WWW.DISSERS.RU

БЕСПЛАТНАЯ ЭЛЕКТРОННАЯ БИБЛИОТЕКА

   Добро пожаловать!

Pages:     || 2 | 3 |
-- [ Страница 1 ] --

Экологически чистая мировая электроэнергетика и космонавтика в XXI веке Ю.М. Еськов Москва, 2004 2 Основываясь на историческом опыте, можно утверждать, что, подобно другим Экологически чистая

крупнейшим свершениям человечества, по следствия выхода в космос многократно мировая электроэнергетика превзойдут в отдаленной перспективе се и космонавтика в XXI веке годняшний непосредственный эффект и окажут глубочайшее воздействие на весь последующий ход нашей цивилизации.

М.В. Келдыш Ю.М. Еськов, чл.-корр. Российской академии космонавтики им. К.Э. Циолковского Москва, 2004 3 4 7.2 Системы защиты Земли от опасных естественных космических объектов (ОКО)........................................................53 Оглавление Часть II. Технические возможности создания демонстрационной Предисловие.........................................................................................5 ЛЭС за 10-15 лет................................................................................ Принятые сокращения.........................................................................9 Введение............................................................................................. Часть I. Потребности человечества в электроэнергии в 21-ом веке Глава 1. Концепция станции экологически чистой лунной и пути создания экологически чистой энергетики большой системы электроснабжения Земли по микроволновому лучу мощности............................................................................................11 (ЛЭС), обоснование схемы и параметров будущей штатной Введение.............................................................................................11 крупномасштабной системы;

выбор мощности, схемы, Глава 1. Перспективные системы глобального «беспарникового» конструкции и массы материалов для демонстрационной ЛЭС... электроснабжения в 21-ом веке.......................................................16 Глава 2. Луна как сырьевая база....................................................... 1.1. Электроядерные АЭС (ЭЯЭС)...............................................16 Глава 3. Состав луной базы............................................................... 1.2. Экологически чистые термоядерные ЭС (ТЯЭС)................17 3.1. Электростанция....................................................................... 1.3. Лунные электрические станции (ЛЭС) дистанционного 3.2. Космодром............................................................................... электроснабжения Земли по микроволновому лучу...................20 3.3. Жилой комплекс...................................................................... Глава 2. О рациональной структуре и мощностях Глава 4. Состав и функционирование заводов лунной базы.

электроэнергетики 21-го века...........................................................29 Продолжительность изготовления деталей и монтажа ЭИК......... Глава 3. Транспортные системы, работающие на «космическом» Глава 5. Обоснование грузопотоков с Земли на луну и оценка топливе – основа экологически чистой электроэнергетики...........31 продолжительности развертывания налунной части 3.1. Лунные транспортные системы (ОИСЗ-Луна-ОИСЗ)..........34 демонстрационной ЛЭС.................................................................. 3.1.1. Двухступенчатая «тихоходная» грузовая транспортная Глава 6. Некоторые технические проблемы создания система многоразовых космических аппаратов, работающих демонстрационной ЛЭС и пути их решения................................. только на лунном топливе..........................................................34 Глава 7. Место Луны в перспективных проектах освоения 3.1.2. Скоростной транспортный многоразовый одно- космоса.............................................................................................. ступенчатый корабль для доставки и смены экипажа лунной Заключение....................................................................................... производственной базы, использующий как земное, так и Литература........................................................................................ лунное топливо...........................................................................37 Рисунки............................................................................................. Глава 4. Низкоорбитальные околоземные КА-накопители (КАН) атмосферных кислорода и азота с дистанционным энергоснабжением со средневысотных энергоизлучательных лазерных комплексов......................................................................... Глава 5. Добыча и транспортировка гелия-3 к Земле из атмосферы Урана................................................................................................... Глава 6. Сравнение возможных сценариев создания «беспарниковых» ЭС (ТЯЭС и ЛЭС)............................................... Глава 7. О возможных дополнительных крупномасштабных потребителях «космического» топлива........................................... 7.1. Увод ампул с радиоактивными отходами (РАО) за пределы Солнечной системы........................................................................ 5 Показано, что крупнотоннажное промышленное производство лунного топлива открывает новые, «неэнергетические», но при Предисловие знаваемые важными, области применения практической космо навтики, например, системы защиты Земли от столкновения с Сегодня с критическими замечаниями о неблагополучии в об опасными космическими объектами (астероидами и ядрами ко ласти глобальной экологии не выступает только ленивый.

мет).

Действительно, катастрофическое обострение экологической Все это – один из путей в направлении человечества к устой обстановки в биосфере Земли к концу 20-го – началу 21-го века чивому развитию.

является результатом сильнейшего, хаотичного и хищнического Во второй части, посвященной решению конкретной техниче антропогенного воздействия. Уже сейчас ясно, что частными, ло ской задачи, обосновываются возможные решения по сравнитель кальными действиями проблему не решить. Поэтому надо рас но быстрому (в течение 10-15 лет) созданию пилотного демонст сматривать главную проблему в глобальном масштабе. Все меры, рационного энергоизлучательного лунного комплекса мощностью которые будут в дальнейшем рассмотрены, могут быть осуществ в несколько миллионов киловатт – как типового модуля будущей лены только при широком международном сотрудничестве.

полноразмерной ЛЭС мощностью до 2.5 –3 млрд. киловатт к Сегодня такой ключевой проблемой, по мнению автора, явля году.

ется общая проблема энергетики и экологии с учетом демографии, Показан облик и состав лунной производственной базы, ос ограниченности сырьевых ресурсов Земли, а также – глобальное новные технологические процессы переработки лунного сырья потепление. Возможности решения этой проблемы рассмотрены в (реголита) при получении конструкционных, электротехнических предлагаемой книге.

и других материалов, необходимых для создания основных дета Книга состоит из 2-х частей. В первой части, имеющей кон лей комплекса, а также технология ускоренного автоматизирован цептуальный характер, на основе демографического прогноза рос ного их монтажа на Луне.

та населения в 1-ой половине XXI века оценивается общее коли Приведены также основные технологические процессы при чество населения к 2050 году.

производстве лунного ракетного топлива.

Там же определяется суммарный уровень потребной мощно Оценен потребный грузопоток оборудования с Земли на лун сти мировой электроэнергетической системы (10 млрд. кВт);

ука ную базу и необходимая численность парка транспортных аппара занный уровень определяется в предположении о некотором ус тов.

редненном душевом электропотреблении (вдвое большем, чем в Книга написана автором в инициативном порядке, хотя неко 2000 году).

торые изложенные в ней материалы разрабатывались автором ра Проведено рассмотрение современного состояния мировой нее в рамках НИР Исследовательского центра им. Келдыша.

электроэнергетики (преимущественно ТЭС), а также ее ограниче Работы эти были инициированы руководителем отдела Физи ния. Предлагаются наиболее вероятные перспективные средства ко-технических проблем энергетики Академии наук СССР акаде экологически чистой электроэнергетики – безопасные электро миком Ю.Н. Руденко (начало 90-х годов) и поддержана в Научно ядерные АЭС, термоядерные АС (ТЯАС) и лунные солнечно исследовательском центре Келдыша начальником института ака микроволновые энергоизлучательные станции (ЛЭС), обеспечи демиком А.С. Коротеевым.

вающие дистанционное энергоснабжение Земли СВЧ-лучами сан Эти работы, в основном, касались общих проблем энергетики тиметрового диапазона длин волн. Показано, что по крайней мере и проблем дистанционной передачи СВЧ лучом, для чего к работе половина перспективных схем электроэнергетики, не приводящих были привлечены сотрудники Московского Радиотехнического к глобальному потеплению (так называемая «беспарниковая» института Академии наук СССР.

электроэнергетика), требует неизбежного применения космиче ской техники, в частности – транспортных систем с ракетными двигателями, работающими на космическом (лунном) топливе.

7 Указанные работы затрагивали лишь часть более общей про- читателей и предложения, с целью учета их в дальнейшей работе, блемы развития энергетики и космонавтики, прогнозируемых на которую предполагает продолжать.

XXI век. Автор выражает признательность коллегам из МРТИ РАН В таком комплексном (взаимосвязанном) виде, в каком они принимавшим участие в обсуждении и решении различных аспек предложены автором в данной книге, они формулируются впер- тов СВЧ-передачи: (Белову С.Н., Свиридонову А.И. и Шапошни вые. кову С.С.). Автор также благодарит тех, кто взял на себя труд Апробация отдельных аспектов проблемы, освещенной в дан- прочесть рукопись и дать ряд замечаний и предложений по улуч ной книге, проводилась автором на ряде зарубежных междуна- шению текста: Гафаров А.А и Пришлецов А.Б (ИЦ им Келдыша), родных конференций: Ужгород (Украина) 1993;

Будапешт (Венг- Петров Н.Н. (директор экологических программ ООО «ИНБАС»), рия) 1994;

Кобе (Япония) 1995), а также на конференциях и семи- Коссый И.А. (Института Общей физики РАН), Богомолов А.С.

нарах в России: в Исследовательском центре им. Келдыша;

в ин- (ЗАО «Физтехмед»), Малышев Г.В. – (МАИ).

ституте Общей физики РАН;

на международной конференция в ГЕОХИ РАН им. Вернадского – 1998, в НПО «Луч» ( г. Подольск) – 1999 год.

Цель написания настоящей книги – ознакомить широкий круг читателей с решением наиболее сложной проблемы нашего XXI века – создания экологически чистой «беспарниковой» электро энергетики Земли путем использования космических сырьевых ресурсов и разработки соответствующих космических технологий.

Предложенные автором технические решения в части II, опирают ся на значительный имеющийся в России и за рубежом научно технический задел, позволяют зримо представить себе облик и основные энергомассовые характеристики демонстрационной ЛЭС, характерные технологические процессы при изготовлении ее деталей и их продолжительность, а также продолжительность монтажа ЛЭС с помощью комбайнов-луноходов.

Главная цель этой части книги – убедить читателя в абсолют ной реалистичности создания такой ЛЭС за вполне обозримые сроки (при соответствующем финансировании). Реальные пара метры станции, конечно, будут несколько отличаться от приве денных («точность конечного результата не может быть выше точности исходных данных», а часть из них является заведомо приближенными). Данный материал не претендует ни на ранг тех нического проекта, ни на ранг технического предложения. Поэто му имеющиеся некоторые нестыковки цифр в различных разделах на этом этапе автор счел несущественными (наведение «полного ажура» в цифрах не повысит качества материала). Масштаб же проблемы вполне осязаем и при такой приближенности. Тем не менее автор с благодарностью готов принять любые замечания 9 РБ -– ракетный блок ;

РН – ракета – носитель;

Принятые сокращения СА – спускаемый аппарат;

СБ – солнечная батарея;

АБ – аккумуляторная батарея;

СВ – средства выведения (ПН на ОИСЗ);

АЭС – атомная электростанция (наземная);

СКА – суборбитальный космический аппарат;

БПОП – буксир-перехватчик орбитального базирования;

СЭП – система электропитания;

ГСО – геостационарная орбита;

СЭРДУ – солнечно-электрическая ракетная ДУ;

ДУ – двигательная установка;

ТКА – транспортный космический аппарат;

ЖРД – жидкостный ракетный двигатель (здесь – ДУ с крио ТКС – транспортная космическая система;

генным окислителем О2 и порошкообразными горючими Al и/или ТЭС – тепловая электростанция (наземная);

Si);

УТС – управляемый термоядерный синтез;

ЗГ – задающий генератор;

ФАР – фазированная антенная решетка (здесь – лунная);

ИСЗ – искусственный спутник Земли;

ХИ – холодильник-излучатель космической ЯЭУ замкнутой КА – космический аппарат;

схемы;

КС – космическая станция;

ЭРД – электроракетный двигатель;

камера сгорания;

ЭУ – энергетическая установка;

ЛБ – лунная база;

ЭХГ – электрохимический генератор (здесь – источник посто ЛЖК – лунный жилой комплекс;

янного тока, ;

вырабатываемого с расходом О2 и Н2 и получением ЛКЗ – лунный кислородный завод;

Н2О);

ЛПБ – лунная производственная база;

ЯБЗ – ядерный боезаряд (применительно к системе защиты ЛКИ – летно-конструкторские испытания;

Земли от ОКО);

ЛР – лунная ракета (рейс «ЛТЗ – ОИСЛ – ЛТЗ»);

ЯР – ядерный реактор;

ЛТ – лунное топливо;

ЯРД – ядерный ракетный двигатель;

ЛТЗ – лунный топливный завод;

ЯЭРДУ – ядерная электроракетная ДУ;

ЛТХ – летно-технические характеристики ;

ЯЭУ – ядерная энергетическая установка;

ЛЭС – лунная электрическая станция (электроснабжение Зем ли по СВЧ-лучу);

МБ – межорбитальный буксир (рейс «ОИСЗ – ОИСЛ – ОИСЗ»);

МКС – международная космическая станция;

многоразовая космическая система (СВ);

НТО – научно-технический отчет;

ОИСЗ – орбита искусственного спутника Земли (низкая опор ная орбита);

ОИСЛ – орбита искусственного спутника Луны;

ОКО – опасный космический объект (естественного происхо ждения);

ОТЗС – орбитальная топливозаправочная станция (на ОИСЗ) ;

ПН – полезная нагрузка КА, ЛР, МБ и СКА;

РАО – радиоактивные отходы;

11 – базовой энергетики (в основном электроэнергетики) и космо навтики. Именно они смогут обеспечить выход человечества из Часть I глобального кризиса к устойчивому развитию. Несмотря на то, что Потребности человечества в электроэнергии в 21-ом веке современная техническая цивилизация является результатом и пути создания экологически чистой энергетики боль функционирования и взаимодействия многих других областей шой мощности деятельности (промышленное и сельскохозяйственное производ ство, коммунальное хозяйство, наука, образование и др.), выбор в Введение качестве объекта анализа – энергетики, прежде всего электроэнер гетики, не является случайным. Именно энергетика является клю В сегодняшний 21-й век земная технологическая цивилизация чом, и, кстати, наиболее уязвимым звеном мирового хозяйства.

