Солнечная двигательная установка

Для межпланетных перелетов действительно нужна система буксиров. Считаю, что ЯРД и ЭРД не нужны.
Оптимальный вариант IMHO - SOTV, солнечные тепловые РД. Простота конструкции,Ю большая тяга при Иу даже выше, чем у ТфЯРД. Водород каждый буксируемый объект (в т.ч. небольшой запас для возврата буксира) будет привозить с собой. Большая тяга обеспечит и пилотируемые полеты.
Более оптимального реального варианта не вижу

Ник

По СЭДУ - см. инфу от разработчика здесь:

Оптимальный вариант IMHO - SOTV, солнечные тепловые РД. Простота конструкции,Ю большая тяга при Иу даже выше, чем у ТфЯРД.

 

УИ ниже, чем у ТфЯРД - всего 810 с. А в сравнение с ЭРД (до 4000 с - легко) просто не идёт.

Заявленные преимущества СЭДУ:
В сравнении с электроракетными двигателями:
- сокращенная в 5...10 раз продолжительность доставки КА на геостационарную орбиту;
- меньшая зависимость эффективности использования установки от мощности солнечных батарей КА.

Т.е. УИ много хуже, чем у ЭРД, и выигрыш лишь во времени перелёта - что для грузов вообще неважно; нам главное выводить минимальную массу.
Относительно малый УИ делает проблематичным многоразовое использование буксиры с СЭДУ.
ПН к Луне увеличится всего лишь примерно вдвое - а хотелось бы добиться большего эффекта.

Ну и не забываем о том, что по ЭРД и ЯЭУ накоплен уже большой опыт, в том числе лётной эксплуатации, а с СЭДУ пока глухо всё.

Большая тяга обеспечит и пилотируемые полеты.

 

Разгонные блоки (РБ) на базе СЭДУ обеспечивают высокоэффективную доставку КА с низкой опорной орбиты на межпланетные траектории, высокоэллиптические и высокие круговые орбиты (включая геостационарную) за 10...60 суток.

Не очень-то подходяще для пилотируемых.

Простота конструкции

 

Не так она и проста.

Более оптимального реального варианта не вижу

 

ЭРД с ЯЭУ и есть этот вариант - вполне реальный По обеим подсистемам накоплен большой опыт, лётной эксплуатации в том числе, и оба направления довольно активно развиваются.

По СЭДУ - см. инфу от разработчика здесь:

Исследовательский центр имени М.В. Келдыша

// www.kerc.msk.ru

 

Оптимальный вариант IMHO - SOTV, солнечные тепловые РД. Простота конструкции,Ю большая тяга при Иу даже выше, чем у ТфЯРД.

 

УИ ниже, чем у ТфЯРД - всего 810 с. А в сравнение с ЭРД (до 4000 с - легко) просто не идёт.

 

Мы с Вами о разных РД говорим Я про простейший двигатеь, в котором водород нагревается напрямую солнечной энергией, концентрирумой простейшим пленочным зеркалом. ТНА регенеративного типа, ака RL-10. Так как нагревательный элемент можно сделать гораздо более теплостойким, чем ТВЭЛы реактора, то и Иу просто не может быть ниже, чем у твердотельного ЯРД Источник энергии же массой в 5граммов на 1кВт намного легче реактора. О экологии умолчим

Ник

Wyvern-2

Я про простейший двигатеь, в котором водород нагревается напрямую солнечной энергией, концентрирумой простейшим пленочным зеркалом. ТНА регенеративного типа, ака RL-10.

 

Ну хорошо, предположим. Хотя всё это далеко не так просто, но - пускай. Попробуем прикинуть, что мы можем получить в самом лучшем случае.

Так как нагревательный элемент можно сделать гораздо более теплостойким, чем ТВЭЛы реактора, то и Иу просто не может быть ниже, чем у твердотельного ЯРД

 

Вполне себе может. Не так-то легко, надо полагать, разогреть при помощи концентраторов теплообменник до температуры 3000 и выше. Вообще теплообмен организовать будет не так просто.

