Дотянуться до Урана II

Открываю новую тему, в которой рассматриваются возможные варианты добычи и доставки на Землю гелия-3. Эта тема открывается взамен одноимённой закрытой модератором темы по обстоятельствам, не имеющим прямого отношения к ней самой. Для преемственности в начало новой темы копирую списком все существенные, на мой взгляд, топики первой темы. Таковых набралось 30 из 323.

1. Татарин , 2006-04-11 11:13:42 #1

Навеяно извечным лунным гелием и соответствующей темой на НК.

Много раз в разговоре всплывает: а вот Уран... там гелий - прямо в атмосфере!
И много раз это топят: а лететь далеко!

Какая ХС потребна чтобы долететь до Урана, по минимуму?


2. FILAS , 2006-04-11 13:03:26 #2

По полуэллиптической и без гравитационных маневров: скорость старта д. б. 15,766 км/с (на земной орбите 200 км), а лететь 16 лет. Полет по параболе соответственно 16,54 км/с и 6,8 лет.


3. AGRESSOR , 2006-04-11 14:55:20 #3

Ну, допустим, долетели. А как этот самый гелий откачивать? Уран - это, конечно, не Юпитер, но и там сила притяжения будь здоров. При приближении к атмосфере (поверхности там просто нет) сила притяжения начнет только увеличиваться. Планета-гигант, однако, да и радиационные колечки имеются. Как откачивать? В какие цистерны? Как назад транспортировать? Какими двигателями?


4. TEvg , 2006-04-11 15:09:35 #4

Воздушно-космическим самолетом на ядерном моторе.
Прилетаем к планете, входим в атмосферу. Включаем прямоточный ядерный двигатель. Летаем в атмосфере, сосем гелий-3 в цистерну. Как насосались - опять на орбиту. Рабочее тело возобновляем из атмосферы Урана. А энергия ядерная. А потом может быть удастся и термоядерный двигатель сделать. Чтоб сразу на гелии работал.


5. Татарин , 2006-04-11 15:23:56 #8

Значит, если я не проглючил, для времени полета - 1 год нужно где-то 195 км/с ХС.

Если есть ТЯРД с удельным импульсом примерно 300000 м/с и мощностью 100 МВт (600 Н тяги), то стотонный корабль должен иметь примерно 60 тонн топлива/рабочего тела, и 40 - сухой массы. Если я опять же не проглючил.

Неужто это настолько невероятно, что легче рассматривать вариант с перелопачиванием - с нагревом! - миллионов тонн реголита?


6. Татарин , 2006-04-11 15:46:15 #9

Сила притяжения на Уране не так уж и велика - не Юпитер, именно. Вторая космическая для Урана – 25 км/с. Не сахар, конечно, но ЯРДы можно пользовать по полной - экологов там нет. Прямоточные - в том числе. Рабочее тело набираем перед отлетом прямо из атмосферы - почти чистый водород.

А откачивать - очень просто: двухступенчатый холодильник с рекуперацией. Прогоняем атмосферу через теплообменник. Сначала вымораживаем гелий как таковой, потом охлаждаем его до лямбда-точки, выцыганиваем Не3-компоненту. Ее уже в цистерну.

Назад - все так же, на ТЯРД. Система из двух компонент: собссно транспорт (тонн 70) и относительно компактная машина, которая будет падать на Уран, там ЯРД - прямоточный с возможностью использования бортового рабочего тела.


7. RD , 2006-04-11 23:39:02 #13

Происхождение гелия-3. Солнце звезда, как минимум третьего поколения, а гелий-3 – это продукт звездного синтеза. Соответственно в атмосферах планет-гигантов – происхождение гелия-3, можно сказать “реликтовое”. В отличие от Земли, давно утратившей первичную водородно-гелиевую атмосферу, реликтовый гелий должен был там сохраниться.

Встречал данные, что “в атмосферах дальних планет гигантов, например, Урана, где гелий-3 составляет 1:3000 (что в тысячу раз больше, чем в лунном грунте)”. Конечно, их не мешало бы уточнить, в том числе и отправкой зондов в атмосферы планет-гигантов. Выбор именно Урана – из-за его наименьших первой и второй космических скоростей. Вот этот материал можно использовать для “затравки”:


Умея развивать скорость в 195 км/с имело бы смысл летать к Юпитеру.

А Луна хороша, максимум для “затравки”, но не как способ решения проблем земной энергетики. Но и на Луне не то что за 50 лет, но и за 100 – не стать “панацеей”.

8. RD , 2007-01-24 00:16:40 #24

RD>




9. Streamflow , 2007-01-24 23:08:31 #26

Хм, предтечи, однако


10. Streamflow , 2007-01-25 12:53:19 #34

Самое лучшее (по соотношению стоимость/эффективность) - это повторно цитировать свою же собственную цитату:


Делай что должен и будь что будет.
Томас Мэлори


Придётся процитировать себя, для того, чтобы была ясна моя точка зрения: "Я вообще отношусь к дайверу как к некой абстрактной технологической задаче, которая совершенно не обязательно должна быть реализована. Искусство для искусства. Просто как поэт пишет стихи, так и я кропаю что-то своё, и неважно, что будет дальше..."

И вся эта тема возникла не потому, что 25 дней назад я узнал о гиперзвуковых летательных аппаратах или о существовании на Уране гелия-3, а потому, что я понял, что условия верхней атмосферы планет-гигантов гораздо более благоприятны как для полёта, так и для сепарации газов, чем это кажется на первый взгляд. А если задачи сепарации и создания тяги для полёта возложить на одно и то же устройство, начинает вырисовываться некий синергетический объект не в разы, а на порядки превосходящий любых потенциальных конкурентов по эффективности.

Вместо армад лунных тракторов, уныло и почти безрезультатно глотающих миллиарды тонн абразивной пыли, или гонимых ветром огромных стай воздушных шаров, потихоньку сосущих уже довольно нагретую на уровне их плавания уранианскую атмосферу и непонятно как передающих украденное добро наверх, зримо возник образ быстрой чёрной птицы, несущейся в тёмном небе Урана, и мимоходом, небрежно забирающей то, что необходимо её пославшим.

Для эффективного полёта в любой атмосфере надо разгонять (то есть, прогонять через объект, называемый двигателем) очень большое количество атмосферных газов. Для того, чтобы собирать рассеянный в атмосфере компонент, надо делать то же самое. Для того, чтобы эффективно разгонять очень большое количество атмосферных газов, их целесообразно в какой-то момент охлаждать (а затем сильно нагревать). Для того, чтобы сепарировать рассеянный в атмосфере компонент, надо делать то же самое. Следовательно, две ключевые подсистемы дайвера многократно усиливают эффективность друг друга, сливаясь воедино с очень большим мультипликативным эффектом, что вообще характерно для аэрокосмических самолётов.

Таким образом, на уровне подсознания возникает убеждение в высочайшей эффективности подобной системы, которая только и позволяет надеяться на принципиальную возможность рентабельности столь необычной деятельности, которая на взгляд людей, называющих себя «нормальными», является просто разновидностью безумия. Отсюда следует, что любые системы добычи гелия-3, основанные на иных принципах работы, должны быть просто несопоставимы с ней по эффективности. Я уверен, что это можно доказать и прямыми оценками «аванпроектов» разных систем, но эта задача не для одного человека, основная работа которого – совсем иной вид деятельности, и который и так знает конечный результат Поэтому я буду заниматься углублением понимания и оценками только рассматриваемой мной системы без каких-либо отвлечений на что-либо альтернативное. Предоставляю право делать это их адептам. «Пыли на Луне нет.»