вступила в состоянии глубокого системного кризиса (демография, Достаточно представить себе, что произойдёт в гипотетическом энергетика, экология). Громадный масштаб отрицательного воз случае «исчезновения» какой-либо из отраслей деятельности. Хо действия человека на всю экологическую обстановку в мире, пока тя несколько последующих фраз способны поссорить автора с ещё неосознанный большинством населения планеты, но доста большими и достойными «кланами», прежде всего гуманитариев, точно ясно представляемый учёными новой, недавно возникшей необходимо жёстко и грубо признать, что «мгновенная» ликвида науки – глобалистики, позволяет сделать вполне чёткие, хотя и ция, например, образования, действительно окажет сильнейшее неутешительные, прогнозы на ближайшее, и более отдалённое бу влияние на весь ход дальнейшей истории, но произойдёт это не дущее. Если «оставить всё как есть», на сегодня следует признать, сразу, а через несколько десятков лет. Быстрее будут ощущаться что в глобальном масштабе, общее развитие человечества, со всё «отмена» фундаментальных наук, а в первую очередь прикладных.

более и более ускоряющимися темпами негативных изменений, Но масштабы воздействия также ощутятся через 10 – 15 лет.

следует оценить, как спонтанное, беспорядочное, хаотическое раз Можно говорить о влиянии краха машиностроения или химиче витие. Количественные оценки показывают, что суммарный век ской промышленности и спорить о его сроках. Даже развал сель тор этого развития, если быстро не изменить ситуацию, с большой скохозяйственного производства, в том виде, как оно существует, вероятностью приведёт к катастрофическим последствиям гло не приведёт к немедленному и необратимому вымиранию плане бального масштаба, не позднее середины 21 века [1].

ты. Просто сельское хозяйство вернётся к более примитивному и Глобалистика, родившаяся, как наука в середине 60-х годов, низкому уровню, возможно в течение нескольких лет (конечно с прошлого (20) века, чётко делает вывод, что выход из кризиса мо неизбежными и крупными потерями населения). Однако послед жет быть найден путём перехода к управляемому, централизован ствия «неожиданного» «исчезновения» энергетики и электроэнер ному развитию, с безусловными элементами самоограничения.

гетики проявятся мгновенно (буквально через часы), а масштабы Этот вывод чётко следует из осознания принципиально ограни потерь будут катастрофическими. Основной удар придётся по ченных возможностей планеты Земля по располагаемым запасам промышленно развитым странам. Достаточно представить себе энергоресурсов, площадей сельскохозяйственных угодий, пре отключение освещения, связи, ж/д. транспорта, отопления. Даже дельной урожайности сельскохозяйственных культур и мини кажущийся автономным и «независимым» автомобильный транс мальной потребности человека в продуктах питания. При пре порт быстро встанет (все бензонасосы на топливозаправочных дельных количественных ограничениях по нагрузке на экологию, станциях работают от электродвигателей), буквально через не количество населения Земли не должно превысить 10 млрд. чело сколько дней может прекратится нормальная жизнь в городах (а в век (по другим оценкам – 6-7млрд).

них живёт более 50% населения развитых стран). Картина доста Не касаясь социально-политических аспектов проблем и спо точно мрачная. Всё показывает, что именно энергетика является собов перехода к управляемому развитию, в настоящем разделе ключевым звеном и она достойна подробного анализа. Её надо рассмотрены только, технические аспекты реализации разумного улучшать (а об этом будет сказано ниже) [2].

сценария развития двух важнейших отраслей мировой экономики 13 Что касается космонавтики, то здесь ситуация сильно отлича- В переводе на инженерно-технический язык и язык экономи ется от энергетики и привязка её к энергетике кажется необосно- ки, эти требования, как будет показано ниже, вполне могут быть ванной и произвольной. Космонавтика имеет реальных ресурсов, реализованы такой единой системой: «энергетика + космонавти почти в 1000 раз меньше, чем мировой ТЭК. О космонавтике поч- ка», которая обеспечит:

ти никто ничего не знает (достаточно спросить на улице первых 1. Высокий уровень душевых доходов населения, определяе 100 человек!). Но как будет видно из нижеследующего, будущая, мый в значительной мере уровнем душевого энергопотребления (в новая электроэнергетика не сможет обойтись без космонавтики и первую очередь электропотребления).

соответствующих технических средств (новых космических дви- 2. Высокую экологическую чистоту применяемых технологий, гателей и транспортных космических аппаратов). И вложения в в первую очередь электроэнергетики, (т.е. ТЭКа), включая отсут неё (в долях мирового валового продукта) безусловно, и вполне ствие вредных химических выбросов и «парниковых» газов, что обоснованно, должны быть увеличены [3, 4]. стабилизирует глобальное потепление, а также отсутствие или Попытаемся определить, какими же должны быть (количест- снижение до приемлемого уровня различных излучений, от ядер венно и качественно) энергетика в глобальном масштабе, а также ных и термоядерных реакторов и радиоактивных отходов (РАО).

космонавтика (и, соответственно, космическая техника, чтобы 3. Повышение доли такой электроэнергетики, которая не тре удовлетворить земные потребности), исходя из естественных по- бует расходования природных ископаемых энергоносителей.

требностей «среднего» человека. Спустимся с академического на 4. Многоцелевое использование технических средств космо бытовой уровень рассмотрения проблемы. навтики (космической техники), разработанных для решения задач Что нужно, или чего хочет человек? по п.п. 1, 2 и 3 (по типу, например, сегодняшней техники и техно По возможности высокий материальный уровень жизни (тре- логий двойного назначения).

бования же к уровню культуры могут сильно различаться). Рассмотрим современную наземную энергетику (электроэнер Высокое качество жизни, определяемое (помимо уровня ме- гетику) – современный ТЭК – с точки зрения качественного и ко дицинского обслуживания, образования и культуры) – сохранени- личественного соответствия вышеуказанным требованиям, воз ем окружающей среды (т.е. высокого уровня экологической чис- можное изменение масштаба и новой структуры ТЭКа, удовлетво тоты). ряющих этим требованиям. Покажем также невозможность реше Стабильность, включая минимум потерь и от социальных ния задач нового ТЭК без привлечения космонавтики.

конфликтов внутри отдельного государства (определяемую уров- Оценим общий масштаб современной электроэнергетики, её нем (индексом) социальной напряженности, количественно оце- структуру и реализованные темпы роста за последние 50 лет, с ниваемым, как отношение средних доходов 10% самых богатых точки зрения новых требований 21 века по неизбежному и быст членов общества, к уровню средних доходов 10% наименее обес- рому наращиванию общей мощности в связи с демографическими печенных слоёв населении), международная стабильность, опре- прогнозами и желательностью повышения среднедушевого по деляемая в значительной мере, отсутствием войн и локальных по- требления, по сравнению с крайне низким сегодняшним уровнем.

граничных конфликтов из-за спорных территорий, часто с зале- Установленная мощность всех ЭС в мире 3млрд.кВт.эл.

жами сырья, в основном энергоносителей. (3ТВт). С 1950г., когда она составляла 1млрд.кВт.эл, прирост со Гарантией безопасности и защищённости от естественных ставил 2млрд.кВт, а среднегодовые темпы прироста были значи природных катаклизмов и катастроф, начиная, например, с преду- тельны – 40млн.кВт/год.

преждения о грозящем тайфуне до возможности его разрушения в Структура электроэнергетики сейчас характеризуется пре начальной стадии, и кончая защитой Земли от столкновения с имущественным положением ТЭС (до 80%). Доля ГЭС и АЭС со опасными космическими объектами (ОКО) – астероидами и ядра- ставляет всего по 6%. Не вдаваясь в более точные оценки, можно ми комет. считать долю угля, газа и нефти в ТЭС, примерно одинаковыми.

На долю АЭС в мировом производстве электроэнергии приходит 15 ся пока всего 6%, однако есть опыт ряда стран, где эта доля значи- к 2050г. будет реализована некая средняя величина, между сего тельно выше (Франция – 73%, Япония и ФРГ – примерно по 30%). дняшними 0.5кВт/чел, и «оптимальной» 2кВт/чел, (принято –N Доля возобновляемых источников – ГЭС (6%), навряд ли возрас- =1кВт/чел), получим общую мощность ЭС – N=10млрд.кВт. По тёт. Доля солнечной энергетики, при наземном размещении уста- лагая, что на долю ТЭС, останутся 30%, т.е. 3,0млрд.кВт.эл, что новок, сегодня составляет 0,3%, а ветроэнергетики – 0,01%. соответствует сегодняшней мощности. На долю «беспарниковой» Особо стоит отметить главный недостаток ТЭС, дающих до электроэнергетики придётся ~ 7млрд.кВт, а темп прироста «бес 75% всей электроэнергетики (по другим оценкам – до 80%) – вы- парниковых» ЭС (140млн. кВт/год) – в 3.5 раза выше, чем за пери брос в атмосферу до 20млрд.т/год СО2(«парниковый газ»). При од 1950-2000г.

сегодняшних темпах потребления нефти, природного газа и угля, Каковы же реальные кандидаты в «клуб беспарниковых энер времена исчерпания мировых запасов ограничены, и составят 50 гетиков» и пути финансирования этого грандиозного глобального лет, 60 лет и 200-400 лет соответственно. Кроме того ТЭС имеет проекта? Это, прежде всего АЭС с улучшенными параметрами, ещё один существенный недостаток – значительный местный пе- лунные энергостанции с дистанционной передачей электроэнер регрев атмосферы, из-за низкого термодинамического КПД – 33- гии с помощью СВЧ-лучей на земные приёмные устройства (ЛЭС) 35%. Это означает, что на каждый выработанный 1МВт электри- и термоядерные электростанции на экологически чистом топливе ческой мощности, на локальный нагрев атмосферы расходуется – гелий-3 + дейтерий (ТЯЭС).

2МВт. («тепловое» загрязнение). Рассмотрим их с точки зрения степени готовности, обеспе Предпринимаются определённые усилия по улучшению схем ченности топливом и экологической чистоты. Здесь будут кратко и параметров ТЭС. Так, начинают внедряться парогазовые ТЭС, рассмотрены лишь схемы и физические основы их функциониро где КПД может быть повышен до 50%. Это приведёт к снижению вания.

расхода топлива, и, соответственно, выбросов СО2 на 33%, мест- ного перегрева – также на 33%.

Глава 1. Перспективные системы глобального «беспар Однако, этих мер совершенно недостаточно, и дальнейшее никового» электроснабжения в 21-ом веке наращивание абсолютной мощности всей электроэнергетики (на ряду с сохранением некоторой доли на ТЭС), должно базировать 1.1. Электроядерные АЭС (ЭЯЭС) ся на применении новых типов «беспарниковых» электростанций.

Электроядерная АЭС, упрощённо, состоит из подкритичного Сегодня, при мощности всех ЭС 3млрд. кВт. и численности ядерного реактора на урановом или ториевом топливе и располо населения мира 6млрд. чел. среднедушевое электропотребление, женного в непосредственной близости от него, вдоль оси – уско составляет 0,5кВт.эл/чел. По демографическим прогнозам, к концу рителя протонов, питаемого от базовой электросети. Между ними 2050г, население Земли должно возрасти до 10млрд.чел.

размещена бериллийсодержащая мишень. Полученный в ускори Какова же должна быть установленная мощность всех ЭС в теле пучок протонов большой мощности (до 100МВт) и высокой 2050г, и структура ТЭКа. При душевом электропотреблении – плотности, проходя через мишень, образует поток нейтронов, ко 2кВт/чел. стабилизируются такие важнейшие показатели качества торый и вызывает реакцию деления. Система начинает работать жизни, как детская смертность и продолжительность жизни. При только после включения ускорителя и прекращает работу, соот снижении этой величины, показатели существенно ухудшаются, а ветственно, после его выключения (с учётом запаздывающих ней при росте – практически остаются неизменными (это, естественно, тронов). Способы теплосъёма с реактора и превращения тепла в не означает, что при большем энергопотреблении нельзя найти электроэнергию – традиционны для АЭС [5].

способов повышения уровня жизни – от «комфорта», до «роско Особенностью и главными преимуществами такой схемы яв ши»!). Здесь рассматривается минимально приемлемый уровень.

ляются:

Учитывая сильную инерционность ТЭКа ( доля которого в вало – полный контроль над критичностью реактора и невозмож вом продукте развитых стран, составляет до 15%), и, полагая, что ность аварии, типа чернобыльской.

17 – высокая плотность нейтронного потока в реакторе, что од- то стендовыми ограничениями по системе охлаждения), она, с новременно с выработкойэлектроэнергии позволяет осуществлять точки зрения физики реактора, достаточна для подтверждения ус «трансмутацию» получающихся радионуклидов, «выжигая» наи- тойчивости плазменного кольцевого шнура. Правда, с экологиче более активные, снижая общий объём полученных РАО и упрощая ской точки зрения эта реакция небезупречна. Во-первых, в состав проблему их захоронения. топлива входит радиоактивный тритий (период полураспада ~ – возможность применения в топливном цикле урана-238, что лет), который нарабатывается в специальных ядерных реакторах.

позволяет эффективно использовать все запасы природного урана Во вторых, уровень нейтронного потока (а, следовательно, и про и обеспечить электростанции топливом, по крайней мере, на не- блемы активации материалов конструкции) сохраняются. Высокая сколько сотен лет. энергия нейтронов (~ 15МэВ) приводит к достаточно быстрому Техническое состояние разработок характеризуется высоким разрушению материалов внутренней стенки тороидальной камеры.