А теперь вспомним о том, что СЭДУ (пусть даже она получилась с УИ 900 с, предположим) из-за малой тяги летает по спирали, как и ЭРД, т.е. для полёта к Луне нужна ХС порядка 8 км/с. Т.е. отношение сухой массы к стартовой при полёте к Луне у него примерно как у ЖРД на LOX-LH2 (доля ПН примерно 40%). Для ЭРД с УИ 1500 с (серийный СПД-100) - 60%, с УИ 3000 с (КМ-100) - 75%, с УИ 5000 с - 85%. Для ТфЯРД - примерно 65%.
Не смотрится СЭДУ для Луны. Совершенно не смотрится.

С использованием реактора вполне реален ТМБ (тяжёлый межорбитальный буксир) с электрической мощностью не менее 500 кВт, УИ 3000 с (т.е. тяга порядка 20 Н) и массой в пределах 7 тонн (ПН "Союза"). Ресурс по реактору - не менее 5 лет, ресурс ЭРД (до первой замены канала) - не менее 1,5 лет.

Если такой буксир подхватывает на околоземной орбите груз, выведенный "Протоном" (20-22 тонны) - непосредственно ПН+баки с ксеноном - то ускорение составит примерно 0,7 мм/с^2. При таком ускорении перелёт до LLO займёт в пределах 5 месяцев. ПН у Луны (включая ксенон на обратную дорогу) - примерно 15 тонн, "чистая" ПН - 12-13 тонн. Перелёт обратно на LEO займёт порядка месяца. Итого на одну ходку туда-обратно - около полугода.
Если подхватывать с "Ангары" ......

 

То же самое считаем для SOTV. При Иу не менее 10км\сек (а меньше быть не может, у российского ТфЯРД он порядка 9300м\сек при температуре ТВЭЛов 3100 К) соотношение массы рабочего тела и ПН для достижения 4500м\сек составляет 1,57. Т.е. для доставки тех же 12 тонн ПН на лунную орбиту нужно вывести еще 6,84 тонны водорода+2 тонны бак и остаток LH для возврата буксира - те же 20-21 тонна на один пуск Протона.
1. НИКАКИХ РЕАКТОРОВ!
2. При скромнейшей тяге такого SOTV в 100кг (массовый расход водорода 1 кг\сек) весь буксир будет весить менее тонны и стоить на порядки(!) дешевле ЭРД, тем более с ЯР.
3. Время выхода на лунную орбиту максимум трое-четверо суток, а не месяцы

Ник

А вот такой вопрос: а где у космических реакторов будет максимально соотношение мощность/масса?
Или как в жизни - чем больше, тем лучше?

 

Это навряд ли. С увеличением мощности встанет проблема сброса тепла, а для этого потребуется радиатор недецких размеров. Видимо оптимальное соотношение можность/масса будет определяться именно этим фактором (ImHO)

 

Ага...еще год назад я считал, что при К.П.Д. ниже 70% (!) для ЭЯРД нужны радиторы площадью БОЛЬШЕ, чем пленочное зеркало для SOTV И это при том, что такое зеркало весит 5-7 граммов на м², а радиатор -минимум сотни граммов на м^2.

Ник

Wyvern-2

При Иу не менее 10км\сек (а меньше быть не может,

 

Может...

у российского ТфЯРД он порядка 9300м\сек

 

А тут не надо кивать на ТФЯРД. Совершенно разные установки, совершенно разный характер теплообмена.

для достижения 4500м\сек

 

Не 4500!!! Если СДУ и удастся сделать, то мало-мальски приличная ПН на быстрой траектории для них заказана!!!

2. При скромнейшей тяге такого SOTV в 100кг (массовый расход водорода 1 кг\сек) весь буксир будет весить менее тонны

 

Это она только кажется скромнейшей. Обеспечить такой массовый расход при УИ 900 с в СДУ с "зеркальным" нагревом очень сложно. И если сделать это и удастся - то и УИ будет не совсем чтобы 900, и масса да-алеко зашкалит за тонну.
Заметьте, о геморроях с зеркалами я пока вообще молчу!

и стоить на порядки(!) дешевле ЭРД, тем более с ЯР.

 

Я вам по секрету одну вещь скажу... только чтоб западные покупатели не слышали
Если СДУ будет стоить на порядки дешевле ЭРД, то вы сможете без особого труда купить её на зарплату за несколько месяцев

3. Время выхода на лунную орбиту максимум трое-четверо суток, а не месяцы

 

Это ненаучная фантастика. Во всяком случае, для мощностей выше десятка кВт с мало-мальски заметной ПН.