Эстетическая красота проекта для меня многократно перевешивает его практическую реализуемость, так как я не верю, что современное человечество способно реально создать что-то подобное. Более того, к моменту, когда на повестку дня могла бы встать реализация подобного проекта, наиболее пассионарная часть людей на Земле, как я полагаю, будет вырывать остатки еще нерастраченных ресурсов под лозунгом урок: «Умри ты первый», а остальные как овцы пойдут на заклание.

Поэтому, физико-математическая эстетика и только эстетика – основной побудительный источник развития этого проекта.

Конец цитаты.

Ну, я понимаю, кому-то, не будем показывать пальцем, ковыряться в пыли больше нравится, чем глотать водород


11. hsm , 2007-01-26 14:14:37 #41

Татарин> Очеидно, что добывать гелий-3 на Уране гораздо проще, чем на Луне.
Татарин> Но вот доставка... Все-таки десять лет и несколько десятков км/с ХС для такого комплекса - это очень много.

Если добыча на промышленной основе - это не проблема. Несколько орбитальных "барж-терминалов" на Уране, необходимое количество "дайверов" и десятков шесть транспортников, осуществляющих доставку раз в полгода. Надо только оценить потери гелия на утечки за пятнадцать лет транспортировки.


12. Streamflow , 2007-01-26 22:16:22 #48

На мой взгляд, вполне адекватный подход. Если ещё добавить, что эти транспортники должны представлять собой ёмкости с гелием-3, лобовым тормозным щитом и минимумом подсистем, то можно сделать их и числом поболее. А разгонять их должны многоразовые разгонщики. Так что можно принимать посылки с гелием-3, скажем, каждый месяц.


13. Татарин , 2007-01-26 23:06:53 #52

ИМХО, схема с разделяемым добытчиком и транспортами - ошибка.
Дело даже не в сложности системы или там проблемах со стыковкой - это все фигня, а в том, что технику либо нужно делать обслуживаемой (а где ее обслуживать как не на Земле или околоземной орбите), либо малоразовой.

Система такой сложности, да еще чтобы она работала три хода подряд - лет тридцать без передыху и осмотра, это, пожалуй, чересчур.

Поэтому придется все это добро так или иначе каждый раз, ИМХО, с собой таскать.


14. Streamflow , 2007-01-29 00:37:20 #86

Я решаю только те задачи, которые могу решить. И я заранее знаю, где находится ключевое звено. Так говорит опыт. И начинаю с системного уровня, но неявно и неформально, а потом к нему возвращаюсь уже в явном виде. "Вот такая загогулина получается" ©.

И к решению данной задачи я приступил не тогда, когда узнал, что в атмосфере планет-гигантов содержится реликтовый гелий-3, и, тем более, не тогда, когда познакомился с идеей АКС, а тогда, когда осознал, что водородно-гелиевая атмосфера гораздо более благоприятна для гиперзвуковых полётов, чем воздушная (за исключением того, что отсутствует окислитель, но это преодолевается очевидным образом, и даже "зелёные", полагаю, возражать против такого решения на Уране не будут).

Простейшие оценки показывают, что вследствие малой молекулярной массы смеси газов на Уране почти орбитальная скорость (около 12 км/с относительно атмосферы при "правильных" ракурсах полёта) по числам Маха примерно эквивалентна земной скорости ~ 6 км/с, а по теплу - ~ 4 км/с. И это есть главный результат первого этапа работы и исходный пункт для работы дальнейшей. Это означает, что разработка дайвера для Урана возможна уже сейчас и может и должна базироваться на результатах разработки первой ступени АКС для Земли (соответственно возникает явная преемственность - Star Liner и Star Liner II).

15. Fakir , 2007-01-29 13:31:52 #92

Вроде основные энергозатраты - на перекапывание реголита: 2,2*10³ ГДж/кг Не3 из суммарных 2,4*10³ ГДж/кг. Это если "вытапливать" компоненты за счёт халявной солнечной энергии. Если реакторами - энергозатраты еще того же порядка добавятся, хоть и меньше, чем на вскапывание.

Доставка оборудования - считается 180 ГДж/кг. Но это килограмм железа, а не кг Не3, тут уже надо смотреть производительность и ресурс (две совершенно неизвестные величины).


16. Streamflow , 2007-01-30 21:56:11 #134

И ещё, специально для au

При использовании атмосферы в качестве рабочего тела сепарация гелия-3 должна быть обязательным элементом стационарного полёта. Дело в том, аэродинамические что силы, действующие на летательный аппарат равны производной по времени от изменения импульса взаимодействующего с ним потока. Отсюда следует, что если набегающий поток будет заглатываться аппаратом, то импульс потока будет изменяться от произведения массового расхода этого потока на скорость полёта до 0, что даст соответствующую (большую) силу сопротивления.

Если же поток последовательно заглатывается, у него отбирается пренебрежимо малая величина - гелий-3, а затем поток выбрасывается вовне с бОльшей скоростью - вот тогда появится тяга, которая поможет обеспечить крейсерский полёт.

Конечно, если заглатывать газ в нестационарном режиме, при торможении, то можно забить баки летательного аппарата газом-балластом. Однако, так как торможение будет очень интенсивным, начинать надо будет на большой скорости. Заглатываемый поток при этом сильно нагреется, и в баки аппарата попадёт совсем малая масса газа-балласта. С 1/70000 конечного продукта. И всё это, по плану au надо будет разгонять до орбитальной скорости...


17. Streamflow , 2007-01-31 06:30:02 #138

При полёте с низкой околоземной орбиты на Луну при минимальных энергозатратах и с использованием твёрдофазного синерЯРДа и водородно-кислородного РД касательно отношения масс имеем: exp(-4/12)*exp(-2/4.5) ~ 0.45.

При полёте с низкой околоземной орбиты на низкую уранианскую орбиту при минимальных энергозатратах и с использованием синерЯРДа соотношение масс: exp(-8/12) ~ 0.5.

Соотношение Луна/Уран - 0.9.

При использовании ГфЯРД (Isp ~ 50 км/с): миссия на Луну - соотношение масс exp(-1/10)*exp(-2/4.5) ~ 0.6.

При использовании ГфЯРД (Isp ~ 50 км/с): миссия на Уран - соотношение масс exp(-1/4) ~ 0.8.


Соотношение Луна/Уран - 0.75.

Вывод: к Урану во всех случаях можно доставить полезной нагрузки больше, чем на Луну. Даже с этой точки зрения добыча гелия-3 на Уране более экономичное предприятие, чем его добыча на Луне. Единственная проблема - большие расстояния и времена полёта, должна решаться разумными организационными мерами. Когда включен транспортный конвейер из десяткой простейших автоматических межорбитальных гелиевых транспортов (без разгонных и/или тормозных двигателей и всего им сопутствующего), то времена и расстояния - это не проблема, а обстоятельство.