уровнем, запуск головной ЭЯЭС возможен через 20-25 лет. Эколо- По оценкам, оказывается, что после 2-х – 3-х лет работы, придётся гическая чистота в части норм облучения обеспечивается в преде- полностью менять систему посекционно, при массе секции до лах нормативов. 500т. И делать это в условиях сильной наведённой радиоактивно сти конструкции с помощью автоматических роботов манипуляторов, что потребует почти года работы. Тем не менее, 1.2. Экологически чистые термоядерные ЭС (ТЯЭС) основные удельные параметры такой установки уже заложены в Учитывая особую важность критерия экологической чистоты недавно завершенный и прошедшей экспертизу проект термо (при безусловном отсутствии парникового эффекта) предложено, ядерного экспериментального международного реактора ITER для ТЯЭС, несколько типов термоядерных реакций (с использова (Япония, США, РФ и Европейский центр ядерных исследований).

нием различных типов термоядерного топлива, отличающихся Постройка этого термоядерного реактора должна завершиться к уровнем радиоактивности исходного топлива и конструкций реак 2010 году (без решения проблемы получения электроэнергии).

тора, а также температурой «поджига» реакции).

В Висконсинском университете (США), ведутся исследования Так, наиболее экологически чистая реакция Не+3Не («аней в обеспечение возможности замены топлива D+T на более эколо тронная») требует исключительно высокой температуры поджига гически чистое топливо D+3Hе [6], в том числе путём повышения ~ 3млрд.К и пока представляется малореалистичной.

температуры реакции и напряженности магнитного поля на 20%.

Более «умеренная» температура – 800млн.К, требуется для ре Хотя сама возможность сохранения законов подобия в плазме при акции Не+D, которая теоретически, также является «анейтрон переходе от реализованной температуры 100 млн. К к 800 млн. К ной». Однако наличие в смесевом топливе Не+D дейтерия D, теоретически пока не обоснована. Кстати, даже после успешного приводит к возникновению побочных реакций D+D, которые дают завершения работ по слаборадиоактивному реактору с топливом заметный фон нейтронов (хотя по оценкам, этот уровень значи D+3Hе, при его будущей эксплуатации должна предусматриваться тельно, на несколько порядков, ниже, чем в энергетических реак и кратковременная работа на радиоактивном топливе T+D в каче торах деления сегодняшних АЭС, работающих на обогащённом стве «запального» режима, по крайней мере, в течение нескольких уране. Пока реакция D+3Не практически не реализована, но ин минут, после чего при сохранении подачи D производится посте тенсивные исследования по ней ведутся.

пенный переход в системе подачи от трития к 3Не.

Ещё более умеренны требования по температуре реакции на Поскольку среди «беспарниковых» ЭС схема ТЯР типа тока топливе D+T (дейтерий + тритий) ~ 100млн.К. Здесь уже достиг мак на дейтерий-гелиевом топливе является (наряду с электро нуты конкретные и впечатляющие экспериментальные результа ядерной АЭС) наиболее проработанной, как с точки зрения конст ты: на установке JET типа токамак (в Кембридже, Англия) уже в рукции, эксплуатации и экологической безопасности, в данном 1991г. была получена тепловая мощность ~ 2МВт, в конце 90-х случае выделим именно радиационную безопасность. Остановим годов доведённая до 10МВт. Хотя продолжительность этих экспе ся на этих вопросах более подробно. Проблема обеспечения «чис риментов составляла всего несколько секунд (и определялась чис 19 тым» термоядерным топливом будет рассмотрена специально. В ляет увеличить общий КПД преобразования, снизить тепловое за дальнейшем, для упрощения, дейтрий-гелиевые ТЯР, условно бу- грязнение биосферы и уменьшить долю энергии, преобразуемую в дем называть «чистыми». тепловых турбомашинных системах, что снижает уровень шума.

С экологической точки зрения и с точки зрения безопасности Благодаря малому нейтронному потоку, уменьшается и остро наземные ТЯЭС на базе «чистых» ТЯР, работающие на дейтерий- та проблемы радиационной безопасности. Наведённая активность гелиевом топливе имеют ряд существенных преимуществ перед конструкции низка. Не требуется специальных, достаточно слож урановыми АЭС и перед ТЯЭС с ТЯР на дейтрий-тритиевом топ- ных, способов подготовки и захоронения радиоактивных отходов ливе [7]. (РАО), характерных для урановых АЭС и включающих остекло Во-первых, в любых ТЯР принципиально невозможен ядер- вывание их с последующим захоронением блоков или контейне ный взрыв из-за малых количеств топлива одновременно находя- ров с РАО в глубоких бетонированных колодцах или шахтах в щегося в реакторе и из-за отсутствия самого понятия критической скалистых породах. Вполне допустимо безопасное захоронение массы. Секундный расход топлива в ТЯР крайне мал и, например, РАО после 30-летней эксплуатации ТЯР даже в упакованных бу для ТЯР мощностью в 1ГВт. не превышает 3-х мг/с. В дейтерий- мажных пакетах на глубину более 2-х метров в обычный грунт.

гелиевом ТЯР нейтронный поток на внутренней стенке реактора В результате эксплуатации «чистого» ТЯР образуется, тем не существенно (в 15 раз) меньше, чем в дейтерий-тритиевом и соот- менее, небольшое количество активного трития. За 30 лет непре ветствует температуре стенки всего 550о C, что позволяет: рывной эксплуатации реактора, мощностью 1ГВт., нарабатывается – использовать в качестве основного конструкционного мате- 160кг. трития, от которого в результате идущего одновременно риала стенки относительно дешевую нержавеющую сталь, обеспе- процесса распада остаётся всего ~ 60кг. Большая часть трития чивающую низкую активацию и высокую стойкость. Это позволя- превращается в 3Не, общая стоимость которого, кстати, достаточ ет провести 30-ти летнюю кампанию ТЯР без смены стенки. В но велика и оценивается в 160млн$. Наработанный тритий может дейтриево-тритиевом же ТЯР из-за высокого нейтронного потока, храниться, например, в сосудах (банках) ёмкостью по несколько смена стенки неизбежна многократно при применении любых ма- литров при умеренном тепловыделении (~100Вт.), общее количе териалов. ство сосудов 1000шт. Как по объёму, так и по условиям теплоот – перейти в контуре охлаждения от высокотемпературного вода, технических проблем нет. Полученный 3Не, может в прин жидкометаллического литиевого теплоносителя, крайне опасного ципе, использоваться для экономии основного топлива в ТЯР (од в пожарном отношении, к относительно низкотемпературным те- нако его масса составляет всего лишь доли процента от необходи плоносителям на основе синтетических кремнийорганических со- мого 3Не для работы в течение 30-ти летний кампании реактора).

единений. Тритий же вполне может использоваться в составе пускового топ – повысить безопасность реактора в аварийных ситуациях при лива (D+T). Таким образом, техническая возможность создания отказах системы охлаждения из-за существенно меньшего оста- малорадиоактивных ТЯР для ТЯЭС и достаточно высокий уровень точного тепловыделения в конструкции. проработки (хотя фундаментальные проблемы остаются) позво – улучшить условия эксплуатации труда персонала при ре- ляют рассматривать наземные ТЯЭС как часть триады «беспарни монтных и регламентных работах, поскольку остаточная актив- ковых» ЭС.

ность после выключения реактора снижается до безопасного уровня уже через несколько суток.

1.3. Лунные электрические станции (ЛЭС) дистанцион Благодаря тому, что основная энергия в реакции выделяется в ного электроснабжения Земли по микроволновому лучу виде энергии заряженных частиц, возможно использование син Предлагаемый проект лунных энергетических станций явля хротронного излучения для прямого его преобразования в элек ется результатом достаточно длительной эволюции взглядов на троэнергию с помощью электростатических преобразователей ти прямое использование возобновляемых космических ресурсов – па, например, ректенн, встроенных в стенку реактора. Это позво энергии Солнца, а также практически неисчерпаемых запасов 21 космического сырья – в интересах базовой сверхмощной электро- – ограниченность выбора мест размещения СЭС, характери энергетики глобального масштаба. зующихся большим числом солнечных дней в году (300-350). Это, Анализ проработок первых проектов прямого использования в основном, пустыни со своими недостатками: частыми песчаны энергии Солнца в наземных солнечно-энергетических электро- ми бурями, оказывающими сильное эрозионное воздействие на станциях – как в безмашинных статических преобразователях ти- внешний защитный слой СБ, что, в свою очередь затрудняет дос па ФЭП в виде планарных СБ – так и в тепловых турбоэлектро- тижение длительного ресурса, подвижные барханы, требующие машинных преобразователях (ТЭМП), подтвердил полную техни- размещения планарных СБ на высоких опорах и т.д.

ческую возможность создания агрегатов умеренной мощности – низкие напряжения на выходе СБ по постоянному току и обоих типов. необходимость преобразования в высоковольтный переменный Однако по технико-экономическим и эксплутационным пока- ток промышленной частоты для передачи с помощью проводных зателям они не удовлетворяли требованиям «большой» электро- ЛЭП.

энергетики. Так, для наземных СБ с выходной мощностью 3 млрд – большая протяженность ЛЭП от района размещения СЭС кВт потребуются исключительно большие площади из-за малой (Сахара, Калахари, Атакама, Саудовская Аравия и др.) до энерго реальной среднегодовой плотности падающего солнечного излу- дефицитных районов-потребителей (до нескольких тысяч кило чения (примерно 20 Вт/м2 вместо 1360 Вт/м2 на внешней границе метров).

земной атмосферы, за счет потерь при прохождении сухой атмо- – желательность двухосной системы наведения СЭУ на сферы, облачности, осадков, учета циклов «день-ночь», «зима- Солнце, что ограничивает размеры единичного СБ-модуля (по ус лето» и т.д.). Кроме того, низок КПД солнечных батарей. Дос- ловиям прочности) величиной L*L~5*5м. (возможно до 10*10м.).

тигнутый максимальный КПД на арсенид-галлиевых многослой- Главные недостатки тепловых электромашинных солнечных ных, крайне дорогих, образцах СБ небольшого размера – пример- электростанций (ТЭМП):

но 35%;

при больших же площадях он обычно снижается (при- – для получения высокого КПД замкнутого термодинамиче мерно до 25-30%). Вообще применение СБ из арсенида галлия ского цикла необходима высокая температура теплоприёмника (до при таких масштабах мощности и, соответственно, площадях со- 1400-1500К), что требует либо параболического зеркального сол вершенно нереально из-за отсутствия галлия и мышьяка в необхо- нечного концентратора больших габаритов с высоким качеством димых количествах и крайне высокой стоимости самих материа- внутренней (рабочей) поверхности (при КПД = 35% и пиковой лов из-за низкого содержания их в сырье. Так, например, в ба- электрической мощности 100 МВт в ясный полдень, диаметр мо зальтовых породах относительное содержание галлия и мышьяка ноблочного концентратора ~20 м), либо большого количества пло составляет всего 0,0015% и 0,0005%, соответственно. Это почти в ских зеркал, управляемых по углу места одноосным разворотом, а 20 000 и 60 000 раз меньше, чем содержание, например, кремния, по азимуту – перемещением по кольцевому рельсовому пути.

который, кстати, является достаточно привлекательным материа- – большой высоты размещения теплоприёмника (десятки мет лом для СБ, хорошо освоенным в промыщленном крупнотоннаж- ров), от поверхности Земли, на тяжелой опорной башне.

ном производстве, хотя он обеспечивает меньший КПД СБ (около Практически реализована максимальная электрическая мощ 10% для СБ с полумикронным электрогенерирующим слоем ность в такой многозеркальной системе ~80МВт.

кремния на стальной фольге-подложке). Для обеспечения потреб- В перспективе, для питания электричеством и теплом отдель ной мощности 3 млрд. кВт при КПД 10 % площадь СБ составит ных анклавов, такие СЭС годятся. Для глобальных же масштабов 1,5·1012 м2 (квадрат 1220 на 1220 км), либо 6 отдельных анклавов – нет. Сегодня вся земная солнечная электроэнергетика не превы по 550 на 550 км. При толщине стальной подложки 100 мкм, даже шает 1ГВт.эл.(0,3% всех ЭС). И в перспективе вряд ли превысит без учета защитного стеклянного слоя, масса энергосистемы со- несколько процентов, что проблемы не решает.

ставит примерно 1 млрд. тонн. Существенно больше перспективы имеют энергосистемы К другим недостаткам наземных СБ следует отнести: космического базирования, где солнечная энергия преобразуется 23 на СБ сначала в электроэнергию постоянного тока, а последний Даже с учётом возможности экономичной самотранспорти питает микроволновые генераторы (например, СВЧ диапазона) ровки КЭС с низкой опорной орбиты на ГСО при помощи штат размещённые в виде плоской фазированной решетки (ФАР). На ных ЭРД стабилизации, ориентации и затрат топлива на эксплуа ФАР формируется острый СВЧ луч с расходимостью порядка ~ тацию в течение 30 лет, характерный грузопоток на низкую опор 3*10-4 радиан. Луч передается на наземные приёмо- ную орбиту при сроке развёртывания всей системы 30 лет, соста преобразовательные устройства (ректенны) диаметром ~ 10км., вил бы 130тыс. т/год, что почти в 200 раз превышает сегодняшний выполненные в виде нефазированных антенных решеток с твердо- грузопоток на ОИСЗ. Это совершенно нереалистично не только в тельными диодами или с так называемыми обращёнными электро- техническом отношении, но и из-за неприемлемого количества вакуумными приборами (типа, например, магнетрона или клис- выбросов в атмосферу продуктов сгорания маршевых РД средств трона), размещаемыми в фокусе зеркальных радиоотражающих выведения при любых типах ракетных топлив, что регламентиру параболических антенн технологически освоенных габаритов ется экологическими соображениями. Это усугубится примени (диаметром 3-5м). В первом случае напряжение выходного посто- тельно к рассматриваемой в данном разделе «триаде» экологиче янного тока до 1кВ., во втором – до 100кВ. (но требует точной ски чистых «беспарниковых» ЭС – АЭС, ТЯЭС, и ЛЭС с учётом системы наведения на Солнце). потребной мощности системы СВЧ энергоснабжения Земли с рас Первые предложения по энергоснабжению Земли с геоста- чётом на 2050г. (~2,5млрд.кВт.эл.). Тогда грузопоток составил бы.

