технического задела по газоохлаждаемым твёрдофазным реакторам ЯРД.
 Хотя основные экспериментальные работы были завершены в начале восьмидесятых годов, исследования проблем использования ЯРД, совершенствования их технических характеристик, конструкции и технологии ЯРД различного назначения продолжаются и в настоящее время в объёме, определяемом нынешними экономическими возможностями России.
 По существу Семипалатинский стендовый комплекс является на сегодняшний день единственным местом в мире, где можно проводить эксперименты и полномасштабные испытания в рамках программы создания ЯРД.
 Однако сложность экономических и политических взаимоотношений с Республикой Казахстан, в чей собственности находится Семипалатинский полигон, изменение требований к размерности ЯРД явились основой для переориентации работ в этой области в настоящее время на создание Российской стендовой базы на основе доработки стендовых комплексов в СФ НИКИЭТ и стендовой отработки основных элементов ядерных энергодвигательных установок с малоразмерными ЯРД.

 http://www.buran.ru/htm/gud%2026.htm

[pkl]

Myth пишет:
А потому что сразу взялись за непосильную задачу. Я ж давно предлагал: посчитайте миссию к Марсу и назад. Во-первых, проще, во-вторых, вариант на химии считать не надо - он уже давно посчитан. Исходите из того, что буксир должен доставить на Марс то же оборудование, что и MSR, и вернуться обратно. Только имейте в виду, что ХС для полетов с малой тягой будет выше, чем на той картинке, что Вы приводили.

Да какая разница, к какой планете лететь, если у меня расчёт по формуле Циолковского не получается? :evil:

[pkl]

Medved пишет:
То есть подверждения из достоверных источников нет, но вы верите что проект закрыт (не смотря на то, что согласно той же самоей статье Коротеев не в курсе такой новости и как бы даже ее опровергает) и не допускаете даже возможности фейка или переноса проекта в закрытую часть ФКП? Тогда какое то предвзятое отношение у вас.

Я исхожу из того, что если правду написали, что в следующей ФКП буксира нет, - значит его нет. А Коротеев, может, пока не в курсе. А потом его просто поставят перед фактом.

[pkl]

Myth пишет:
А какая стратегия будет свидетельствовать об уме и дальновидности, по-Вашему?

Можно я отвечу?

Если бы сразу делали под реально существующие полезные нагрузки /АМС, ИСЗ связи и ДЗЗ/, мощностью десятки, первые сотни кВт и не заморачивались с буксирами.

[naunau]

pkl пишет:

Myth пишет:
А потому что сразу взялись за непосильную задачу. Я ж давно предлагал: посчитайте миссию к Марсу и назад. Во-первых, проще, во-вторых, вариант на химии считать не надо - он уже давно посчитан. Исходите из того, что буксир должен доставить на Марс то же оборудование, что и MSR, и вернуться обратно. Только имейте в виду, что ХС для полетов с малой тягой будет выше, чем на той картинке, что Вы приводили.

Да какая разница, к какой планете лететь, если у меня расчёт по формуле Циолковского не получается?  :evil:  

Если известна ХС, то определяемся с потребной конечной массой и удельным импульсом двига, по формуле Циолковского считаем начальную массу перелётного комплекса. А вообще вы что считаете ?  

Mythпишет:
только имейте в виду, что ХС для полетов с малой тягой будет выше, чем на той картинке, что Вы приводили.

почему больше ? вроде там почти нет доп.затрат на управление, вектор тяги всё время на прогрейд, и по спирали разгоняемся. Если ХС будет и больше, то незначительно.

[naunau]

pkl пишет:
Если бы сразу делали под реально существующие полезные нагрузки /АМС, ИСЗ связи и ДЗЗ/, мощностью десятки, первые сотни кВт и не заморачивались с буксирами.

Цели буксира были озвучены сразу: таскать на высокие орбиты любые нагрузки, например телекоммуникационные на ГСО, питать ПН буксир не должен, т.к. многоразовый, т.е. после вывода ПН, должен спускаться за следующей ПН. Буксир одним словом.