18. Татарин , 2007-01-31 14:02:39 #145

Примерно так же можно сказать, что не ради только Не3 полетят в глубокий космос.
РД верно говорит: это радикальный пересмотр всей космической транспортной системы. Марс станет гораздо доступнее. Ну, например. Возможно, та же Луна.


19. RD , 2007-02-01 18:59:51 #161

Tico> Уууу, я думал, тут нормальный АМС/орбитер для Урана обсуждают, а тут прожЭкты.

Как Вы сами прекрасно понимаете, на космические исследования выделяются ограниченные средства. И чтобы та или другая исследовательская космическая программа оказались реализованными, необходима серьезная аргументация в том, что данные исследования более актуальны, чем другие. Одно дело предложить: “А не поисследовать бы нам Уран”. Тогда в лучшем случае можно услышать: “В очередь”. Причем в обозримом будущем места в этой очереди Урану и не дождаться. И другое дело, если обоснованием актуальности такой исследовательской программы была бы предлагаемая концепция добычи гелия-3 из атмосфер планет-гигантов.

Хотя здесь речь идет об Уране, но выбран он из четверки планет-гигантов солнечной системы исключительно благодаря критерию минимизации энергозатрат на добычу и транспортировку. Вполне возможно, что если энергозатраты не будут столь критичны, как представляется сейчас, то проект может трансформироваться и в сатурнианский, и в юпитерианский. Но пока лучше сконцентрироваться на чем-то одном. А критерий минимизации энергозатрат достаточен для первоначального выбора.

Таким образом, если будет доказана актуальность и реализуемость данной концепции, то аргументации хватит не просто для одиночной мисси АМС к Урану, а о комплексной исследовательской программе по исследованию планет-гигантов. Где основное внимание будет сосредоточено на них самих, а не на их спутниковых системах (как сейчас).

О реализуемости данной концепции и идет речь в данной теме.

Об актуальности же можно сказать следующее.

Я бы предложил рассматривать “уранианский проект” в контексте концепции космонизации. (Об этом была тема на этом форуме и на форуме НК).

Освоение космоса в контексте концепции космонизации – это уже не просто “погоня за светом и пространством”, а обход “пределов роста” планетарной индустриальной цивилизации, позволяющий достичь нового уровня развития цивилизации. Причем, решение энергетических проблем – это необходимое, но недостаточное условие для подобного “обхода”.

Роль энергетики для технологической цивилизации трудно переоценить. То какой станет энергетика, во многом сыграет определяющую роль в ее развитии. Первоочередной здесь выбор – это ресурсы энергетики: возобновляемые или нет. К примеру, ЕС декларирует ставку на первое. Но, сделав такой выбор, мы рано или поздно ограничим себя в возможностях дальнейшего развития.

При выборе второго, следует определиться с тем, стоит ли ждать окончания текущих энергоносителей, провоцируя “переходный кризис”, или сразу сориентироваться на “внешние” энергоносители.

Но если решить энергетические проблемы так, что станет возможным неограниченный (все относительно, конечно) рост энергопотребления, то это тоже представляет собой проблему. Т.н. “тепловое загрязнение”. А значит, нужно будет определиться с очередной дилеммой. Или искусственно посадить себя на “энергетическую диету”, или вынос индустрии в космос. Учитывая, что решение задачи доставки гелия-3 с Урана позволяет решить не только энергетические проблемы, но и проблему межпланетного транспорта, то космическая индустриализация становится осуществимой задачей.

20. Streamflow , 2007-02-02 23:27:31 #175

Оценим в первом приближении тепловые проблемы аэрокосмического ныряльщика-накопителя гелия-3 – SL II и межпланетного танкера.

В приближении идеального газа:
T0 = T[1 + 0.5(k – 1)M²],
при M >> 1 первым слагаемым можно пренебречь, M = v/c, c = sqrt(kRT/m).
Отсюда T0 ~ [(k – 1)/(2k)]mv²,
где T0 – температура торможения, T – статическая температура газа, k – показатель адиабаты, M – число Маха, v – скорость полёта, c – скорость звука, R – универсальная газовая постоянная, m – средняя молекулярная масса газа.

На Уране первая космическая скорость 15.18 км/с, вторая – 21.47 км/с, линейная скорость вращения планеты на экваторе 2.70 км/с, средняя скорость входа в сферу действия планеты по эллиптической траектории – 2.14 км/с, по параболической – 9.62 км/с. Газовый состав: водород – 0.845, гелий – 0.155 по массе. Средняя молекулярная масса – 2.19 кг/кмоль, минимальная температура на уровне 10 кПа – 53 К. При этом показатель адиабаты смеси составляет k = 1.66. Однако, уже при температуре 300 К k = 1.44, а при высоких температурах оценим его среднюю величину k = 1.40. Для воздуха средняя молекулярная масса – 29 кг/кмоль, при температуре 300 К k = 1.40, а при высоких температурах оценим его среднюю величину k = 1.35.

При правильном ракурсе входа в атмосферу Урана орбитальная скорость относительно его атмосферы составит не более 12.5 км/с. Примем, что разгон дайвера в атмосфере происходит дл скорости 11.5 км/с, а последний доразгон производится ЯРД.

Скорость входа в сферу по параболической траектории велика, собственно, не из-за того, что велик модуль скорости входа, а из-за того, что параболическая траектория пересекает орбиту планеты по значительным углом. На оптимальных траекториях, не менее быстрых, чем параболическая, я полагаю, можно получить скорости входа 5 – 6 км/с. При 6 км/с на границе сферы действия с учётом вращения Урана скорость входа в атмосферу составит 19.6 км/с. Таким образом характерные предельные скорости полёта в атмосфере Урана составляют 11.5 и 20 км/с.

В рамках модели идеального газа температура торможения (максимально возможная температура газа) при скорости полёта в атмосфере Урана v = 11.5 км/с будет такая же, как при скорости полёта в атмосфере Земли v = 3.3 км/с, а уранианская скорость v = 20 км/с эквивалентна земной скорости v = 5.8 км/с. С учётом более лёгкой, насколько я помню, диссоциации азота и кислорода по сравнению с водородом в реальном газе эквивалентные земные полётные скорости могут несколько вырасти, но максимум, на 1 – 2 десятка процентов. Эти оценки относятся к температуре максимального нагрева поверхности (стенки) движущегося в атмосфере объекта, равной максимально возможной температуре газа.

Однако, не менее важно в целом оценить тепловые потоки на стенки объекта при движении его в атмосфере, которые определяют температуры поверхности аппарата в менее нагруженных по теплу зонах. Как известно, мерой силовых характеристик при полёте является скоростной напор q ~ rov², а тепловой поток w ~ rov³, где ro – плотность газа, v – скорость полёта. При фиксированном скоростном напоре (при одинаковом уровне нагрузок) ro ~ 1/v², и w ~ v. Таким образом, при описанных в предыдущем абзаце условиях номинальные тепловые потоки при полёте в атмосфере Урана будут выше в 3.4 раза, чем на Земле.

Реальные тепловые потоки на стенку будут пропорциональны этой величине и разности температур газ и стенки. Для полностью максимально нагретой стенки в точках торможения тепловые потоки равны 0 вследствие равенства температур её и газа. В совершенно не нагретых точках стенки тепловые потоки на Уране в указанных выше условиях будут в 3.4 раза выше, чем на Земле. Однако, так как многоразовая теплозащита охлаждается излучением, а потоки энергии при тепловом излучении пропорциональны T⁴, то увеличение теплового потока на стенку с излучательной теплозащитой в 3.4 раза приведёт к росту температуры стенки всего в 1.35 раза. Кроме того, увеличение температуры стенки уменьшит тепловой поток, идущий к ней от нагретого газа, и в реальности рост температуры стенки будет ещё меньше.