ционарной орбиты были высказаны В.Н. Варваровым (СССР) ещё ~ 1млн.т/год.

в 1960г. [8],подробная инженерная проработка заявлена Тем не менее, проработки КС выявили одно важное преиму П.Глезером [9] в 1968г. (США) и подкреплена затем проектами щество дистанционной передачи с КС на ректенну СВЧ-лучём – ряда космических фирм США в 70-х годах, подтвердивших её малые потери в атмосфере и в самой ректенне (до 10%). Это озна техническую реализуемость. Однако, заявляемая тогда экономич- чает, что доля локального теплового загрязнения, приводящего к ность, базировалась на неоправданную оптимистическую стои- повышению температуры атмосферы, составляет всего 10% по мость выведения (~100$/кг. при выведении на низкую опорную отношению к вырабатываемой электроэнергии, что в 20 раз ниже, околоземную орбиту). чем в АЭС и ТЭС и вдвое-втрое ниже, чем в «чистых» ТЯЭС.

Основная идея проекта состояла в создании с помощью авто- Наиболее крупными недостатками системы КЭС на ГСО яв матизированных заводов по изготовлению из доставленных с Зем- ляются большие баллистические энергозатраты при доставке ма ли (с ОИСЗ) материалов и части готовых изделий космической териалов с Земли.

энергоизлучательной станции (КЭС) на ГСО. Каждая КЭС имела 2 В 1975 О`Нейл (США) предложил для создания конструкций основных функциональных элемента: крупногабаритную СБ не- различных поселений в космосе использовать лунное сырьё, а для прерывно ориентированную на Солнце с выходной мощностью запуска в космос ампул с сырьём – электромагнитные (безрасход до…10млн.кВт.эл. и радиотехнический излучающий комплекс, ные, с точки зрения использования энергии лунных СБ, пушки выполненный в виде плоской, круглой в плане крупногабаритной («ускорители») [10]. Характерные баллистические затраты, на (Dфар=1км) фазированной решетки (ФАР), непрерывно ориентиро- пример при полёте с поверхности Луны в точку либрации ~ 2, ванной на конкретную наземную приёмно-преобразовательную км/с. При сравнении же потребных энергий (пропорциональных антенну (ректенну). СВЧ луч КЭС при длине волны = 12,25см. квадрату скорости) доставка на ГСО с окололунной орбиты, почти имел выходную мощность после ректенны до 5млн.кВт. Масса в 50 раз экономичней, чем с Земли. Дополнительным недостатком каждой КЭС на ГСО ~50000т.;

масса всей космической части КЭС является наличие (из-за независимой ориентации СБ и ФАР) электроэнергетической системы, состоящей из 60 КЭС – 3млн.т. подвижного токосъёмника на большие токи. При Nэл=10ГВт.эл. и Она должна была вырабатывать до 300млн.кВт.эл. на выходных U=1кВ. сила тока в нём 104 кА. Относительная масса такого пово клеммах всех ректенн. ротного узла по оценкам фирмы Мицубиси –до 30%. Серьёзным же преимуществом дистанционного энергоснабжения по лучу (лу 25 чам) является возможность размещения ректенн в наиболее удоб- 20*60м. общее количество таких зеркал составило бы более ном, с точки зрения потребителя, месте (практически в пределах млн.шт – (!!!) (такое же количество – хотя и меньших по высоте, геодезического расстояния от подспутниковой точки – до 5,5 тыс. но более сложных ФАР-облучателей). Не проработана проблема км.);

диаметр зоны обслуживания – 11тыс.км.). И, наконец, важ- доставки производственного комплекса, изготовляемого на Земле, ным свойством КЭС на ГСО является непрерывность энергоснаб- на Луну. Указывалось лишь, что транспортировка ведётся «тради жения (за исключением 2-х коротких весеннее-осенних перерывов ционным» способом с помощью транспортных аппаратов, рабо длительностью по несколько часов), что необходимо для объектов тающих на земном топливе.

так называемого бесперебойного электропитания. Поэтому автору продуктивную идею Крисвелла пришлось, во Однако, гораздо более перспективной, с точки зрения реали- многом, дорабатывать и видоизменять.

зации, может оказаться предложенная в конце 80-х годов идея 1. Прежде всего, снижена суммарная мощность штатной сис Крисвелла (США) [11] о размещении солнечно-микроволнового темы более чем на порядок – с 20млрд.кВт. до 2,3 – 2,5млрд.кВт. с энергоизлучательного комплекса на Луне и изготовлении его из целью ускорить и удешевить создание системы. имея в виду, что лунного сырья (фактически объединяющая идеи П.Глезера и к 2050г. (потребная общая мощность 10млрд.кВт. будет обеспечи О`Нейла). Дистанционная передача на наземные ректенны ведётся ваться для гарантированного электроснабжения, помимо 2,5- с помощью СВЧ луча (лучей) (рис. 1). млрд.кВт. тепловых электростанций, ещё и «триадой» «беспарни Главной особенностью крисвелловской ЛЭС, состоящей из, ковых» ЭС – электроядерными АЭС, экологически чистыми собственно, 2-х энергоизлучающих комплексов (ЭИК) (по той же, ТЯЭС, работающими на Не+D и ЛЭС [12]).

как на КЭС, схеме «СБ+ФАР»), геостационарных радиоотражаю- 2. Понимая, что даже создание ЛЭС мощностью в щих переотражателей (КПО), окололунной системы плоских оп- 2,5млрд.кВт.эл. потребует решения большого числа инженерно тических зеркал для подсветки Солнцем ЭИКа, регулярно входя- технических и организационных проблем, обязательным является щего в зону тени через 14 суток из-за вращения Луны вокруг соб- создание демонстрационной ЛЭС. Масштаб такой «мини»-ЛЭС ственной оси, а также наземных ректенн, являлось изготовление (демонстрационной ЛЭС) по мощности оказалось невозможным самих ЭИК (а также окололунных – оптических и околоземных сделать малым.(Nд лэс=5-10 млн.кВт.) [13, 14] (Рис. 4, 5, 6).

(на ГСО) плоских радиоотражателей из лунного сырья-реголита 3. Срок создания такой ЛЭС не должен превышать 10 лет (на на лунной производственной базе. Предполагалось, что каждый создание штатной ЛЭС мощностью 2,5млрд.кВт. останется до комплекс имеет мощность на выходе из ректенны 20млрд.кВт.эл. 2050г. всего 40 лет, хотя темп ввода мощностей ЛЭС ~ При отсутствии зеркал солнечной подсветки комплексы рабо- млн.кВт/год соизмерим с темпами строительства ТЭС в конце 20 тают последовательно – в тактовом режиме – 14 суток ЭИК №1, го века. Но необходимо учитывать и одновременный ввод ТЭС, 14 суток ЭИК №2 (размещение ЭИКов предполагалось либо на ЭЯЭС, и ТЯЭС. Исходя из этого была обоснована вся схема, и экваторе, либо в приэкваториальных широтах;

по долготе они технология создания демонстрационной ЛЭС, сформированная, размещаются почти через 150° – вблизи границ лунного лимба). как модуль будущей крупномасштабной штатной ЛЭС (каждый К сожалению никаких обоснованных предложений ни по тех- модуль в штатном ЭИК формирует только один луч, автономен и нике изготовления самих ЭИКов (хотя предполагалось, что они обслуживает только «свою» ректенну мощностью в 5-10млн.кВт., выполнены по схеме зеркальных антенн, облучаемых протяжен- что упрощает создание одноканальной системы наведения по ными ФАР (рис. 2 и 3), обеспечивающими наведение лучей на сравнению с многоканальной).

ректенны, не опубликовано). Не проведено оценки схемы конст- 4. Автор данного предложения отказался от пространственно рукции с точки зрения её технологичности при её массовом изго- го ЭИКа на основе зеркальных передающих антенн по ряду при товлении и, что не менее важно, при монтаже. Для представления чин. Анализ электродинамической структуры выходящего СВЧ о масштабах производства только «зеркал» и трудности монтажа и луча из ЭИКа, проведенный в МРТИ РАН (А.И.Свиридонов с в предположении о размерах единичного плоского «радиозеркала» коллективом), показал, что при необходимости сканирования лу 27 чом в большом диапазоне углов отклонения при наведении луча наземных потребителей, требующих непрерывного бесперебой на КПО на ГСО (-+_15°) и облучающая ФАР и отражатель-зеркало ного электроснабжения при высоких требованиях к параметрам не могут быть плоскими, а должны представлять собой цилинд- получаемой электроэнергии (в т.ч. равномерного уровня мощно рические поверхности, образованные сетками или струнами, что сти), в реальной штатной системе дистанционного энергоснабже технологически исключает применение простых конструктивных ния, целесообразно предусмотреть небольшое количество геоста схем. Кроме того, практически почти невозможно автоматизиро- ционарных КЭС. Как будет позже обосновано в разделе «транс вать процесс монтажа многих зеркал и ФАР, без чего сроки резко портные системы», в качестве сырья КЭС возможно использовать, возрастут. помимо лунного сырья, например, астероиды главного астероид 5. Принята нетрадиционная, но простейшая схема ЭИКа, – со- ного пояса (r=2,6-3,2а.е.), доставляемые особой транспортной вмещение тонкоплёночной СБ с ФАР (рис. 7-11) (микронный космической электроядерной системой, в значительной степени электрогенерирующий слой аморфного кремния на железной унифицированной с системой доставки гелия-3 из атмосферы фольге-подложке толщиной 20мкм, при характерной ширине лен- Урана (см. ниже).

ты 0,5м), на которую с шагом равным длине волны, принятой Какой же новый концептуальный подход реализован при вы =5,2см (компромисс с учетом рекомендаций Международного полнении данного раздела?

совета по электросвязи, потерь в атмосфере и КПД СВЧ- 1. В первую очередь обозначена цель – качественно обоснова приборов) вмонтированы твёрдотельные транзисторы мощностью на действительно базовая роль энергетики, в первую очередь элек ~ 0,1Вт. Они работают в режиме усилителей, а в качестве вибра- троэнергетики, как основы развития человечества в направлении тора применены четвертьволновые антенны, практически совпа- гармоничного развития (взаимодействия) человечества и окру дающие с внешней поверхностью СБ (с точностью до толщены жающей среды.

прокладки из тонкого, менее 0,1мм., материала с высокой магнит- 2. Исходя из признания не просто важной, а важнейшей базо ной проницаемостью). Такие ленты, уложенные на простейшие вой роли электроэнергетики в развитии любых типов обществ, опоры высотой 0,5м, имеют полносборную заводскую готовность готовых принять за основу принципы устойчивого развития, обос и готовы к монтажу из рулона. Они образуют всю поверхность нована необходимость перестройки ТЭКа путём быстрого перехо ФАР в ЭИКе. Кстати и по материалоёмкости принятая интеграль- да к экологически чистой электроэнергетике – в первую очередь ная схема ЭИК в несколько раз лучше, чем ЭИК с зеркальными предотвращающей дальнейшее глобальное потепление – к «бес антеннами со сканирующим лучом, что проработано в материалах парниковой» электроэнергетике.

МРТИ РАН. 3. Показано, что при увеличении к 2050 году населения до 6. Для доставки на Луну технических модулей лунных заводов 10млрд.чел., душевого потребления –вдвое против сегодняшнего и по производству лент-антенн, использующих реголит в качестве неизбежности сохранения части «традиционных» ТЭС, высокой сырья для изготовления лент-подложек и пенокерамических, либо готовности одного из технически наиболее проработанных типов пеносиликатных волноводов разводки опорного СВЧ-сигнала, в «беспарниковых» ЭС на базе электроядерных наземных АЭС рамках лунного производственного комплекса организованы так- (ЭЯЭС), на долю двух других «беспарниковых» ЭС – малорадио же линии по производству лунных топлив – «кислород+кремний» активных термоядерных ЭС (ТЯЭС), работающих на экологически и «кислород+алюминий» для использования его компонентов в чистом топливе гелий-3, добываемом на Луне и в атмосфере Ура составе двухступенчатой транспортной системы «ОИСЗ – ОИСЛ – на, а также и лунных солнечно-микроволновых станций с дистан ОИСЗ»» и «Луна – ОИСЛ – Луна» (рис. 12-15). ционной передачей электроэнергии на Землю по микроволновым 7.Учитывая с одной стороны принципиальную неравномер- лучам (ЛЭС) придётся не менее 50% всей мощности (~ ность выработки и транспортировки энергии с ЛЭС на Землю 5млрд.кВт.).

(связанную с особенностями взаимного расположения Солнца, 4. Создание «чистых» ТЯЭС и ЛЭС невозможно без прямого Земли и Луны), а с другой – наличие небольшого числа важных использования космонавтики и изменения её роли от чисто ин 29 формационной, которую она выполняет сейчас, к «силовой» – но равномерной энерговыработкой по 2,3млрд.кВт.эл. по ряду крупномасштабным перевозкам грузов и людей для обеспечения причин:

«космическим» ракетным топливом и различными материалами, – из условий обеспечения надёжности («не следует склады для строительства ЛЭС. вать все яйца в одну корзину»).