И вообще, солнечная энергетика в космосе для заметных мощностей - это фетишизм, вредная фантазия, от которой пора избавляться. Вся простота солнечных космических энергоустановок очень обманчива. У них есть своя ниша, где они рулят - относительно малые мощности, до десятков кВт.

Ага...еще год назад я считал, что при К.П.Д. ниже 70% (!) для ЭЯРД нужны радиторы площадью БОЛЬШЕ, чем пленочное зеркало для SOTV И это при том, что такое зеркало весит 5-7 граммов на м2, а радиатор -минимум сотни граммов на м2.

 

Это потому, что вы, во-первых, скорее всего чего-то недоучли с радиаторами (например, того, что излучаемая мощность пропорциональна T⁴, и повысив температуру холодильника на десятки процентов - что в случае реактора не смертельно для КПД - мы в разы снизим его площадь), а во-вторых (нет, это даже нужно было перед радиаторами поставить ) - не учли массу теплообменника (нагревательной камеры) СДУ. Ну и с зеркалами не так всё просто.

Вообще, см. аналогичный топик на форуме НК:


Там тоже долго вокруг СДУ копья ломали, так что меня от них тошнит уже
Фетишизм, ей-богу... Только стоит сказать пароль "Луна!", как у совершенно разных людей независимо рвётся из груди отзыв "СДУ!"

И вообще, солнечная энергетика в космосе для заметных мощностей - это фетишизм, вредная фантазия, от которой пора избавляться. Вся простота солнечных космических энергоустановок очень обманчива. У них есть своя ниша, где они рулят - относительно малые мощности, до десятков кВт.

Вообще, см. аналогичный топик на форуме НК:

"НОВОСТИ КОСМОНАВТИКИ" :: Просмотр темы - Оптимальная транспортная система Земля-Луна

«Форум. Новости космонавтики. Космос.» ежемесячный журнал, рассказывающий о событиях российской и зарубежной космонавтики.

// www.novosti-kosmonavtiki.ru

 

Там тоже долго вокруг СДУ копья ломали, так что меня от них тошнит уже
Фетишизм, ей-богу... Только стоит сказать пароль "Луна!", как у совершенно разных людей независимо рвётся из груди отзыв "СДУ!"

 

Прочитал...много думал...понял.
ВЫ - лично Вы Fakir, ввели людей в заблуждение совершенно безотносительными к реальности рассуждениями

СОЛНЕЧНАЯ ПЕЧЬ
гелиоустановка, предназначенная для плавки и термической обработки материалов (напр., оксидов кремния и циркония). Рабочие температуры 2300-3000 °С. Применяют при необходимости обработки материалов в особо стерильных условиях, исключающих внесение примесей в обрабатываемый материал. Одна из наиболее крупных солнечных печей (мощность 1000 кВт) построена (нач. 1970-х гг.) в Фон-Роме-Одейо (Франция).

 

В свободной продаже:
СОЛНЕЧНАЯ ПЕЧЬ ДЛЯ ПРОИЗВОДСТВА СВЕРХЧИСТЫХ МЕТАЛЛОВ
СП - 1
НПК "Солнце", г. Ташкент, Узбекистан 1989
Ёмкость печи 1 тонна. Температура плавления 3500°С

 

Печь расположена в 45 км от Ташкента, в Паркентском районе в предгорьях Тянь-Шаня. Географическая широта местности 41°20', высота над уровнем моря 1050 м. Гелиостатное поле образуется 62 гелиостатами, расположенными на пологом склоне горы в шахматном порядке и обеспечивающими в режиме непрерывного слежения за Солнцем в течении рабочего дня освещение всей зеркальной поверхности концентратора. Общая площадь отражающей поверхности гелиостатов составляет 3022,5 м 2 .Коэффициент зеркального отражения оптических элементов установки, усредненное значение которого близко к 0,7, с течением времени из-за запыленности воздуха падает и может снизится до величины 0,5, что требует регулярного проведения профилактических работ. Точность отражающих элементов с учетом поверхностных ошибок зеркал колеблется в пределах 3-5 угловых минут. Такое состояние системы позволяет создать энергетическую освещенность в пределах Е=3-780 Вт/см 2 с шагом 3 - 30Вт/см 2 при солнечной радиации 700 Вт/м 2 . Суммарная мощность печи около 0,7 МВт, максимальный диаметр фокального пятна 1,2 м.