Таким образом, в указанных выше условиях максимальные «уранианские» температуры будут равны «земным», а минимальные будут выше процентов на 30%. В «промежуточных» зонах будут «промежуточные» температуры. Увеличение земных «эквивалентных» скоростей на 10% сделает примерно равными и «промежуточные», то есть средние температуры поверхности.

Следовательно, данный анализ показывает, что максимальная «атмосферная» скорость дайвера при выходе на орбиту, составляющая 11.5 км/с, с тепловой точки зрения эквивалентна скорости полёта в атмосфере Земли около 3.6 км/с, а скорость 20 км/с – скорость входа межпланетных танкеров, эквивалента земной скорости входа около 6.4 км/с – ничего сверхъестественного.


21. Streamflow , 2007-02-03 16:49:30 #198

Fakir> Эти цифры у Кульчински, Шмитта и Ко много где приведены. Нормальные вроде цифры. Возможно, даже завышенные где-то.

Есть и другие данные - 5300 ГДж/кг при добыче гелия-3 из реголита ( http://fti.neep.wisc.edu/pdf/wcsar9311-2.pdf ). По порядку величин совпадают, но в 2.4 раза больше.

Первый мой расчёт для дайвера при числе Маха крейсерского полёта M = 1.0 дал значение 190 ГДж/кг. После того, как получена реперная точка, и достигнуто понимание границ области существования параметров, я думаю, удельный расход энергии легко можно снизить в несколько раз.


22. RD , 2007-02-04 21:23:25 #231

Предложу еще такую ссылку:
Atmospheric temperature profiles of Uranus and Neptune


23. Streamflow , 2007-02-05 11:38:35 #244

Энергетические затраты при добыче гелия-3 на Луне после 15 (?) лет работы - 3000 - 5000 ГДж/кг. На Уране после месяца моей работы - 90 ГДж/кг. Простая оптимизация доведёт этот показатель, минимум, до 70 - 80 ГДж/кг, а, может быть, и до существенно более низких уровней.


24. Streamflow , 2007-02-05 16:09:50 #262

Streamflow> По заявкам некоторых участников форума приступаю к описанию основных характеристик гелий-дайвера.

Модель атмосферы Урана

Вторая, уточнённая по экспериментальным данным, версия.

Для того, чтобы провести оценку характеристик уранианского дайвера SL II, эксплуатация которого должна обеспечить будущую глобальную энергетику необходимым количеством гелия-3, необходимо построить модель атмосферы Урана в окрестности температурного оптимума (минимума), то есть там, где могли бы происходить полёты этого аппарата.

Известно, что атмосфера Урана примерно на 5/6 состоит из водорода, на 1/6 – из гелия, и 2 – 3% приходятся на метан и другие примеси. При давлениях (p) примерно от 2.5 до 15 кПа температура (T) атмосферы Урана постоянна и равна 53 К [1], выше и ниже температура становится больше. При давлении 100 кПа температура атмосферы равна 75 К [1, 2], а при 230 кПа – 100 К [3].

Известно, что давление (и плотность) изотермической атмосферы изменяется экспоненциально. Отсюда очевидно, что при аппроксимации температуры атмосферы по давлению в качестве параметра следует использовать логарифм давления. В окрестности экстремума любая гладкая функция описывается квадратичной зависимостью. Однако, вследствие наличия зоны постоянных температур, при давлении около 15 кПа имеется не только точка минимума, но и точка перегиба «слева», со стороны меньших давлений. Поэтому аппроксимационную зависимость T(p) в интересующей нас зоне можно записать следующим образом:

T = a + b log²(p/p*) при p > p*,
T = const при p < p*

Используя имеющиеся данные для атмосферы Урана, легко получить: а = 53 К, b = 32.5 К, p* = 15 кПа, и выражения становятся следующими:

T = 53 + 32.5 log²(p/p*) (К) при p > p*,
T = 53 (К) при p < p*, (1)
2.5 < p < 250 (кПа)

В точках p = 10, 100 и 230 кПа эта аппроксимация даёт значения температуры, отличающиеся от указанных в [1 – 3] не более чем на 1 К. Оценки показали, что при крейсерских полётах дайвера для сбора гелия-3 интерес представляют уровни атмосферы, где давление находится в пределах 5 – 100 кПа. Так что формула (1) даёт вполне адекватные результаты при её использовании в интересующих нас оценках.

Следует отметить, что в зоне полётов для сбора гелия-3 в неконденсированном состоянии могут находиться только гелий, водород и неон [4], причём данные о наличии последнего в атмосфере Урана отсутствуют. Таким образом в полетной зоне атмосфера состоит только из водорода и гелия с массовым соотношением 0.845 : 0.155 [2]. Тогда её молекулярная масса будет равна m = 2.19 кг/кмоль, а газовая постоянная R = 3.81 кДж/К.

Литература

1. Moseley, H., Conrath, B., Silverberg, R. F. – Atmospheric temperature profiles of Uranus and Neptune. Astrophysical Journal, vol. 292, May 15, 1985. 1985ApJ...292L..83M Page L84
2. Palaszewski, B. – Atmospheric Mining in the Outer Solar System. NASA/TM – 2006-214122, AIAA–2005–4319, http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2006/TM-2006-214122.pdf
3. Планеты Солнечной системы. Уран. Солнечная система. Планеты Солнечной системы. Уран
4. Энциклопедия Кругосвет. Физика низких температур. Энциклопедия Кругосвет®

25. Streamflow , 2007-02-06 00:05:56 #273

Пересчитал характеристики 3 вариантов дайвера по уточнённой модели атмосферы. Максимальные отклонения параметров оказались в пределах 2 - 3%. Итоговые результаты - удельный расход энергии при добыче гелия-3 остались прежними: 190 (195 – 2007-02-07) МДж/г при полётном числе Маха M = 1.0 и 110 и 90 МДж/г при M = 0.6.


26. RD , 2007-02-06 00:29:14 #276

Пожалуй, ограничение “снизу” будет не только повышение температуры, но и облака. При давлении 0.7-1.3 бар (или если хотите 70-130 кПа) метан начинает собираться в облака (“The atmospheres of Uranus and Neptune” - Jonathan I. Lunine, стр. 232)
И оттуда же рисунок

Прикрепленные файлы:
clouds.jpg, Размер: 38,609 байт, Скачано: 1


27. Streamflow , 2007-02-06 07:07:41 #282

Татарин> А зачем вообще нужна высокая скорость в "собирательном" режиме?

Вы правы, в "собирательном" режиме высокая скорость не нужна. Чем она выше, тем выше удельные затраты энергии. Это видно и из приводимых выше данных. Однако, дайвер - гиперзвуковой летательный аппарат, который должен иметь возможность выходить на орбиту и возвращаться с неё, что определяют его облик. И, поэтому он имеет ограничения по минимальной крейсерской скорости полёта. При числе Маха полёта ниже 0.6 аппарат у меня не "завязывается", по крайней мере при постоянной геометрии крыла. То есть, M = 0.6 при крейсерском полёте - это нижняя граница параметров и, одновременно, оптимум.