5. Аппараты космической транспортной системы, действую- – трудности обеспечить высокие темпы ввода ЭЯЭС (при ко щие на трассах «Земля –Луна – Земля» или «Земля – Уран – Зем- нечной мощности 7млрд.кВт. за ~ 50 лет темп ввода составит ~ ля», наконец, переходят к «традиционной» экономичной схеме по 150ГВт/год, что, например, выше темпа ввода ТЭС за период которой давно действует весь земной дальний транспорт – мор- 1950-2000г. (с1млрд.кВт. до 3млрд.кВт) почти в 3,5 раза.

ской, автомобильный, авиационный – на старте транспортное – бОльших преимуществах размещения ТЯЭС по сравнению с средство заправляется только в один конец, а обратный рейс со- ЭЯЭС в высоких широтах (в зоне вечной мерзлоты) из-за меньше вершается на дозаправляемом местном топливе в пункте назначе- го локального тепловыделения (в 6 раз) и снижения опасности ния. размораживания грунта под фундаментом ТЯЭС и опорами ЛЭП, 6. Выявлено, что существует, по крайней мере, еще две зада- а также выбросов в атмосферу «парникового газа» метана, нахо чи, также требующие большого количества «космического» топ- дящегося в замороженном состоянии в составе гидратов.

лива (помимо крупномасштабной экологически чистой электро- – невозможности размещения в высоких широтах приёмных энергетики): – заправка баков дежурящего многочисленного фло- устройств (ректенн) ЛЭС по условиям обеспечения их прямой ви та ракет-перехватчиков с ядерными зарядами в системе защиты димости с Луны.

Земли от попадания тяжелых ОКО, обнаруженных лишь на близ- Преимущественно размещение ректенн будет в средних и ком расстоянии, для отклонения траектории опасного астероида низких широтах, где, кстати, и находятся основные будущие по или ядра кометы, а также увод тяжелых сверхпрочных ампул с требители прироста электроэнергии – Юго-Восточная Азия, и РАО (отходов атомной промышленности Земли), в надёжный возможно Южная Америка с размещением приёмных антенн (рек космический могильник –за пределы Солнечной системы. тенн) на шельфе в тёплых морях.

7. Создаваемые космические химические топлива (прежде Каждый тип «беспарниковой» ЭС найдёт из практики свою всего «кислород – алюминий» и «кислород – кремний»), а также «экологическую» нишу и места размещения. Таким образом, не соответствующие двигатели и многоразовые ракетные блоки менее 50% «беспарниковых» ЭС придутся на ТЯЭС и ЛЭС, кото большой и малой тяги на их основе, позволяют решить проблему рые, как будет видно ниже, требуют использования космических создания ЛЭС и получения в небольших количествах гелия-3 с сырьевых ресурсов и, соответственно, мощной транспортной сис Луны;

крупномасштабное же снабжение гелием-3 (на уровне не- темы (конвейера) «ОИСЗ – космос – ОИСЗ».

скольких сотен тонн в год для ТЯЭС общей мощностью 2- В отличие от электроядерных АЭС, где космонавтика прямым 3млрд.кВт. требует создания космических ядерных энергетиче- образом не участвует, создание ТЯЭС на экологически чистом то ских установок с мощностями до 100МВт.тепл. (Nэл=50МВт) и пливе гелий-3 невозможно без привлечения космонавтики и кос ЭРД. мической техники, поскольку гелий-3 на Земле практически от сутствует. В случае если полная мощность всех «беспарниковых» электростанций (электроядерных АЭС, ТЯЭС и ЛЭС) составит Глава 2. О рациональной структуре и мощностях элек 7млрд.кВт. и будет (условно) распределена между всеми тремя троэнергетики 21-го века источниками равномерно – по 2,3млрд. кВт.эл., то, учитывая «ка лорийность» 3He 0,1т/год для ТЯЭС мощностью 1млн.кВт.эл., об Несмотря на потенциальную возможность обеспечить весь щая потребность в 3Не составит 200-250т/год. В земной атмосфере прирост электроэнергии (6-8млрд.кВт) только за счёт электро имеется ~ 4000т. 3He (в верхних слоях атмосферы). Добыча его из ядерных АЭС (ЭЯЭС), практически целесообразно ввести дивер за низкой концентрации исключительно сложна, а запасов хватит сификацию энергоснабжения между ЭЯЭС, ТЯЭС и ЛЭС с услов 31 менее чем на 20 лет, что исключает Землю, как сырьевой источ- По системам увода РАО и защиты от ОКО сделаны предвари ник. Практически весь гелий-3 может быть добыт только с при- тельные оценки.

влечением космической техники. Кроме того, сделаны оценки по возможности добычи кисло Так, создание ЛЭС мощностью (на выходе наземных приём- рода на низкоорбитальных накопительно-ожижительных станци ных устройств) ~ 2млрд.кВт. требует доставки на Луну оборудо- ях, энергоснабжение которых производится лазерным лучом с вания для вскрышных работ для добычи сырья, на производство пространственной средневысотной орбитальной системы лазер материалов самой ЛЭС и топлива для кораблей транспортной сис- ных станций, использующих энергию Солнца.

темы массой в тысячи тонн. Сформулировав цель и конкретизировав ее применительно к Эксплуатация всех ТЯЭС мощностью 2,5млрд.кВт.эл. требует главной задаче – созданию технической базы для перехода гло непрерывной доставки гелия-3, например, с Урана [15] с темпом бальной экономики в режим устойчивого развития (по крайней 250т/год ( о роли «лунного» гелия-3 будет сказано особо) Вполне мере, в его технических аспектах), мы по существу задали требо приемлемые запасы Не (до 1млн.т) находятся на Луне – в верх- вания к грузопотокам, типам двигателей КА и космических топ нем слое реголита. Он находится в несвязанном химическом со- лив, исходя из химического состава космического сырья и ограни стоянии, а имплантирован в зёрна реголита вместе с элементами чений на размерность (массу) единичного КА по условиям выве «солнечного ветра» (корпускулярный поток частиц в составе ~ дения на околоземную орбиту современными и разрабатываемы 95% ядер водорода и 4% ядер гелия (обоих изотопов 3Не и Не в ми средствами выведения (СВ). Сразу укажем, что абсолютные соотношении 1: 3000 – остальное более тяжелые элементы). Одна- грузопотоки полезных нагрузок будут непривычно велики (десят ко, лунный гелий-3 пригоден лишь на первых этапах разработки ки тысяч тонн в год!). Но не следует забывать и о грандиозности ТЯЭС из-за малого удельного содержания (10 -8) в реголите. впервые возникшей задачи – предотвратить глобальную экологи В качестве топлива для транспортной лунной системы пона- ческую катастрофу. КА в разных системах транспортировки будут добятся кислород, алюминий и кремний, а для конструкционных сильно различаться как по причине различия в баллистических электротехнических, радиотехнических материалов – железо, ти- энергозатратах (Vхар~250км/с для двухстороннего полёта к Урану тан, магний, для самотранспортировки космического танкера к за 10 лет, Vхар~2км/с для одностороннего полёта с поверхности Урану – рабочее тело ЭРД, доставляемое с Земли или Луны (ар- Луны до низкой окололунной орбиты).

гон, кислород, калий). Возвращение на ЭРД – с «урановым» водо- Наиболее подробно рассмотрены две транспортные системы, родом (более подробно о транспортных системах будет сказано в предназначенные для маршрутов:

соответствующем подразделе). 1 Земля – Луна – Земля 2. Земля – Уран – Земля Система 1 состоит из двух подсистем – А и В. Подсистема А Глава 3. Транспортные системы, работающие на предназначена для грузовых перевозок к Луне (модулей заводов «космическом» топливе – основа экологически чистой по производству лунного топлива – только в сторону Луны, а так электроэнергетики.

же заводов по производству веществ и изготовлению деталей лун ных ЭИК);

и посадки модулей заводов на космодром лунной про Обоснование основных параметров, порядка функционирова изводственной базы с окололунной орбиты – подсистемы В (с Лу ния и лётно-технических характеристик космических транспорт ны к Земле – лунное топливо). С Луны подсистема А доставляет ных систем подробно проведено на примере двух конкретных сис окислитель для системы В.

тем, сильно различающихся по требованиям и по техническим Подсистема В предназначена для быстрой доставки и смены решениям: системы создания и обслуживания лунной производст экипажа на лунной производственной базе. Система – односту венной базы для ЛЭС и системы добычи Не из атмосферы Урана пенчатая. Осуществляет быстрый полёт по кеплеровским траекто и доставки Не к Земле (рис. 16-22).

риям (Т~2,5 -3,5сут. в один конец). В качестве окислителя исполь 33 зуется «лунный» кислород, ранее доставленный на ОТЗС с Луны. сти солнечной энергии (~ в 400 раз) из-за большой дальности от Заправка окислителя обеспечивает только полёт к Луне с прямой Солнца – 2,9 млрд. км.

посадкой (или выходом на фазирующую орбиту). Заправка окис- лителем для возвращения экипажа и персонала в капсуле к Земле 3.1. Лунные транспортные системы (ОИСЗ-Луна-ОИСЗ) осуществляется на лунном топливном заводе. Горючее СН4 при Рассмотрим работу лунного транспортного конвейера приме старте КА с ОИЗС заправляется из расчёта полёта в оба конца. Все нительно к задаче создания «мини» ЛЭС (демонстрационной ЛЭС КА системы А – межорбитальный грузовой буксир, лунная грузо с уровнем ~ 10 млн.кВт). Основное внимание обращено именно на вая ракета и пилотируемый «быстроходный» грузовой корабль транспортную эффективность системы и порядок совместного системы В – многоразовые.

функционирования отдельных транспортных КА. Технологиче Дополнительной особенностью системы А является увязка ский процесс изготовления из реголита лунного топлива и мате МБ и ЛР по грузоподъёмности. Грузоподъёмность МБ кратна гру риалов для создания излучающего энергокомплекса подробно зоподъемности ЛР.

описан в [18].

Система 2 резко отличается от системы Лунная транспортная система состоит из грузовой («тихоход Во-первых, автоматический транспортный аппарат – однора ной») двухступенчатой системы беспилотных КА и пилотируемой зовый, использует ядерную энергодвигательную установку, рабо («скоростной») системы для доставки и смены персонала лунной тающую непрерывно на прямом и обратном участках при общем производственной базы.

ресурсе 10 лет (что определяет длительность полётного цикла и баллистические энергозатраты).

3.1.1. Двухступенчатая «тихоходная» грузовая транс-портная Во-вторых, КА – одноступенчатый, работает только в межор система многоразовых космических аппаратов, работающих битальном режиме и на околоурановой орбите только на лунном топливе В третьих – товарное космическое топливо (гелий-3) извлека Для создания демонстрационного лунного энергоизлучающе ется из атмосферы Урана с помощью ожижительно го комплекса (ЭИКа) потребуется значительное количество мате разделительного завода, входящего в состав КА (в отличие от сис риалов. В первую очередь – 30тыс.т. железа для лент антенного темы 1, где завод лунного топлива – стационарный и находится на поля и до 20-30тыс.т. двуокиси кремния (пенокремнезёма) для поверхности Луны).

СВЧ волноводов ФАР. Массообразующим, с точки зрения мас В четвёртых, характерной особенностью полёта является на штаба выемки и переработки первичного сырья – реголита, явля личие «холостого» участка, обеспечивающего только самодостав ется именно железо. Для его выработки потребуется ~ 90тыс.т.

ку КА на орбиту искусственного спутника Урана. Рабочим участ ильменита (FeTiO3), что, в свою очередь, предопределяет масштаб ком, где осуществляется доставка добытого гелия-3 к Земле, явля добычи необогащённого реголита ~ 950тыс.т. Это сырьё (за выче ется только обратный маршрут. На прямом и обратном участках том ильменита) позволило бы с использованием технологии фто используются различные рабочие тела в ЭРД – в прямом полете рирования получить при 100% выходе продукции громадное ко возможно, использование достаточно широкого набора (от калия личество лунного ракетного топлива – О2, Аl и Si ~ 600тыс.т. для до «лунного» кислорода или «земного» аргона;

выбирается рабо двигателей аппаратов космической транспортной системы. Такое чее тело – лучшее по эксплуатационным характеристикам. На об количество топлива позволит доставить значительный грузопоток ратном полёте тип рабочего тела предопределён – Н2 (имеющий оборудования на поверхность Луны. Даже при сравнительно низ не лучшие эксплуатационные характеристики – малый удельный ких термодинамических характеристиках топливных пар О2 + Аl и вес и сравнительно низкий КПД).

О2 + Si (удельный импульс тяги – Iуд ~ 250с) при использовании их Неизбежность перехода от ДУ на основе ЖРД и СЭРДУ в в ЖРД лунной ракеты (ЛР), баллистические затраты которой в лунной задаче при плотности солнечной энергии ~ 1,36кВт/м2 к «кольцевом» рейсе «Луна – окололунная орбита – Луна» сравни ЯЭРДУ для полёта к Урану объясняется резким падением плотно тельно невелики и составляют – 4км/с, можно получить вполне 35 приемлемую транспортную эффективность – относительную мас- м и 3-м – на окололунную топливозаправочную станцию (ОЛТЗС) су полезного груза пн (т.е. массу полезного груза, отнесённую к с ёмкостью баков ~ 180т. и опорожнённая возвращается обратно стартовой массе ЛР) (см. рис. 13-15). на Луну, будучи готовой, при необходимости, повторить рейс че В режиме «топливоснабжения с помощью ЛР окололунной рез 7 суток (это определяется продолжительностью межполётного орбиты» (т.е. при доставке полезного груза – топлива для второго обслуживания). «Пустой» МБ на ОИСЛ заправляется только 60т.