 

Кто сказал, что нагревательная камера(аналог КЗ ЖРД) должна быть маленькой?
Кто сказал, что процесс теплообмена в СДУ принципиально отличется от ТфЯРД? Отличается он только тем, что в ТВЭЛах тепло выделяется изнутри, а в СДУ - нагревательные элементы нагреваются излучением снаружи.
Кто сказал, что дожно быть ОДНО зеркало? А про трехзеркальные сис-мы слышали?

Ник

Итак, ракетный двигатель с прямым нагревом рабочего тела солнечной энергией.

Тяга двигателя – 1000кг*c
Импульс удельный – 10000м\сек
Температура рабочего тела 3500-3700⁰ С
Массовый расход РТ – 10кг\сек
Тепловая мощность 60МВт

Система концентрации СЭ – трёхзеркальная:
Первое зеркало – пленочное (5 грамм на м²), коэффициент отражения 0,85, на легких углепластиковых фермах-растяжках, четырехэлементное – четыре треугольных отражателя площадью 15000 м² каждое(треугольник со стороной 170м ) попарно, общая масса 1500кг
Второе зеркало – в фокусе первого, на выносной ферме, металлическое, диаметром 20 м (300м²) коэффициент отражения 0,95, рассеиваемая мощность 3МВт. Масса 300кг
Третье, непосредственно на нагревательной камере, стеклянное, коэффициент отражения 0,98, охлаждаемое газообразным водородом, диаметр 2 м, масса 500кг.

Нагревательная камера и ТНА.
Нагревательная камера диаметром 1 м. Корпус камеры изготовлен по технологии КЗ ЖРД, из двух рубашек – внутренней, бронзовой, серебренной изнутри и внешней – стальной, включая и критсечение сопла.. Передняя крышка – прозрачная, охлаждаемая газообразным водородом. Внутри НК расположен нагревательный элемент из карбида тантала(Тпл 3990°С ) представляющий собой конструктивно множество(10-100) вложенных друг в друга «стаканов», обеспечивающих как поглощение солнечной энергии по типу лабораторного «абсолютно черного тела», так и направление потока водорода от внешней стенки НК, к центрально расположенному соплу. Сопловая насадка изготовлена из композитного материала (углерод-углерод, Траб 2400). Общая масса – 500кг
ТНА приводиться газообразным водородом, полученным при охлаждении кипящим водородом НК. После срабатывания на турбине ТНА, газообразный водород (или его часть) поступает на охлаждение зеркала и прозрачной крышки. Общая масса – 100кг

Итоговая масса около трех тонн. Реальный аппарат, включая сис-му риентации, БРЭО, водородный бак для возврата самого буксира будет весить порядка 5 тонн. При деградации пленочного зеркала его проще заменить полностью -масса пленки всего 300кг.
При тяге в тонну, ессественно траектория аппарата будет "быстрая". Такие бустеры-буксиры могут использоваться и для пилотируемых полетов, и для дальнекосмических экспедиций.

Ник

Такие бустеры-буксиры могут использоваться и для пилотируемых полетов, и для дальнекосмических экспедиций.

 

В дальнем космосе светит уже совсем другое солнце К тому же в ковре-планетолёте должна быть какая-то жёсткость оптику поддерживать, а значит совсем другие граммы на метр будут.
Насчёт Тпл — эта цифра не гарантирует что материал будет способен выполнять желаемую функцию. Его механические свойства могут деградировать гораздо раньше.

Такие бустеры-буксиры могут использоваться и для пилотируемых полетов, и для дальнекосмических экспедиций.

 

В дальнем космосе светит уже совсем другое солнце К тому же в ковре-планетолёте должна быть какая-то жёсткость оптику поддерживать, а значит совсем другие граммы на метр будут.
Насчёт Тпл — эта цифра не гарантирует что материал будет способен выполнять желаемую функцию. Его механические свойства могут деградировать гораздо раньше.