А тут ещё облака метана (конденсированная фаза) от RD При M = 0.6 и выбранных значениях основных конструктивных параметров дайвера давление атмосферы на крейсерском режиме полёта p = 67.5 кПа, и температура T = 67 К, что тоже является практически граничным значением. Облака начинаются при T = 70 К (по модели атмосферы p = 75 кПа).

Вывод: для дальнейшего снижения энергозатрат необходимо использовать изменяемую геометрию крыла.


28. Streamflow , 2007-02-06 14:20:55 #293

>>Вывод: для дальнейшего снижения энергозатрат необходимо использовать изменяемую геометрию крыла.
TEvg> Зачем?? Пусть будут большие затраты и простая конструкция. А одним ВРД обойтись нельзя? Правда придется на сверхзвуке летать.

Так удельные энергозатраты - это целевая функция, к минимуму которой надо стремиться. При увеличении этого показателя примерно пропорционально будут расти мощность источника энергии - реактора, массы его, радиационной защиты, теплообменников, конструкции и ещё много чего по всему аппарату. И что будет, если потребная мощность увеличится в несколько раз? Разве упрощение конструкции - отказ от ТРДД, поворотного узла крыла и т. п. окупит эти издержки? Другой возможный вариант - увеличение в несколько раз числа дайверов для получения заданного потока гелия-3. Вряд ли это будет целесообразно, особенно учитывая трудности их доставки к Урану.

Я рассматривал и 4 варианта дайвера с ПВРД, но не до конца, так как стало ясно, что энергетические характеристики у них будут в разы хуже. Специально для Вас один из этих вариантов доведу до такого же состояния, что и варианты с ТРДД. Посмотрим на конкретных числах.


29. Streamflow , 2007-02-06 14:32:21 #294

Насколько я помню, постоянная изотермической атмосферы (длина, на которой давление меняется в e раз) равна h0 = RT/g. Для Земли эта величина в среднем равна 7.16 км, для Урана при T = 70 К - 31 км. Следовательно расстояние между уровнем крейсерского полёта дайвера (p = 67.5 кПа) и верхней кромкой метановых облаков (p = 75 кПа) составит около 3 км. Я думаю, его будет достаточно, чтобы не иметь проблем с метановым льдом в газозаборниках.


30. Streamflow , 2007-02-07 07:01:20 #296

Теплоёмкости и показатели адиабаты атмосферы Урана в диапазоне 4 – 1200 К

Оценка характеристик двигателей и объединённой с ними системы сепарации гелия-3 уранианского дайвера SL II требует проведения расчётов таких элементов и/или агрегатов двигателя и планера аппарата, как газозаборники, сопла, компрессоры, турбины, турбодетандеры и теплообменники. Для таких расчётов в первом приближении можно использовать выражения, выведенные для идеального газа, даже в том случае, когда отклонения в поведении газа от этой модели велики. Необходимо только определить для среднего по агрегату состояния газа значение его показателя адиабаты k, а в некоторых случаях и удельной теплоёмкости при постоянном давлении cp.

Ранее было показано, что в полетной зоне атмосфера состоит только из водорода и гелия с массовым соотношением 0.845 : 0.155. Её молекулярная масса равна m = 2.19 кг/кмоль, а газовая постоянная R = 3.81 кДж/К. Диапазон температур, в котором надо иметь соответствующие данные, составляет от 4 К до 1200 К.

Гелий является одноатомным газом, поэтому в его теплоёмкость вплоть до начала ионизации (которая начинается при температуре существенно выше 1200 К) вносит вклад только его поступательное движение. Поэтому можно считать, что его показатель адиабаты k постоянен во всём диапазоне температур и равен 5/3. Его удельная теплоёмкость при постоянном давлении cp во всём диапазоне принята постоянной и равной 5.20 кДж/(кгК).

Сложнее обстоит дело с соответствующими термодинамическими показателями водорода, который является двухатомной гомоядерной (состоящей из одинаковых атомов) молекулой. Теплоёмкость таких молекул определяется характеристиками её вращательного и колебательного движений. Известно, что при значениях температур ниже определённых происходит квантовое вырождение этих движений, и термодинамические показатели двухатомных молекул при низких температурах становятся такими же, как у одноатомных. Это происходит, когда температура двухатомного газа T оказывается ниже, чем, величина, равная ~ T'/3, где T' – характеристическая температура вращательного движения. Водород является единственной молекулой, характеристическая температура T' которого настолько велика (T' = 85 К), что квантовое вырождение по вращательным степеням свободы влияет на его термодинамические параметры в весьма широкой области температур вплоть до нормальной [5]. И именно в этой области температур должны работать основные агрегаты дайвера за исключением турбины и сопла внутреннего контура двигателя дайвера.

Далее, для молекул водорода возможны четыре спиновых состояния: одно – с нулевым ядерным спином (параводород с чётным значением спина) и три состояния с единичным ядерным спином (ортоводород с его нечётным значением). Термодинамические характеристики этих разновидностей водорода в широкой окрестности характеристической температуры вращательного движения T' заметно различаются. При T >> T' в равновесном состоянии отношение количества молекул параводорода к ортоводороду составляет 1 : 3. С уменьшением температуры это соотношение должно изменяться, и при T « T' равновесие почти полностью смещено к параводороду. Однако, вероятность изменения суммарного ядерного спина при столкновениях молекул очень мала, и переходов между орто- и пара-состояниями практически не наблюдается [5]. Поэтому принято считать, что и при низких температурах квазиравновесное распределение состояний молекул водорода остаётся таким, какое оно есть при нормальной температуре и выше. Зависимости степени квантового вырождения для гомоядерных молекул, нормированные по параметру T', являются универсальными для всех молекул с одинаковыми (чётными или нечётными) спиновыми состояниями.

Можно полагать, что в атмосфере Урана происходит обмен молекулами водорода из нижних, более тёплых слоёв, где равновесное отношение количества молекул параводорода к ортоводороду равно 1 : 3, и это же соотношение сохраняется и в том более низкотемпературном слое (T ~ 53 – 70 К), где должен происходить крейсерский полёт дайвера. Тогда по известным кривым зависимости вращательной теплоёмкости двухатомной гомоядерной молекулы с чётными и нечётными спиновыми состояниями [5] в соотношении 1 : 3 можно получить значения удельной теплоёмкости водорода при постоянном давлении cp в диапазоне температур от 20 К до 400 К, когда уже можно считать, что вращательные степени свободы этой молекулы полностью активированы. При этом для водорода величина cp изменяется от 10.31 кДж/(кгК) до 14.44 кДж/(кгК), а k от 5/3 до 7/5.

Далее начинаются активирование колебательных степеней свободы молекул водорода и медленный рост её теплоёмкости с одновременным снижением показателя адиабаты, что можно увидеть из данных [6]. Термодинамические показатели смеси водорода и гелия после этого легко считаются как сумма их показателей с учётом массового соотношения газов смеси. Выборочные результаты по показателю адиабаты k представлены в приведённой ниже таблице. Удельная теплоёмкость при постоянном давлении определяется следующим образом: cp = – 1)R, удельная теплоёмкость при постоянном объёме – cv = cp – R = – 1)R.