звена системы – межорбитального буксира (МБ), действующего на О2 – рабочего тела своих маршевых ЭРД при начальной массе МБ трассе «окололунная орбита – околоземная орбита – окололунная Мо=100т., совершает «самодоставку» на околоземную орбиту, орбита») величина пн =0,33. После отделения полезного груза стыкуется там с полезным грузом (оборудованием лунных заво (топлива) на ОИСЛ (например, перелива товарного топлива в ор- дов) общей массой 150т. реализуемой путём 4-х или 5-и стыковок битальную топливозаправочную станцию) ЛР возвращается на модулей по 30т. и 24т. соответственно. Выведение этих 5-и или 6 оставшемся топливе на космодром. В режиме спуска с орбиты на и модулей на околоземную орбиту осуществляется современными Луну полезного груза (модулей оборудования лунных заводов) – одноразовыми, или частично многоразовыми, носителями «Про т.е. при спуске ПН с помощью ЛР на поверхность Луны (в одно- тон», «Ариан» 5 или «Спейс Шаттл». Отлётная масса буксира с стороннем полёте) величина пн несколько больше (пн=0,37). ОИСЗ Мо=230т. Через 4 месяца после отлёта с ОИСЛ (включая Второе звено системы, – межорбитальный буксир (Рис. 15) «холостой» рейс к Земле продолжительностью 1,5 месяца) на использует эффективный – электроракетный двигатель ЭРД, элек- ОИСЛ же возвращается МБ со 150-тью тоннами полезного груза.

тропитание которого осуществляется от СБ плёночного типа К этому моменту последовательными рейсами (рейсами №2, № большой мощности (Nэл=10МВт эл) при габаритах СБ 270 270 м соответственно), окололунная орбитальная станция ТЗС заправле с высоким энерговесовым совершенством. СБ =2кг/кВт эл. СБ МБ на 120т. лунного топлива для работы ЛР (О2+Si или O2 + Al). В изготовлена на Земле. Рабочее тело – лунный криогенный кисло- последнем 4-м рейсе ЛР, заправленная на Луне штатно до род. Для этого звена в двухстороннем полёте, даже при значи- Мо=200т. топливом О2+Si выводится к ТЗС и, имея в баке ещё тельных энергозатратах (16 км/с), вызванных большими гравита- 80т., дополняет его до начальной ёмкости бака ЛР из ТЗС, после ционными потерями из-за малой величины отношения тяги к на- чего её заправка становится равной 200т., а стартовая масса перед чальной массе ~ 10-4, компенсируемыми высоким значением спуском к Луне после пристыковки модулей лунных заводов мас удельного импульса тяги ЭРД Iуд=5000с с КПД ЭРД при работе на сой 150т. к ЛР, учитывая массу конструкции самой ЛР, равной «нетрадиционном» для ЭРД рабочем теле – О2 эрд=0,5, примене- 20т, становится равной 370т. В таком «перегрузочном» варианте ние ЭРД позволяет получить высокое значение пн~0,6. При по- ЛР стартует с ОИСЛ и садится на космодром при конечной массе следовательной работе обоих ступеней (ЛР и МБ) общая величина 170т, что требует работы маршевого двигателя имеющего тягу пн = пн · пн =0,33 · 0,6=0,198. Заметим, что эта величина 50т. с дросселированием при «зависании» до 57% номинала, что ЛР МБ почти в 10 раз выше, чем значение пн для многоразовых разраба- приемлемо.

тываемых сейчас ракет носителей «Земля – орбита – Земля» (од- Таким образом, за 0,33 года при 4 пусках одной ЛР, одном ноступенчатых). рейсе МБ на поверхность Луны доставляется 150т. полезного гру Более показательна иллюстрация транспортных возможностей за (лунные заводы). При этом полные затраты лунного топлива данной системы при анализе взаимодействия ЛР и МБ с конкрет- составят 720т. (4*180). Таким образом, имеем следующее важное ными начальными массами до 200т. при массах конструкции соот- соотношение, характеризующее эффективность транспортной сис ветственно 20т. и 40т и ёмкости топливных баков 180т. и 25т.. темы: для доставки с околоземной орбиты на поверхность Луны Рассмотрим порядок взаимодействия ЛР и МБ, требуемые затраты тонны полезного груза требуется затратить 4,8т. лунного топлива.

топлива и достижимые абсолютные уровни полезного груза. (Для доставки ЛТ с ЛТЗ на ОИСЗ требуется 3,8 т ЛТ).

ЛР стартует с космодрома вблизи лунного топливного завода, За 1 год производительность системы при 3-х рейсах МБ – доставляет 60т. лунного топлива (О2) в первом рейсе на МБ, во 2- 450т. Дальнейшее резкое увеличение годовой производительности 37 осуществляется путём наращивания парка МБ. Оборачиваемость облучения человека при длительном прохождении радиационных ЛР в её кольцевом рейсе (Луна – ОИСЛ – Луна) существенно вы- полюсов Земли (главным образом внутреннего пояса). Вторым ше, чем буксира, поэтому увеличение числа ЛР будет меньше, чем требованием к транспортной системе является особо повышенная увеличение числа буксиров. Так, при увеличении парка МБ до надёжность. С этой точки зрения предпочтительным является тре 6шт., годовой грузопоток достигает значения 2700т. За 4 года пол- бование применения одноступенчатой системы «околоземная ор ный грузопоток составит ~ 11тыс.т, что заведомо превышает все бита – поверхность Луны», где уменьшается количество стыковок.

потребности ЛПБ (см. часть II). При этом достаточно всего 2-х ЛР. Учитывая требования обеспечения особо высокой надёжности, Система же из 3-х МБ и 2-х ЛР (общей «сухой» массой всего желательно также перейти к более традиционным и освоенным 160т.) может за 4 года обеспечить доставку грузов на ЛПБ в коли- двигателям – кислород-водородным, кислород-керосиновым или честве, обеспечивающим потребности всех заводов ЛПБ. кислород-метановым ЖРД (находящимся сейчас в усиленной раз Вообще же рациональная численность парка грузовых МБ и работке). У рассматривавшихся в грузовой транспортной системе ЛР должна быть увязана с циклограммой всех заводов и с обеспе- двигателей О2+Al и O2+Si с порошкообразным горючим (кстати, ченностью их персоналом ЛПБ. находящимся пока ещё только на уровне исследований, расчётов и отдельных экспериментов) надёжность будет, в принципе, ниже.

3.1.2. Скоростной транспортный многоразовый одно- Возможность промежуточной заправки пилотируемого ТКА ступенчатый корабль для доставки и смены экипажа лунной на Луне произведённым там «лунным» кислородом, использова производственной базы, использующий как ние для возвращения людей на Землю в многоразовом отделяемом земное, так и лунное топливо спускаемом аппарате типа капсул КА «Союз», «Салют» и «Апол Анализ всего опыта последних лет по функционированию лон» с подтормаживанием для выхода на околоземную орбиту сложных систем в космосе, в т.ч. опыт длительной эксплуатации только «сухого» бака, двигателя и опор, и заправки на Луне необ космических сооружений типа орбитальных станций «Салют» и, ходимым количеством «бесплатного» кислорода, позволяет реали особенно, 15-и летний опыт станции «Мир», подтверждает обяза- зовать двухсторонний полёт с возвращением к Земле в виде одно тельность присутствия на борту людей как для штатных регла- ступенчатого аппарата. Анализ применения различных топливных ментных работ, так и, особенно, для ликвидации последствий ава- пар: кислород-водород, кислород-керосин и кислород-метан (в рийных ситуаций. Это полностью относится и к этапу развёртыва- предположении, что горючее во всех схемах заправляется на око ния производственного комплекса на поверхности Луны, и к этапу лоземной орбите как на прямой, так и на обратный полёт, а окис эксплуатации энергоизлучательного комплекса. Хотя численный литель – только на прямой, с дозаправкой на Луне) показал, что состав базы и производственного комплекса будут, безусловно, кислород-метановые двигатели наиболее предпочтительны.

уточнятся, сама необходимость наличия людей и смены персонала Такой ЖРД в составе КА, вследствие благоприятного сочета сомнений не вызывает. ния энергетических, физических и эксплуатационных характери Транспортная система для доставки производственного пер- стик топливной пары кислород-метан, обеспечивает:

сонала на базу и возвращения его на Землю сильно отличается от 1. Высокий удельный импульс тяги Iуд=350с при относительно рассмотренной выше транспортировки грузов (оборудования) на высокой плотности топлива;

Луну. Общее количество персонала на базе – переменное – в нача- 2. Благоприятные условия хранения компонентов в топливном ле развёртывания ЭИК 8 чел. – в конце – 24 чел. – (в среднем 16 отсеке ввиду практически одинаковой и умеренно криогенной ра чел). Транспортировка людей требует «быстроходной» системы со бочей температуре обоих компонентов;

сроками транспортировки 3-4 суток в один конец, что в принципе, 3. Высокую долю кислорода в топливе (72-80%) по массе и, исключает применение «тихоходных» транспортных аппаратов как следствие, высокую эффективность промежуточной заправки типа грузовых межорбитальных буксиров с двигателем малой тяги аппарата на Луне именно кислородом;

(ЭРД) с 4-х месячными рейсами из-за неприемлемо высоких доз 39 4. Высокую готовность к повторному пуску двигателя, по- ОИСЛ (с энергозатратами V4~1800м/с) с использованием режима скольку в магистралях отсутствуют остатки компонентов от пре- работы ЖРД на топливе с сильным избытком кислорода (с соот дыдущего пуска;

ношением компонентов Кg =Gокисл/Gгор=8), что позволяет снизить 5. Потенциально большой ресурс ДУ;

массу доставляемого с Земли «дорогого» метана для возвращения 6. Минимальное межполётное обслуживание ДУ ввиду отсут- (при этом удельный импульс тяги снижается незначительно (на ствия нагара, продуктов осмоления топлива в двигателе и просто- 20%). После периода фазирования на орбите для выбора момента ты удаления топливных остатков (путём открытия клапана дрена- старта к Земле, аппарату сообщается разгонный импульс жа в вакуум). V5=1000м/с, после чего формируется геоцентрическая траекто Такой выбор с одной стороны обеспечивает высокую преем- рия прямого входа отделившийся капсулы в атмосферу Земли со ственность к хорошо освоенному в ракетнокосмической технике скоростью близкой ко 2-й космической (как это было реализовано окислителю (кислороду) на современных ракетоносителях, а с на отечественных капсулах «Зонд» и в проекте «Сатурн другой – с кислород-алюминиевыми двигателями грузовой ЛР Аполлон»). Капсула входит в атмосферу и осуществляет мягкую транспортной системы, необходимыми для развёртывания сначала посадку, а сам «пустой» аппарат с учётом небольшого корректи демонстрационной ЛЭС, а в перспективе – штатной ЛЭС 3-х мил- рующего импульса и главного тормозящего импульса лиардной размерности по мощности. В этих двигателях, кстати, V6~3100м/с при полностью опорожнённых баках выходит на будет использоваться в небольших количествах и метан (~ 2% от околоземную орбиту. После межполетного осмотра на ОИСЗ, дос расхода всего топлива) в качестве горючего газогенераторного тавки многоразовым носителем многоразовой же возвращаемой кислород-метанового, сильно окислительного газа для привода капсулы с новым составом персонала лунной базы (продолжи турбонасосных агрегатов подачи кислорода и порошкообразного тельность смены базы от 1 до 2 лет), стыковки капсулы с аппара алюминия в камеру сгорания. том, заправки его кислородом и метаном, аппарат готов к повтор Предлагаемый пилотируемый транспортный КА функциони- ному рейсу.

рует на трассе «ОИСЗ – Луна – ОИСЗ (Земля)» по следующей Возможный вариант массовой сводки пилотируемого (пасса схеме: жирского) ТКА при стартовой массе на ОИСЗ Мо=150т. и массе На опорной ОИСЗ аппарат заправляется доставленным с Зем- спускаемой капсулы 5,5т. (5 чел;

4 чел. – персонал, 1 пилот) при ли метаном и кислородом с ОТЗС, стартует с неё и под действием ведён в таблице 1.

первого разгонного импульса тяги V1 (энергозатраты V ~3100м/с) выходит на переходную эллиптическую геоцентриче- Таблица скую орбиту, входит в сферу действия гравитационного поля Лу- Массовая сводка пилотируемого ТКА с кислород-метановым ны (rсфл~66000км), где с гиперболической относительно Луны тра- ЖРД (в тоннах) ектории под действием второго импульса тяги V2 (с энергоза- тратами V2~1000м/с) выходит на низкую опорную окололунную Характеристики Масса экваториальную орбиту (ОИСЛ). Через определённое время фази рования и небольших коррекций орбиты, после выдачи тормозно Стартовая масса на ОИСЗ го импульса и предпосадочного «зависания» аппарат совершает Посадочная масса на Луне «мягкую» посадку на лунный экваториальный космодром с энер Стартовая масса на Луне 88* гозатратами на посадку V3~1900м/с.

Требуемый запас кислорода На Луне производится смена персонала, находящегося в неот –туда деляемой посадочной капсуле, и заправка кислородом в количест –обратно 62* ве, необходимом для возвращения ТА к Земле. Затем ТА стартует под действием тяги ДУ, выходит на опорную круговую орбиту 41 (перелив товарных кислорода и азота производится на высотах Суммарный запас метана, в т.ч.: 350-450 км).

–туда Энергоснабжение такого КАН (маршевых ЭРД на N2, ожижи –обратно теля и др.) планировалось от достаточно компактной ЯЭУ замкну Масса конструкции той системы мегаваттного класса.

Масса полезного груза (капсула с экипажем) 5,5 Из-за введённых позднее экологических ограничений (запрета на эксплуатацию ЯЭУ на низких орбитах при Н < 900км) даль * после дозаправки нейшего развития эта идея не получила.

Однако экологически чистое дистанционное энергоснабжение Глава 4. Низкоорбитальные околоземные КА-накопи КАН возможно из космоса, когда, например, энергообеспечение тели (КАН) атмосферных кислорода и азота с дистанци теплообменников самолётных ТРД предлагалось вести лазерным онным энергоснабжением со средневысотных энергоиз лучом со средневысотных космических энергоизлучательных лучательных лазерных комплексов.