[Alex_II]

naunau пишет:
почему больше ? вроде там почти нет доп.затрат на управление, вектор тяги всё время на прогрейд, и по спирали разгоняемся. Если ХС будет и больше, то незначительно.

Вообще-то значительно. При выходе из "гравитационного колодца" (с НОО) почти вдвое ХС при полете к Луне возрастает... Дальше от планет - потери должны быть меньше, ну и разница соответственно...
Вот тут Lin несколько лет назад считал:

Посчитаю, пожалуй, XC для перелета Земля – Европа. 
А то возникают странные вопросы... 

В общем так. Старт с LEO (200км). Dv = 6.3 км/c. Время перелета ~3 года. 
Переход на орбиту вокруг Юпитера, близкую к орбите Европы (3х импульсный маневр) – dv = 6 км/c 
Выход на орбиту вокруг Европы dv= 1 км/c 
Для посадки на Европу, топлива меньше чем для посадки на Луну (1,31 м/c2 – на Европе, на Луне 1,62 м/c2). Примерно по 1 км в секунду на посадку и на взлет посадочного аппарата. 
В общем – для основного корабля DVобщая на полет в один конец ~ 13,5 км/c 
Полет обратно уже не 13,5 а 7км/c – если входить сразу в атмосферу Земли (скорость входа капсулы – 14.5 км/c)... или аэробрекинг сделать для всего корабля... 
Таким образом характеристическая скорость всей миссии – 20км/c (если тормозиться у Земли двигателями 27-30 км/c – общая ХС) 
Сейчас прикину и для двигателей малой тяги.

Теперь считаем для двигателей малой тяги (тут за точность не ручаюсь, скорее всего ХС завышено процентов на 20) 
Старт с LEO (200км) – выход на межпланетную траекторию. Dv = 6,5 км/c. 
Разгон на межпланетной траектории к Юпитеру - Dv = 17 км/c. 
Торможение у Юпитера, подход к Европе – Dv = 13 км/c 
Торможение у Европы – выхода на орбиту = 1,5 км/c 

Итого – на двигателях малой тяги ХС в одну сторону почти 40 км/c. 
Ладно, учитывая весьма топорный метод расчета + пусть будут относительно мощные двигатели... где-то 30 км/c – в одну сторону. 60-70 км/c – на всю экспедицию.

http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/messages/forum10/topic9062/message372296/#message372296

[Alex_II]

naunau пишет:
Цели буксира были озвучены сразу: таскать на высокие орбиты любые нагрузки, например телекоммуникационные на ГСО, питать ПН буксир не должен

Великой проблемы запитать ПН от буксира нету, был бы буксир и ПН... Не создавайте эпохальную проблему на ровном месте...

[naunau]

Alex_II пишет:

naunau пишет:
Цели буксира были озвучены сразу: таскать на высокие орбиты любые нагрузки, например телекоммуникационные на ГСО, питать ПН буксир не должен

Великой проблемы запитать ПН от буксира нету, был бы буксир и ПН... Не создавайте эпохальную проблему на ровном месте...

ну да, проблем оставить буксир в качестве питания ПН нет, дорогое удовольствие просто. Вся экономическкая выгода буксира была в многоразовости.

Насчёт ХС:
что то у lina не то, я понимаю, что в разгоне по спирали будут потери на управление, но на межпланетном разгоне почти по прямой такой разницы быть не может в принципе.

Разгон на межпланетной траектории к Юпитеру - Dv = 17 км/c.

зачем ему дополнительные 17км/с нужны ? может дело в том, что он ионник загонял во временные рамки ? если же мы не берём во внимание потребное время экспедиции, то ХС не может существенно различаться, проценты на управление и всё.

[vlad7308]

pkl пишет:

vlad7308 пишет:

pkl пишет:
Я пробовал считать - у меня всё время фигня какая-то получается. См. ^.

ищите ошибку    
все ведь просто, надо только честно и качественно просчитать все шаги.

Ну хотя бы примерно намекнуть можете? Что там, скорость в метрах/сек считать надо?