Таблица
Смесь 0.845 водорода и 0.155 гелия по массе

T(К) k
20 5/3
40 5/3
50 1.66
75 1.63
100 1.58
125 1.54
150 1.52
200 1.45
300 1.42
400 1.41
800 1.40
1200 1.38

Литература

5. Смирнова Н. А. Методы статистической термодинамики в физической химии. Глава 9. http://www.chem.msu.su/rus/teaching/smirnova/glava9.pdf
6. Hydrogen - Specific Heat Capacity. Hydrogen - Specific Heat Capacity

Streamflow> Пересчитал характеристики 3 вариантов дайвера по уточнённой модели атмосферы. Максимальные отклонения параметров оказались в пределах 2 - 3%. Итоговые результаты - удельный расход энергии при добыче гелия-3 остались прежними: 190 (195 – 2007-02-07) МДж/г при полётном числе Маха M = 1.0 и 110 и 90 МДж/г при M = 0.6.

При M = 0.5 удельный расход энергии при добыче гелия-3 составил 84 МДж/г.

Предлагаю продолжить обсуждение добычи гелия-3 здесь. Если нужно ещё что-то добавить к истории вопроса - прошу делать заявки, и я вставлю эти посты в одну из предшествующих записей ## 2 - 6.

Добавлю ссылок.
Публикации UW где есть и материалы по “смежной” тематике добычи гелия на Луне


Атмосфера Урана:

http://adsabs.harvard.edu/abs/1993ARA&A..31..217L



Данные для сравнения

http://adsabs.harvard.edu/abs/1996Sci...272..846N

И облака Урана на рисунке

au>



Траектория полёта дайвера

Благодаря au получены значительно более определённые и точные данные о физических параметрах планеты Уран, что позволило уточнить представления о траектории полёта уранианского дайвера.

Насколько я понял, у планетологов уровень давления атмосферы Урана 100 кПа (1 бар) принимается в качестве некоего номинального уровня высоты. Вслед за ними будем считать, что этот уровень соответствует нулевому значению высоты (h = 0). Тогда номинальный экваториальный радиус Урана составит 2.556x10⁷ м [1], и при гравитационном параметре K = 5.803x10¹⁵ м³/с² [2] ускорение свободного падения будет равно g = 8.88 м/с^2. Как будет показано далее, высота крейсерского полёта дайвера соответствует уровню давления 67.5 кПа, то есть она составляет 11 км, что на 3 км выше верхней кромки самого высокого слоя облаков, который состоит из метана [3]. На этой высоте g = 8.875 м/с^2. Период обращения Урана вокруг своей оси составляет 17.40 часа [1], что на высоте 12 км приводит к окружной скорости на экваторе va = 2.56 км/с. Кроме того, средняя скорость западного ветра в окрестности экватора составляет 140 м/с [4]. В сумме, скорость объекта, неподвижного относительно атмосферы Урана, относительно его центра будет равна votn = 2.70 км/с. На высоте 11 км центробежное ускорение вследствие этого движения равно 0.285 м/с², и результирующее ускорение на экваторе на этой высоте - 8.59 м/с², что составит 0.876 от номинального земного ускорения свободного падения.

Для дальнейших оценок воспользуемся моделью изотермической атмосферы:
p = p0exp(–h/h0), h = R<T>/g, где p – давление, p0 – давление на нулевой высоте, h – высота, h0 – характерная высота (высота изменения давления и плотности атмосферы в e раз), R – газовая постоянная атмосферы, <T> – температура, g – ускорение свободного падения.

Для земной атмосферы в целом: R = 2.87x10² Дж/(кгК), <T> = 245 К, g = 9.81 м/с², тогда h0 = 7.16 км [2]. Для атмосферы Урана в окрестности h = 0: R = 3.81x10³ Дж/(кгК), <T> = 70 К, g = 8.59 м/с², и h0 = 31 км. Отсюда следуют те высоты крейсерского полёта и верхней кромки облаков, которые указаны выше.

Однако, в целом атмосфера Урана теплее, и для определения значения глобальной характерной высоты используем данные из работы [5]: на высоте 390 км давление равно 2.0 Па. Отсюда легко получить, что h0 = 36.0 км, и средняя температура атмосферы Урана в слое 0 – 400 км с учётом уменьшения результирующего ускорения на высоте 200 км до g = 8.46 м/с² равна <T> = 80 К. Тогда скорость звука c на этой высоте составит 700 м/с.

Как известно, высота стандартной низкой околоземной орбиты – 200 км, что составляет 27.9 характерных высот земной атмосферы. Умножив это число на 36.0 км, получим, что высота стандартной низкой уранианской орбиты в первом приближении должна быть равна 1000 км. Отметим, что в обоих случаях эти высоты составляют от 3 до 4% от радиуса планеты. На этой высоте круговая орбитальная скорость v1 равна 14.78 км/с, а скорость убегания v2 – 20.90 км/с. С учётом скорости вращения атмосферы для выхода на орбиту дайверу нужно достичь скорости v1’ = 12.1 км/с относительно атмосферы Урана. Примем, что аппарат достигает скорости 11.5 – 12.0 км/с с помощью ядерного скрэмджета, а довыведение осуществляется с помощью тфЯРДа. Если учесть потенциальную энергию, необходимую для поднятия аппарата в гравитационном поле Урана с 200 до 1000 км (DE = 6.67 МДж/кг), тогда эквивалентная скорость [sqrt(v1² + 2DE) – votn] составит 12.5 км/с. При довыведении с помощью тфЯРДа на 0.5 км/с на высоте 200 км скорость дайвера должна составлять 12.0 км/с, а при довыведении на 1.0 км/с - 11.5 км/с.

При скоростном напоре 75 кПа и скорости 12.0 км/с плотность атмосферы должна составлять 1.04/10³ кг/м3. При температуре 80 К давление равно 320 Па, и высота полёта, на которой заканчивается разгон дайвера с помощью ВРД составит, примерно, 200 км. Финальное число Маха при разгоне будет равно M = 16.5 - 17. Таким образом, стандартный скрэмджет с газозаборником изменяемой геометрии вполне способен обеспечить разгон дайвера до этой скорости [6].

Литература

1. Lindal, G. F.; Lyons, J. R.; Sweetnam, D. N.; Eshleman, V. R.; Hinson, D. P. – The atmosphere of Uranus – Results of radio occultation measurements with Voyager 2. Journal of Geophysical Research (ISSN 0148-0227), vol. 92, Dec. 30, 1987. IOPW: Uranus Publications
2. Левантовский В. И. – Механика космического полета в элементарном изложении. Москва, Наука, 1980.
3. Moseley, H., Conrath, B., Silverberg, R. F. – Atmospheric temperature profiles of Uranus and Neptune. Astrophysical Journal, vol. 292, May 15, 1985. 1985ApJ...292L..83M Page 2:L84
4. Palaszewski, B. – Atmospheric Mining in the Outer Solar System. NASA/TM – 2006-214122, AIAA–2005–4319. http://gltrs.grc.nasa.gov/reports/2006/TM-2006-214122.pdf
5. Atreya, S. K.; Edgington, S. G.; Encrenaz, Th.; Feuchtgruber, H. – ISO observations of C2H2 on Uranus and CH3 on Saturn. The Universe as Seen by ISO. Eds. P. Cox & M. F. Kessler. ESA-SP 427. IOPW: Uranus Publications
6. Лобановский Ю. И. – Концепция перспективной аэрокосмической транспортной системы. Препринт ЦАГИ, no 95, 1994. SYNERJETICS GROUP Обоснование и разработка принципов аэрокосмического транспорта позволит космонавтике стать инструментом исследования космоса, решения накопившихся у человечества проблем.