станций (КЭС).

Ниже оценены облик и параметры системы накопления, само В рамках поисковых работ по использованию в качестве го КАН и КЭС, применительно к размерности РН «Энергия» по «космических» топлив различных внеземных ресурсов рассматри габаритам (Lмакс <= 50м) и грузоподъёмности (МПН ~ 100т) валась и проблема использования атмосферы Земли [23].

Система состоит из 6-и средневысотных непрерывно рабо Полученный кислород может использоваться в качестве окис тающих КЭС (Норб ~ 10000км, i =50o), образующих правильную лителя топлива ЖРД, в ЭРД, азот – в качестве рабочего тела ЭРД орбитальную систему сплошного глобального покрытия, что га и газа надддува баков с кислородом. Использование атмосферы рантирует постоянное энергопитание нескольких КАН на орбитах Земли, как потенциального источника О2, может оказаться целе Н~105км, i =50o.

сообразным в следующих случаях:

Наряду с «традиционными» элементами КАН (входной диф – при затруднениях с организацией топливно-заправочных фузор, рефрижератор, баки-накопители, ЭРД), особенностями станций О2 на ОИСЗ из лунного сырья из-за задержки с создани системы является применение теплового турбоэлектромашинного ем межорбитальных транспортных систем с ЭРД на трассе ОИЗС преобразователя. Лазерное излучение попадает на параболическое – ОИСЛ – ОИСЗ и ограничения транспортных систем только ДУ приёмное зеркало, непрерывно отслеживающее направление на на ЖРД;

КЭС, фокусируется на приёмник-теплообменник, нагревающий – при наличии успехов в создании космических лазеров боль газообразное рабочее тело турбомашинной ЭУ замкнутой систе шой мощности с высоким энергомассовым совершенством.

мы. Сброс тепла ведётся через обычный панельный холодильник В концепции широкомасштабного освоения околоземного излучатель (ХИ).

пространства, включая выведение и обслуживание на орбитах раз В качестве КЭС применяется ИК СО2-лазер c =10,6мкм. с те личных КА (ретрансляторы, орбитальные заводы, межорбиталь пловым нагревом солнечным излучением. Собственно лазер раз ные буксиры), потребности в О2 и N2 для систем жизнеобеспече мещается в фокусе оптической системы с крупногабаритным зер ния (СЖО) и ДУ будут значительны (2-20тыс.т. в год) кальным солнечным концентратором, диаметр которого Dвх опре Возможности накопления и ожижения атмосферного воздуха деляется только потребной мощностью лазерного луча (при за на околоземных низкоорбитальных КА-накопителях (КАН) при данном КПД лазера). В качестве такого «лёгкого» зеркала с пони Норб~100км. с целью последующего разделения и хранения полу женными требованиями к качеству оптической поверхности мо ченных О2 и N2 на КАН и дозаправки ими в качестве топлива или жет применяться, например, развёртывающаяся конструкция типа РТ ДУ других КА, например межорбитальных КА или марсиан вспенивающегося полиуретана (М ~1,0кг/м2) с последующим от ского экспедиционного комплекса, рассматривались ещё давно вердеванием.

43 Выходящий из лазера луч направляется в формирующую оп- тическую кассегреновскую систему с центральным зеркалом пре- Основные характеристики КАН при работе на высоте НОРБ = цизионного наведения выходящего луча. Выходное (внешнее) 105 км даны в табл. зеркало имеет диаметр Dвых, определяемый из условия фокусиров- ки луча на дальности 10тыс.км. в пятно, равное диаметру приём- Таблица ного зеркала КАН (~3,5м), зеркало требует высокого оптического Характеристики КА-накопителя качества поверхности и формируется в виде модульной адаптив- ной оптики из жёстких фацет (М~10кг/м2).

Работа КАН и КЭС как кооперированных объектов характери- Характеристика Размерность Величина зуется значительным изменением их относительного положения на орбитах и требует разворота приёмного зеркала КАН на боль Диаметр входного диффузора м шие углы как в плоскости орбиты, так и по крену.

Длина КАН м В табл.2 приведены основные характеристики лазерной КЭС Диаметр зеркала м 3, (предполагается, что КЭС собирается на ОИСЗ из модулей).

Объём накопительных баков м3 Таблица Удельный импульс ЭРД с Основные характеристики КЭС с газодинамическим СО2– Тяга ЭРД кг лазером и нагревом солнечным излучением (Lмакс = 15тыс.км) КПД ЭРД - 0, Наименование характеристики Размерность Величина Мощность ЭРД (Эл) МВт 8, Мощность ЭУ (Эл) МВт Солнечного излуче- Темп накопления компонентов т/год ния на входе в кон- МВт Цикл накопления мес. Мощность центратор Сухая масса КАН Т Общая масса накопленных Лазерного излучения МВт компонентов за ресурс (10 лет) т Концентратора м Общая масса атмосферного воздуха, прошедшего через вход Диаметр ной диффузор одного КАН в течение года – 1750 тонн, из которых большая часть (~64%) расходуется в качестве рабочего тела (РТ) Выходного зеркала м ~ ЭРД, компенсирующего силу аэродинамического сопротивления, Из накопленных в 6-и заправках 650т. масса О2 – 350т, масса N2 – Лазера т 300т. При общей «сухой» массе системы (6КАН + 6 КЭС) 4200т.

Концентратора т масса накопленных на ОИСЗ компонентов составит при ресурсе Т Масса Выходного зеркала т = 10 лет 39000т. Это в 9,2 раза выше массы конструкций, выве Суммарная масса т денных на ОИСЗ с Земли, что говорит о технической эффективно КЭС сти системы КЭС + КАН. Эта величина может возрасти при по 45 вышении ресурса и улучшении энергомассового совершенства лучить высокий суммарный КПД термодинамического цикла конструкций, резервы по которым, в принципе, имеются. Брайтона =50% (рис. 17). На околоурановой орбите при Так в случае использования твёрдотельного лазера с прямой Vкр=16км/с из забортной атмосферы состава: 75% Н2;

23% Не солнечной накачкой при лаз=1,06мкм. и массе всей КЭС ~ 150т., (4Не+ 3Не) и – 2% СН4 извлекается Не (товарный) и Н2 – как ра масса всех КЭС + КАН составит всего 1200т, а соотношение М бочее тело ЭРД в обратном полётею.

/М констр возрастёт до 32 (!!!). В процессе пребывания на ОИСУ ЯЭРДУ работает непрерыв комп но на полную мощность (часть мощности расходуется на собст венно ожижение и разделение компонентов забортной атмосферы, Глава 5. Добыча и транспортировка гелия-3 к Земле из остальная – для работы ЭРД компенсации аэродинамического со атмосферы Урана.

противления КА, значительного при Vкр=16км/с). Метан при тем пературе атмосферы 60К практически уже находится в твердом Первым «космическим» He, используемым на этапе разра состоянии и может быть легко отсепарирован механическим пу ботки «чистой» ТЯЭС явится, скорее всего, 3He, добытый из лун тём (например, в циклоне) и сброшен за борт. При дальнейшем ного реголита в количествах до 0,1 – 1 кг/год. Добыча же 3He для охлаждении смеси Н2+Не (3Не+ 4Не) до 20К ожижается Н2 и легко полномасштабной системы наземных ТЯЭС, требует до 250т. 3He сепарируется от газовой смеси изотопов гелия, например в ци в год и возможна только из атмосфер внешних планет, прежде клоне. Часть жидкого водорода сразу направляется в бак рабочего всего Юпитера и Урана. Несмотря на бльшую близость Юпитера тела ЭРД обратного полёта до его заполнения. Большая часть Н и, соответственно, меньшие энергозатраты на межпланетный по используется, как рабочее тело непрерывно работающих ЭРД лёт, по суммарному комплексу свойств предпочтение отдано Ура поддержания высоты орбиты, а, следовательно, и темпа накопле ну.

ния. Дальнейшее охлаждение газообразной смеси Не+ 4Не (в со Так, основными недостатками Юпитера являются: высокая отношении 1: 3000) до 5К приводит к ожижению Не, а при охла скорость отрыва ~ 61 км/с против 22км/с для Урана, что в значи ждении до 2,1К к достижению эффекта сверхтекучести (соответ тельной степени снижает преимущество меньших энергозатрат на ствующий эффект для изотопа Не достигаются только при межпланетном участке. Кроме того, немаловажный фактор – бо Т=0,001К). Дальнейшее охлаждение газообразного Не до 3,4К лее низкая температура атмосферы Урана (60К против 160К на полностью его ожижает и позволит заполнить жидким Не весь Юпитере), облегчающая условия извлечения 3He.

«товарный» бак (объёмом ~ 680 м3) с массой ~ 70т. Не. Таким Принципиальная схема реализации добычи Hе сравнительно образом, весь жидкий Не легко сепарируется и сбрасывается за проста. Тяжелый автоматический КА (Мо~450т. в т.ч. 250т. конст борт. Использование его в качестве РТ ЭРД в обратном рейсе вме рукции) (Рис. 16) стартует с ОИСЗ, осуществляет выход на орбиту сто водорода нецелесообразно, как по причине более низкого искусственного спутника Урана, забор Не из забортной атмосфе КПД, так и более низкой температуры поддержания его в жидком ры и возвращается к Земле (на ОИСЗ) или непосредственно на то состоянии (Т=5К), что увеличивает энергопотребление системы пливозаправочную станцию ОТЗС. Полная продолжительность термостатирования.

кольцевого полёта – 10 лет. Бортовая ЯЭУ тепловой мощностью При потреблении наземными ТЯЭС 210т./год Не для ТЯЭС 100МВт, электрической – 50МВт. и ЭРД с высокими показателями мощностью 2,1 млрд.кВт. требуется 3 запуска таких КА-танкеров по Iуд ~15000с. в прямом полёте и ~ 25000с. в обратном, при соб с интервалом 4 месяца. При увеличении мощности всех ТЯЭС до ственной массе ЯЭУ 80т., даёт яэу~1,6кг/кВт.эл. Температура ра 2,8млрд.кВт. темп запуска увеличится (период между пусками с бочего тела замкнутого контура – гелия-4 – после реактора 1500К, ОИЗС снизится с 4-х мес. до 3-х мес., а общее количество КА на что при наличии «сверхлёгкого» капельного холодильника трассе возрастёт до 40шт., что вполне приемлемо. Освоение про излучателя с Тср = 400К (теплоноситель 2-го контура – типа ваку изводства такой ЯЭРДУ (с различными типами РТ и параметрами умного масла ВМ-1) и лёгкого высокооборотного турбокомпрес сора-электрогенератора с криогенным охлаждением позволит по 47 ЭРД) позволяет рассматривать её как многоцелевую (универсаль- Реализация же экологически чистого «термоядерного» сег ную). [24] (Рис. 18). мента электроэнергетики в варианте D + 3Не в определённой сте Так, при создании полномасштабной ЛЭС она позволит в не- пени условна, ибо возможна лишь после подтверждения фунда сколько раз сократить сроки развёртывания за счёт увеличения ментальными исследованиями (в т.ч. экспериментальными) ус темпа доставки технологического оборудования на Луну по срав- тойчивости кольцевого «шнура» «горячей» термоядерной плазмы, нению с СЭРДУ. (в случае применения схемы токамака) при повышении темпера В случае, если по ряду причин (социальных, политических и туры реакции в несколько раз по сравнению с достигнутой в тока др.) идея освоения Луны будет поставлена под сомнение или же- маке JET на топливе D + Т (~ 100млн.К). Правда, не исключены стко отвергнута полностью, возможно использование такой успехи и по другим направлениям УТС – например, в схемах с ЯЭРДУ для доставки «топливных» и «технологических» (в т.ч. инерциальным удержанием плазмы при импульсном лазерном железных и «каменных») астероидов из Главного астероидного «поджиге» твёрдых микромишеней D + Не. Кроме того, не ис пояса для сооружения системы геостационарных КЭС. ключена возможность электростатического разгона протонов в Такая ЯЭРДУ явится основой одноразового астероидного различных схемах, где высокая плотность источника термоядер буксира с начальной массой на ОИСЗ ~ 370т. При массе Р.Т. на ной плазмы достигается принципиально другим путём (геометри прямой полёт ~ 40т. при длительности 1 год, последовательной ческой фокусировкой пучков в одной точке).

стыковке в астероидном поясе с двумя астероидами («ледяным» – Но при любом варианте появления работоспособного термо топливным) и « железным» – технологическим, к Земле может ядерного реактора большой мощности со всей остротой встаёт быть доставлен «технологический» астероид массой 15-20тыс.т. проблема доставки топлива Не, которая при больших потребно Для создания КЭС достаточно 2-х астероидных буксиров. В каче- стях полномасштабной энергосистемы мощностью стве РТ для самодоставки в Главный пояс используется земной Аr 2,5млрд.кВт.эл. составит – 250т/год. Он практически может быть (аргон). На этапе возвращения (~ 9 лет) – кислород, получаемый получен только из атмосфер внешних планет (лучше – Урана).

электролизом воды из «топливного» «ледяного» астероида. Двухсторонний полёт к Урану характеризуется высокими балли стическими энергозатратами -240км/с при продолжительности кольцевой траектории 10 лет. Эта задача возможна лишь после Глава 6. Сравнение возможных сценариев создания «бес создания «сверхлёгких» ( яэу ~ 1,6кг/кВт.эл) ЯЭУ на основе газо парниковых» ЭС (ТЯЭС и ЛЭС) охлаждаемого реактора с 4Не в замкнутом контуре, урановом топ ливе с температурой ~ 1500К и капельным холодильником – излу Рассмотренный выше «номинальный» сценарий создания чателем при ресурсе 10 лет. Разработка такой ЯЭУ (несмотря на «беспарниковой» электроэнергетики с активной ролью космонав имеющийся значительный задел) является весьма сложной про тики может быть реализован лишь при выполнении ряда условий.