 

РАЗГОН при тяге в тонну будет осуществляться на околоземной орбите, даже для экспедиции на Плутон Можно еще и маневр в районе Венеры осуществить.
Механические свойства нагревательного элемента не очень волнуют - он не несет мехнагрузок, давление вокруг него одинаково и проч. Тем не менее я поинтересовался свойствами карбина тантала - очень прочен, сохраняет высокую твердость почти вплоть до Тплав (как и большинство керамики, кстати).
Всё учтено могучим ураганом - я эту тему уже год пожевываю

Ник

Всё учтено могучим ураганом - я эту тему уже год пожевываю ;

 

Вот тебе еще идейка. Избыть тело-поглотитель. Свойства плазмы (т.ч. оптические) отличаюся от св-в нормальных газов. Может быть большое облако ионизированного водорода внутри нагревателя, стабилизированное магнитным полем, будет достаточно хорошо нагреваться? Тогда может получиться температура близкая к теоретическим 4500-5000 К. Причем можно допускать введение в H2 небольшого к-ва ионизирующих присадок. И решить вопрос "зажигания"

Всё учтено могучим ураганом - я эту тему уже год пожевываю ;

 

Вот тебе еще идейка. Избыть тело-поглотитель. Свойства плазмы .....Тогда может получиться температура близкая к теоретическим 4500-5000 К.

 

Овчинка выделки не стоит Повышение температуры с 4000К до 5000К максимум(!) не сильно увеличит Иу, а проблем огребеться уйма. А так движок получится прост как топор. А выше 5000К Солнышко не греет

Ник

К тому же в ковре-планетолёте должна быть какая-то жёсткость оптику поддерживать, а значит совсем другие граммы на метр будут.

 

Ну, основное зеркало может быть надуто солнечным ветром, соответственно для поддержания нужной формы нужны будут только тросы, вес будет наименьшим из возможного. К счастью, углеволокно сейчас вполне дёшево. Другое дело, как аппарат будет тормозить у того же самого Плутона? Или он почешет дальше, отстыковав ПН с собственным традиционным двигателем?

....Другое дело, как аппарат будет тормозить у того же самого Плутона? Или он почешет дальше, отстыковав ПН с собственным традиционным двигателем?

 

Трехступенчатая ракета Atlas разгонит New Horizons до третьей космической скорости - 13 километров в секунду. Но даже на этой скорости New Horizon достигнет Плутона в лучшем случае лишь через 10 лет. Если запуск состоится между 17 января и 1 февраля, то аппарат в 2007 году пролетит мимо Юпитера, где, используя его мощное гравитационное поле, наберет дополнительную скорость. В этом случае расчетное время прибытия к Плутону в 2015 году. Если же запуск состоится позднее, между 2 и 14 февраля, то исследовательский зонд полетит по другому маршруту мимо Юпитера. На дорогу уйдет значительно больше времени, и ориентировочно аппарат достигнет Плутона в промежутке между 2016 и 2020 годами.
Если позволит техническое состояние аппарата и будет дополнительное финансирование, по после Плуктона зонд направят к одному или двум объектам так называемого пояса Куипера - астероидного кольца из осколков, проходящего между Нептуном и Плутоном. Эти таинственные ледяные планеты едва видны даже в самые мощные телескопы.
Исследователь NASA Алан Стерн называет пояс Куипера "самой большой структурой в нашей Солнечной системе, которая состоит из почти полумиллиона планет и астероидов и возраст которой составляет около 4 млрд лет".
Космический аппарат New Horizons пролетит мимо Плутона на скорости 30 000 миль в час (около 48 000 км в час). Это сократит время на получение высококачественных фотографий ледяной планеты. Проект New Horizons обойдется американским налогоплательщикам примерно в 650 млн долларов

 

А вот если бы был такой бустер - тот же аппарат смог бы выйти на орбиту Плутона.

Ник

Пролёт мимо кассы - это несколько не то. Всё же, на орбите вокруг Плутона можно насобирать гораздо больше.....

жесткость пленочному зеркалу можно придать вращением - за счет центробежного
ускорения , а параболичность - стягивающими тросами - растяжками ...
в фокусе можно поставить не только РД , но и турбину
или МГД-генератор для питания ионного движка ...

Джентльмены, имейте совесть!
Будете продолжать здесь разводить оффтоп про Плутон - оштрафую!

---

valture

в фокусе можно поставить не только РД , но и турбину
или МГД-генератор для питания ионного движка ...

 

А также сделать оранжерею и посадить кукурузу

Wyvern-2

Прочитал...много думал...понял.
ВЫ - лично Вы Fakir, ввели людей в заблуждение совершенно безотносительными к реальности рассуждениями

 

В свободной продаже:
СОЛНЕЧНАЯ ПЕЧЬ ДЛЯ ПРОИЗВОДСТВА СВЕРХЧИСТЫХ МЕТАЛЛОВ
СП - 1
НПК "Солнце", г. Ташкент, Узбекистан 1989
Ёмкость печи 1 тонна. Температура плавления 3500°С

 

Ох, Ник... Плохо вы читали
Вы спутали две совершенно разные вещи - температуру и тепловую мощность.
С температурой особых проблем нет. С тепловой мощностью - очень даже есть.