Streamflow>При T >> T' в равновесном состоянии отношение количества молекул параводорода к ортоводороду составляет 1 : 3. С уменьшением температуры это соотношение должно изменяться, и при T << T' равновесие почти полностью смещено к параводороду. Однако, вероятность изменения суммарного ядерного спина при столкновениях молекул очень мала, и переходов между орто- и пара-состояниями практически не наблюдается [5]. Поэтому принято считать, что и при низких температурах квазиравновесное распределение состояний молекул водорода остаётся таким, какое оно есть при нормальной температуре и выше...

Streamflow>Можно полагать, что в атмосфере Урана происходит обмен молекулами водорода из нижних, более тёплых слоёв, где равновесное отношение количества молекул параводорода к ортоводороду равно 1 : 3, и это же соотношение сохраняется и в том более низкотемпературном слое (T ~ 53 – 70 К), где должен происходить крейсерский полёт дайвера.

>Conrath, B. J.; Pearl, J. C.; Appleby, J. F.; Lindal, G. F.; Orton, G. S.; Bezard, B. Thermal structure and energy balance of Uranus

>It is found that the measured lapse rate at pressures greater than about 600 microbar exceeds that for fully equilibrated ortho and para hydrogen.

Таким образом, даже при давлении 60 Па на высоте h = 270 км равновесие пара- и ортоводорода не достигается. Следовательно, можно обоснованно рассчитывать, что на высоте крейсерского полёта h ~ 10 км водород находится в квазиравновесном состоянии 1 : 3, и показатели адиабаты в таблице поста Streamflow, 2007-02-07, 07:01:20, #296 - правильные.

По облакам может пригодится эта ссылка?


Точнее таблица 5 на стр 2072
и на стр 2076 часть о стратосферных облаках

RD> По облакам может пригодится эта ссылка?
RD> An Error Occurred Setting Your User Cookie
RD> Точнее таблица 5 на стр 2072
RD> и на стр 2076 часть о стратосферных облаках

Очень интересно. Из этих данных следует, что на высоте 2 км при температуре 80 К в кубометре газа имеется порядка 100 полуграммовых сантиметровых метановых льдинок общей массой 45 г! И это при плотности газа 330 г/м³ . Они там ничего не напутали?

Думается, что проблемы разделения газов (водорода, метана, СО2 и проч. от гелия) при "нырках" в атмосферу планет-гигантов нет. Есть возможность получения больших давлений за счет аэродинамического торможения. И существуют мембраны (в т.ч. и керамические, выдерживающие высокие температуры) способные разделять водород и гелий. Кроме того КПД процесса вообще не волнует - вокруг океан этого самого гелия.

Ник
P.S. Кстати, у планет-гигантов есть еще один конкурент, помимо луны. Согласно БСЭ:
В природном Г. любого происхождения (атмосферном, из природных газов, из радиоактивных минералов, метеоритном и т.д.) преобладает изотоп 4He. Содержание 3He обычно мало (в зависимости от источника Г. оно колеблется от 1,3x 10-4 до 2 x 10-8%) и только в Г., выделенном из метеоритов, достигает 17-31,5%.
А метеориты - суть астероиды

Вообще-то, Ник, астероиды - это метеороиды. Метеорит - это то, что нашли на земле. Метеор, это когда он летит по небу. Метеороид - это когда еще в космосе.

Streamflow> Очень интересно. Из этих данных следует, что на высоте 2 км при температуре 80 К в кубометре газа имеется порядка 100 полуграммовых сантиметровых метановых льдинок общей массой 45 г! И это при плотности газа 330 г/м³ . Они там ничего не напутали?
Вероятней всего, проехались в размерности порядка на 3. Здесь

говориться о нанометровых частицах

Wyvern-2> P.S. Кстати, у планет-гигантов есть еще один конкурент, помимо луны. Согласно БСЭ:
Wyvern-2> В природном Г. любого происхождения (атмосферном, из природных газов, из радиоактивных минералов, метеоритном и т.д.) преобладает изотоп 4He. Содержание 3He обычно мало (в зависимости от источника Г. оно колеблется от 1,3x 10-4 до 2 x 10-8%) и только в Г., выделенном из метеоритов, достигает 17-31,5%.
Wyvern-2> А метеориты - суть астероиды
Вряд ли метеориты будут иметь другое соотношение He3/He4, чем в протосолнечном облаке. К тому же в рецензируемой статье

говориться о совсем другом соотношении:
The 3He/4He ratio is higher than that found in meteoritic gases (1.5 ± 0.3) x 10-4.

интересно ,а как вы собираетесь несколько
лет полета хранить это сверхтекучее
вещество ?

Может, заморозить?

valture> интересно ,а как вы собираетесь несколько
valture> лет полета хранить это сверхтекучее
valture> вещество ?
Хранить-то как раз лучше в жидкой фазе, сверхтекучесть нафиг не нужна.

valture> интересно ,а как вы собираетесь несколько
valture> лет полета хранить это сверхтекучее
valture> вещество ?
Свойствами сверхтекучести обладает He4, а не He3.

valture>> интересно ,а как вы собираетесь несколько
valture>> лет полета хранить это сверхтекучее
valture>> вещество ?
RD> Свойствами сверхтекучести обладает He4, а не He3.
Сторого говоря, Не3 тоже обладает, просто его охлаждать нужно для этого сильнее.

Татарин> Сторого говоря, Не3 тоже обладает, просто его охлаждать нужно для этого сильнее.
Да уж. Получить ~2,6 мК при давлении 34 атм – это еще постараться надо.

В кубе гелия при атмосферном давлении 178грамм. Композитные баллоны дежат до 1000атм. В кубовый баллон поместить ся 17кг гелия.

Ник

Крейсерский полёт и сепарация I

I. Общие положения

Рассмотрим возможные режимы крейсерского полёта дайвера SL II при сборе и сепарации гелия-3 в атмосфере Урана. Так как дайвер должен регулярно совершать полёты между плотными слоями атмосферы Урана и его низкой орбитой (высота которой от уровня нормального атмосферного давления 100 кПа составляет около 1000 км), то подобное обстоятельство и определяет, в основном, его облик. Дайвер SL II должен быть эффективным ядерным аэрокосмическим самолётом. Как было показано выше, вследствие того, что атмосфера Урана состоит из смеси очень лёгких газов со средней молекулярной массой в 13.2 раза меньшей, чем у воздуха, максимальная скорость полёта дайвера в уранианской атмосфере при выходе на низкую уранианскую орбиту (11.5 – 12 км/с) «с тепловой точки зрения» эквивалентна скорости полёта в земной атмосфере не большей, чем 4 км/с, то есть максимальной скорости полёта первой ступени АКС SL [1]. Кроме того, хоть числа Маха дайвера SL II, соответствующие этим скоростям (M = 16 – 17), и больше на ~ 30%, чем максимальные числа Маха полёта первой ступени АКС SL (M = 12.5), однако и они находятся в области допустимых значений при использовании скрэмджета с воздухо- или газозаборником изменяемой геометрии, то есть настраиваемого на режим полёта: (5 – 5.5) < M < (18 – 20) [1, 2]. Магнитогидродинамические способы воздействия на поток газа в скрэмджете, возможность использования которых можно допустить у системы со сроком готовности в несколько десятков лет, позволят в случае необходимости расширить диапазон эффективной работы такого МГД-скрэмджета.