считать разумеется все нужно в одной системе единиц.
проще всего в Си - то есть масса в кг, расстояние в м, время в с, скорость в м\с, сила в Н

и следует корректно поставить задачу.
например, "нужна ПН на орбите Титана - 2000 кг. затем возврат от Титана к Земле ПН 200 кг."

[vlad7308]

pkl пишет:

vlad7308 пишет:
А сейчас - надо быть реалистом.
Сначала - первоочередные потребности, а потом все остальное.

Этим взрослые отличаются от детей.
У детей есть желания, мечты и игрушки.
У взрослых тоже есть желания, мечты и игрушки. Но кроме этого у них есть еще ответственность и объективные ограничения реального мира. Сначала еда и крыша над головой для себя и близких, а уже потом хобби и мечты.

Ничего то Вы не поняли! Ядерный буксир давал технологии в космосе, которые за счёт прогресса космонавтики там, наверху, могли помочь в решении проблем здесь, внизу, на Земле.

это Вы не поняли.
какие-такие технологии дает ядерный буксир (даже в предположении что он уже есть и работает), что они дополнят российский госбюджет на 150 млрд. долл. на следующий год?
примерно столько выпало доходов из-за падения цен на нефть

[naunau]

vlad7308 пишет:
какие-такие технологии дает ядерный буксир (даже в предположении что он уже есть и работает), что они дополнят российский госбюджет на 150 млрд. долл. на следующий год?
примерно столько выпало доходов из-за падения цен на нефть

Почти любая наука не даёт близкой экономической выгоды, особенно фундаментальная.
Теоретический яд.буксир с уд.ипульсом 7000 с даёт возможность многократно уменьшить начальную массу перелётного комплекса. Согласитесь есть разница, что выводить на НОО 40 тонн или 400 тонн что бы отправить тяжёлую ПН к юпитеру или нептуну.
На порядок более высокий удельный импульс позволяет либо на порядок уменьшить стартовую массу, либо перелётное время, смотря что хотим экономить (время или массу).

[vlad7308]

что в лоб, что по лбу
бесполезный разговор

[Leonar]

vlad7308 пишет:
что они дополнят российский госбюджет на 150 млрд. долл. на следующий год?

кстати сколько программа стоит ? 100 млд? так вот как минимум 30% от этой суммы вернется в виде налогов,
остальные тоже,
рабочие будут покупать что нить, то что нить стоило денег, а это НДС, те же налоги с продавцов того что нить...а с учетом того, что мы все тратим куда нить, то вернется явно больше половины,
вот если все производилось у нас, то вернулось бы все государству через некоторое время,
но ядерный буксир конечно без правильной ПН (приносящей прибыль) не окупится, да

[naunau]

Alex_II пишет:
Вообще-то значительно. При выходе из "гравитационного колодца" (с НОО) почти вдвое ХС при полете к Луне возрастает... Дальше от планет - потери должны быть меньше, ну и разница соответственно...

Поэкспериментировал  в Orbiter, действительно движение по спирали до отлётной траектории (от Земли) требует примерно вдвое большую ХС, чем движение по чистому гоману. Природа этого явления видимо такая же как у эффекта Оберта - чем ближе к гравитационному центру набирать скорость, тем меньше потребная ХС. 
Но удельный импульс двигателей с малой тягой, с лихвой компенсирует увеличение ХС.

[Myth]

pkl пишет:
Ядерный буксир давал технологии в космосе, которые за счёт прогресса космонавтики там, наверху, могли помочь в решении проблем здесь, внизу, на Земле.

1. Технологий, которым для появление непременно требуется буксир, просто не существует.
2. Технологии буксира слишком специфичны и вряд ли смогут использоваться даже на другой космической технике, не говоря уже о земной.
3. Если б такие технологии и были, то оптимальным был бы способ их непосредственного создания, без лишней паразитной нагрузки в виде всего остального буксира.

[Myth]

pkl пишет:
Да какая разница, к какой планете лететь, если у меня расчёт по формуле Циолковского не получается?

Будет время, разберемся, что у Вас там не получается.