Кто сказал, что нагревательная камера(аналог КЗ ЖРД) должна быть маленькой?

 

Вы хотели, кажется, сделать СДУ лёгкой и простой?

Кто сказал, что процесс теплообмена в СДУ принципиально отличется от ТфЯРД?

 

Ну, я сказал. И продолжаю на этом настаивать.

Кто сказал, что дожно быть ОДНО зеркало? А про трехзеркальные сис-мы слышали?

 

Пока нет конструкции и теплового расчёта нагревательной камеры - мне на зеркала вообще плевать. С тем же успехом можно рассуждать о посадочных ногах для антигравитационных кораблей.

Итак, ракетный двигатель с прямым нагревом рабочего тела солнечной энергией.

 

Пока нет конструкции нагревателя и теплового расчёта - говорить просто не о чем.

Тепловая мощность 60МВт

 

О мама миа... Опять
Ник, СДУ на 60 МВт, да еще и легче и проще реактора той же мощности - это полная и абсолютная фантастика!!!

Итоговая масса около трех тонн.

 

Даже если предположить, что предлагаемые оценки чудом оказались верны - напомнить, сколько весит РД-0410 не при 60, а при 200 МВт?

Ох, Ник... Плохо вы читали
Вы спутали две совершенно разные вещи - температуру и тепловую мощность.
С температурой особых проблем нет. С тепловой мощностью - очень даже есть.
Пока нет конструкции нагревателя и теплового расчёта - говорить просто не о чем.
Даже если предположить, что предлагаемые оценки чудом оказались верны - напомнить, сколько весит РД-0410 не при 60, а при 200 МВт?

 

Что есть сей мистический тепловой расчет с рогами? Для печи он принципиально чем то отличается?

А никто не говорит, что СРД получится легче, чем ЯРД Но даю зуб что масса зеркальной системы будет всегда меньше, чем масса радиозащиты+преобразователь энергии+радиатор

Ник

Wyvern-2

Что есть сей мистический тепловой расчет с рогами? Для печи он принципиально чем то отличается?

 

Да, конечно, отличается.

А никто не говорит, что СРД получится легче, чем ЯРД Но даю зуб что масса зеркальной системы будет всегда меньше, чем масса радиозащиты+преобразователь энергии+радиатор

 

А масса зеркала+теплообменника - больше

[quote name='Fakir' [color=#FF0000]-

valture

в фокусе можно поставить не только РД , но и турбину
или МГД-генератор для питания ионного движка ...

 

А также сделать оранжерею и посадить кукурузу
[/quote]

не, лучше пальмы и бассейн ...

Даже если предположить, что предлагаемые оценки чудом оказались верны - напомнить, сколько весит РД-0410 не при 60, а при 200 МВт?

 

Т.е. более лёгкий двигатель с большей тепловой мощностью в тепловом расчёте не нуждается? Тогда я с чистой совестью могу утверждать, что более тяжёлый двигатель с тепловой мощностью более чем в три раза меньшей заведомо может быть реализован без существенных инженерных проблем.
Теперь, что касается веса. Вес - это почти в чистом виде ресурс, поэтому бОльший вес солнечного двигателя существенным недостатком можно не считать, всё равно рабочее тело гораздо больше весит. Кстати, для РД ещё и окислитель нужен, так что картина ещё более интересная.

А никто не говорит, что СРД получится легче, чем ЯРД Но даю зуб что масса зеркальной системы будет всегда меньше, чем масса радиозащиты+преобразователь энергии+радиатор

 

А масса зеркала+теплообменника - больше

 

Чой то я не въезжаю В чем сомнения? Что если пластина площадью N освещенная потоком света I нагреется до T¹, то сможет ли она передать это тепло потоку газообразного водорода с массовым расходом M, нагрев оный до Т^2. Так?

Ник

Да, именно в этом.
Если точнее - в том, какая температура будет у внутренней поверхности пластины при внешней температуре Т1, какой будет через неё идти тепловой поток, каковы будут градиенты температуры.