Таким образом, естественно предположить, что облик уранианского дайвера SL II в основных чертах может быть близок к облику первой ступени земного АКС SL. При этом многие основные параметры аналогичных систем этих аппаратов можно также считать близкими. Конечно, это не относится к силовым установкам АКС и дайвера вследствие разных базовых источников энергии. Кроме того, требование длительного до- или околозвукового крейсерского полёта дайвера для сбора и сепарации гелия-3 также может привести по мере углубления его разработки к появлению у него существенных особенностей, отличающих его от SL. Однако, использование для дайвера SL II в качестве первого приближения облика и всех возможных основных параметров первой ступени АКС SL, на мой взгляд, является оптимальным подходом на этапе предварительной разработки нового проекта.

Дальнейшая оценка основных параметров и возможных характеристик дайвера на крейсерском режиме производится путём анализа его силовой установки, системы сепарации и накопления гелия-3 и аэродинамической компоновки. Расчёты проводятся в рамках идеального газа с теплоёмкостями и показателями адиабаты, соответствующим средним температурам газовой смеси в соответствующем агрегате. Показатели адиабаты k для смеси газов берутся из приведенной ранее в этой теме таблицы, а для водорода и смесей газов другого состава рассчитываются аналогично (для чистого гелия везде k = 5/3). Используемые формулы являются стандартными при соответствующих предварительных расчётах газозаборников, компрессоров, турбин, турбодетандеров, теплообменников и сопл, и приводиться здесь на форуме не будут вследствие проблем отображения математических символов в html-кодах и громоздкости записей. Физические основы расчёта описаны, например, в [3, 4]. Эти формулы и логика их использования в своё время были отработаны на первом этапе разработки синерджета (синергетического воздушно-реактивного двигателя). Адекватность и достаточная для предварительных оценок точность такого подхода была доказана их сравнением с более точными расчётами в рамках реального газа на последующих этапах разработки синерджета.

Итак, список принятых значений основных коэффициентов эффективности агрегатов рассматриваемой объединённой двигательно-сепарационной системы уранианского дайвера, совпадающий с аналогичными показателями синерджета:
коэффициент восстановления полного давления газозаборника sigma<(i)> = 1.00 при дозвуковых скоростях полёта, а при сверхзвуковых – как у оптимального трёхскачкового воздухозаборника [4] (или, иными словами, соответствует стандартной кривой ЦАГИ зависимости sigma<(i)>(M));
коэффициент эффективности компрессора (адиабатический коэффициент полезного действия) nju<c> = 0.875;
коэффициент эффективности насоса nju<(p)> = 0.85;
коэффициент эффективности турбины или турбодетандера nju<t> = 0.925;
коэффициент восстановления полного давления на теплообменнике sigma<(i)> = 0.925;
коэффициент эффективности сопла nju<n> = 1.00.

Так же как и на первом этапе оценки синерджета при расчёте характеристик всей системы необходимые механические мощности второстепенных потребителей (насосов и компрессоров, кроме главного), а также имеющиеся механические мощности второстепенных источников (турбодетандеров) прямо не учитывались. Было принято, что мощность основного (входного) газового компрессора двигателя составляет 0.95 от мощности основной газовой турбины, а разница используется для привода второстепенных потребителей.


II. Ожижение гелия

После ожижения водорода из водородно-гелиевой смеси, захваченной объединённой двигательно-сепарационной системой дайвера, одинаково во всех вариантах облика дайвера газообразный гелий при температуре 20 К доводится до ожижения гелия-4 (температура кипения при давлении 100 кПа – 4.2 К) и отбора газообразного в этих условиях гелия-3 (температура кипения при давлении 100 кПа – 3.2 К) [5].

Для этого газообразная смесь изотопов гелия при температуре 20 К поступает в компрессор со степенью сжатия pi<c> = 10.3 и на выходе из него нагревается до температуры 55 К. Затем она охлаждается до температуры 9 К встречным потоком гелия-4 с температурой 4 К и практически с тем же расходом (доля гелия-3 составляет всего около 1/11000 от всей смеси). Встречный поток газообразного гелия-4, ранее сжатого в криогенном насосе до необходимого давления, при этом нагревается до температуры 50 К и сбрасывается в коллектор, сливаясь с потоком водорода, имеющим то же давление. Именно в степени повышения давления на гелиевом насосе и будет проявляться влияние особенностей разных вариантов внешних систем дайвера на внутреннюю систему ожижения гелия. Следует отметить, что перепад температур на гелий-гелиевом теплообменнике составляет не менее 5 К.

Сжатая и охлаждённая смесь изотопов гелия при температуре 9 К поступает в гелиевый турбодетандер со степенью расширения pi<t> = 8.25. При этом её температура достигает температуры конденсации гелия-4, что и происходит в ректификаторе, омываемом встречным потоком сжиженного ранее гелия-4. Газообразный гелий-3 отбирается и накапливается, а вначале жидкий, а затем и газообразный гелий-4 идёт навстречу новым порциям смеси изотопов гелия, как уже описано выше.

Таков возможный сценарий сепарации гелия-3 из смеси изотопов гелия для всех рассматриваемых далее вариантов дайвера. Следует отметить, что накапливание очень малой части ожижаемого потока кардинально упрощает проблему ожижения, так как, запустив единожды такой стационарный процесс, для ожижения последующих порций потока можно и нужно использовать ресурсы его предшествующих порций. Если бы не было потерь, то такой процесс практически не требовал бы никаких внешних источников энергии. В реальности, для компенсации внутренних потерь процесса ожижения на встречных потоках требуется подвод некоторой внешней механической энергии, тем меньшей, чем выше качество этого процесса. Я полагаю, что дальнейшие детали и подробности процесса ожижения гелия могут быть рассмотрены уже на следующем этапе проектирования дайвера, если он будет когда-либо проведён.

Литература

1. Лобановский Ю. И. – Концепция перспективной аэрокосмической транспортной системы. Препринт ЦАГИ, no 95, 1994. SYNERJETICS GROUP Эффективное выведение полезных нагрузок на низкую околоземную орбиту многоразовой аэрокосмической транспортной системой. Обеспечение дальности полета на параллакс 3000 км, и до 6500 км до зоны пуска второй ступени при дозаправке горючим с
2. Kors D. L. – Design Considerations for Combined Air Breathing-Rocket Propulsion Systems. AIAA-90-5216, 1990.
3. Седов Л. И. – Механика сплошной среды, т. II. Москва, «Наука», 1976.
4. Абрамович Г. Н. – Прикладная газовая динамика. Москва, «Наука», 1969.
5. Энциклопедия Кругосвет. Физика низких температур. http://www.krugosvet.ru/articles/13/1001321/1001321a1.htm