блемой. Хотя тепловые мощности урановых реакторов наземных Будем считать, что развитие электроядерных АЭС полностью АЭС достигли уровня 4,5млн.кВт.тепл. (мощность единичного обеспечено как научно техническим заделом (поэтому крупных электрогенератора – до 1,5млн.кВт) при ресурсе 30-40 лет (правда, технических проблем не возникнет), так и почти сформировав с несколькими перегрузками активной зоны). Однако температура шейся кооперацией. Что касается неизбежного сохранения и активной зоны в наземных АЭС значительно ниже, чем требуется строительства новых ТЭС (что уже не относится к «беспарнико для нагрева хладагента замкнутого контура – Не (1500K). Для вым» ТЭС) – главным образом парогазовых схем с более высоким получения на ЯЭУ ресурса в 10 лет возможно также придётся КПД – которым предполагается отвести в общем балансе энерго прибегнуть к замене активной зоны (например, путём выброса от выработки не более 25% (2,5млрд.кВт.эл), то можно ожидать даже работанной активной зоны в космос). Кстати, напомним, что некоторого снижения выбросов СО2 за счёт повышения КПД (т.е.

единственные космические реакторы, выпущенные ещё в СССР и их сохранение не увеличит темпов роста «парникового» эффекта).

49 реально отработавшие свой ресурс на орбите в течение несколь- В этом случае наиболее критическим элементом является соз ких месяцев имели тепловую мощность около 100кВт. дание РД для лунной ракеты, где в качестве двухкомпонентного Кроме того, требуется разработка сверхлёгких ЭРД с энерго- топлива используется окислитель – криогенный О2, а металличе массовым совершенством эрд = 0,3 – 0,5кг/кВт.эл, вместо имею- ское горючее (например, Al или Si) подаётся в камеру сгорания в щихся сейчас ЭРД с эрд= 1:-2кг/кВт.эл. В сумме энергомассовое порошкообразном виде.

совершенство всей ядерно-электрической установки не должно Для упрощения отработки может оказаться целесообразным превышать ЭЯРДУ= 3-3,5кг/кВт.эл. создание не РД с необходимой тягой 50т, а многодвигательной Таким образом, только в случае комплексного решения всей ДУ, например, на базе связки из 4-х РД тягой по 12,5т. Кстати, это проблемы – «термоядерный реактор, работающий на топливе D + может упростить и проблему управления качанием каждого дви Не + система преобразования полученной в реакторе энергии за- гателя, а также увеличить надёжность, например, при отказе одно ряженных частиц в электроэнергию + создание сверхмощной (по го двигателя, для чего достаточно в качестве номинальной тяги космическим масштабам) ЯЭУ электрической мощностью 50МВт принять двигатели по 16т. с возможностью их дросселирования.

+ ЭРД, работающих на «нетрадиционном» рабочем теле – Н2 при И, наконец, в качестве ещё одного компромисса перейти на почти удельном импульсе тяги до 25000-30000с + создание в составе уже отработанную схему кислород-метанового ЖРД, где в обрат КА-танкера завода по извлечению из сложной атмосферы Урана, ном полёте используется «земной» метан и лунный кислород.

3 (СН4 +Н2 + Не +4Не) товарного Не и рабочего тела ЭРД – Н2;

а Преимуществом этого варианта является возможность созда также создания самого автоматического танкера «Земля – Уран – ния как первого этапа более простого – кислородного завода со Земля» начальной массой 450т. при массе заправки рабочим телом вместно с околоземной топливно-заправочной станцией на чисто (земным или лунным) массой ~ 200т» – возможно формирование коммерческой основе с быстрой экономической отдачей. Кроме экологически чистого «термоядерного» сектора «беспарниковой» того, не требуется разработки сложной ЯЭРДУ – вся транспортная наземной электроэнергетики мощностью до 2,5млрд.кВт. В прин- система основана только на применении ЖРД на химических топ ципе допустимо увеличение этой мощности до 5млрд.кВт, что ливах и солнечно-электрических буксиров, многие элементы ко технически наверняка выполнимо и требует лишь увеличения торых хорошо отработаны ( а ленточные СБ прошли испытания на производства КА и темпов пусков. КС «Мир») В случае реализации этого варианта сценария не потребуется Какой из этих вариантов будет реализован, покажет сама ни создания ЛЭС и лунной транспортной системы, ни вообще ос- жизнь. Возможно, даже, что реализовываться они будут оба, по воения Луны для энергетических целей. скольку необходимость создания космических ЯЭУ большой В другом варианте сценария– создание самой ТЯЭС и косми- мощности является важнейшим условием исследования как даль ческой ЯЭРДУ мультимегаваттного класса не успевает к заданно- них планет Солнечной системы, так и полётов за её пределы – в му сроку (а срок начала функционирования всех рассматриваемых межзвёздное пространство.

систем по условиям нарастающего глобального кризиса не может быть отодвинут за 2050г, поскольку потом вся эта энергетика мо Глава 7. О возможных дополнительных крупномасштаб жет вообще не понадобиться!!!). Тогда наиболее вероятным и бо ных потребителях «космического» топлива лее технически продвинутым вариантом (помимо ТЭС и ЭЯЭС) становится создание ЛЭС с признанием важности программы ос Выше были рассмотрены проблемы добычи и транспортиров воения Луны, включая создание жилого комплекса, космодрома и ки космического топлива применительно к задаче создания систем кончая производственным комплексом по извлечению лунного «беспарникового» энергоснабжения Земли (ТЯЭС и ЛЭС).

ракетного топлива и веществ для изготовления различных конст Сегодня можно говорить о двух дополнительных целевых по руктационных и электротехнических материалов для энергоизлу требителях:

чательного солнечно-микроволнового комплекса.

51 – системе увода ампул с РАО в наиболее заманчивый «косми- мощностью 10 МВт с массой 20 т, ЭРД массой 5 т, тягой R=12 кг ческий могильник» – за пределы Солнечной системы;

и удельным импульсом тяги Iуд = 8700 с, а также 87 т рабочего те – системе защиты Земли от столкновения с ОКО. ла (“лунного кислорода”, переливаемого в бак КА массой 5 т) из расходных ёмкостей околоземной топливозаправочной станции, а также манипулятора и элементов общей сборки массой ~ 7 т. Вре 7.1. Увод ампул с радиоактивными отходами (РАО) за мя работы ЭРД на обоих участках – 2 года (0, 8 года – разгон пределы Солнечной системы внутри СДЗ и 1, 2 года на гелиоцентрическом участке). Весь даль Увод РАО с околоземной орбиты предлагается осуществлять нейший пассивный полет КА через Солнечную систему по пара в наиболее привлекательный, с точки зрения длительной радиаци болической траектории занимает 15 лет. Таким образом, на орбиту онной безопасности, «вечный» космический могильник – за пре ОИЗС ежегодно выводится с Земли ~ 660 т “сухих” грузов (в т.ч.

делы Солнечной системы. Для этого баллистические возможности 100 т РАО) при характерном темпе пусков ~ 11 суток, что вполне разгонного ракетного блока должны обеспечить после участка приемлемо. Расход же лунного топлива О2 ~ 170т с топливозапра разгона набор скорости, который соответствует конечной скоро вочной станции также невелик (~ 25 % от массы ампул с РАО и сти ~ 42км/с на гелиоцентрической орбите Земли. Дальнейший СЭРДУ).

полёт в пределах Солнечной системы осуществляется пассивно – Вариант 2:

по параболе.

Одноимпульсный разгон на одноразовым РБ с ЖРД на О2 + Н Рассмотрено 3 варианта, как с использованием разгона на ма с набором скорости 8 км/сек и практически мало зависящей по лой тяге (СЭРДУ с Iуд~ 8200с и R=12,5кг.) так и с использовани суммарной массе от принятой массы (размера) ампул с РАО, тре ем РБ с кислород-водородными ЖРД с Iуд=470с.

бует суммарного грузопотока на околоземную орбиту 8500 т/год, Темп увода принят 100т. РАО/год (600т/год с учётом ампул).

что в 13 раз больше чем для Варианта 1.

Вариант 1.

Вариант 3.

Здесь используется одноступенчатый одноразовый РБ с При сохранении схемы Варианта 2 – запуска ампул с ОИЗС с СЭРДУ, унифицированный с маршевой ДУ лунного межорби помощью РБ на кислород-водородных ЖРД, но, как и в Варианте тального буксира.

1, необходимый “дешевый” кислород заправляется в космические При такой значительной массе разгоняемого груза (600т.) и аппараты (размерность их не определяется) с топливозаправочной больших баллистических энергозатратах (V хар ~19 км/сек) (мно орбитальной станции, а водород поставляется, как и ампулы с говитковый разгон с потерями внутри СДЗ до набора геоцентри РАО, с Земли с помощью СВ. В этом случае общий грузопоток с ческой параболической скорости и последующий практически од Земли составит 1710 т/год.(в т.ч. 1050 т водорода в баках), а за новитковый разгон в сфере действия Солнца, до набора 3й косми правка кислорода с ОТЗС ~ 6000 т/год.

ческой скорости -42 км/сек, обеспечивающей пассивный пролет Рассмотрение применения других низкоэнергетических лун через всю Солнечную систему и вылет за ее пределы), начальная ных топлив типа О2+ Al (O2 +Si) при Iуд =250 c. вообще нецелесо масса КА на ОИСЗ с учетом собственно масс СЭРДУ (~30 т), ра образно из-за малой баллистической эффективности их в этой бочего тела и топливных баков составила бы не менее 850 т.

энергонапряженной задаче. Таким образом, наилучшим (по массе) Из условия непревышения начальной массы КА величиной, вариантом увода РАО является вариант 1: использование СЭРДУ соизмеримой с размерностью МКС в полной комплектации ( с лунным топливом, заправляемым с ОЗТЗС в количестве всего т), задача увода 100 т. РАО/год решается с помощью запуска двух 170 т/год (грузопоток с Земли – 660 т). В случае же подтвержде одинаковых КА, указанной начальной массы, с интервалом 0, ния запасов воды (льда) в приполярных кратерах Луны и доставки года.

воды на ОИСЗ с использованием “паровых” ЯРД, либо добычи В состав каждого КА входит 10 ампул массой по 30 т, выво кислорода из земной атмосферы с помощью орбитального нако димых на ОИСЗ с помощью СВ (Земля – ОИСЗ – Земля), собст пителя, потребный расход О2 должен быть уточнен.

венно ракетный блок в составе СЭУ в виде СБ электрической 53 Применение самого принципа многократного воздействия одиночными ядерными взрывами сравнительно малой мощности 7.2. Системы защиты Земли от опасных естественных является вынужденным по ряду причин:

космических объектов (ОКО) – однократный взрыв заглубленного заряда большой мощно Подавляющее число населения в мире либо вообще не имеет сти, расколет объект на крупные фрагменты различного размера, никакого представления ни о проблеме ОКО, ни о системе защиты неконтролируемо разлетающиеся почти по сфере, причем траек Земли от ОКО, либо рассматривает ее как чисто спекулятивную.

тории части сильно активированных фрагментов могут проходить Однако специалистам она представляется вполне серьезной, дос через атмосферу и центр Земли, что неприемлемо.

тойной анализа для поиска возможных путей решения. Здесь речь – неизбежность многократного воздействия ”мелкими” заря пойдет только о достаточно крупных ОКО естественного проис дами вытекает из неконтролируемости параметров движения ОКО хождения (хотя сегодня на Землю уже регулярно падают фрагмен после каждого взрыва (неточность системы самонаведения, ошиб ты объектов техногенного происхождения размерами до 1 м2 каж ки момента подрыва и, соответственно, положения точки подрыва дую неделю, и не все они сгорают в атмосфере).

по отношению к объекту, незнание точной массы объекта, непра Одним из способов защиты Земли от естественных ОКО при вильность его формы (далекой от сферической), вращения и – как менительно к так называемым периодическим ОКО с характерным следствие – общая ошибка вектора скорости ОКО после воздейст периодом обращения вокруг Солнца несколько лет, эллиптическая вия, компенсируемая последующими корректирующими воздей траектория которого хорошо известна, является однократное ме ствиями. При этом до следующего воздействия должны быть ханическое воздействие на ОКО с помощью КА-перехватчика (со проведены траекторные измерения с околоземной информацион ударение) малым импульсом, величина и направление которого ной системы (хотя бы несколько измерений) при характерном хорошо рассчитываются. В результате даже малого изменения па времени запаздывания обратного сигнала до нескольких десятков раметров траектории ОКО за время последующего пассивного секунд). Повторяем, что эта схема – сложная, но вынужденная.

движения после удара в течение нескольких витков (Т ~10 лет) Первые стартующие перехватчики, обеспечивающие встречу происходит постепенное увеличение расчетного промаха до необ на дальнем рубеже должны иметь максимальный набор скорости ходимой величины. Такие оценки были сделаны в ИПМ РАН име Vхар после отработки маршевой ДУ всего топлива.

ни Келдыша. В качестве ОКО рассматривался астероид d=200м Последние (на ближнем рубеже, например 1 млн. км от Земли) массой ~ 15 млн. т. В качестве “перехватчика” – КА с массой ~ – минимальный. Это достигается более ранней отсечкой работы т с солнечно-электрической ДУ (с ЭРД) мощностью 20 кВт.эл, ра ДУ при полностью однотипных и одинаково заправленных РП ботающей до момента столкновения в течение 1, 5 лет;

дальней (что практически удобнее, но вызовет некоторый общий перерас шее отклонение траектории ОКО за 11 лет составит в момент наи ход топлива), либо, что, технически более сложно, – недоливом большего сближения с Землей 100 000 км, что приемлемо. Для топлива в ракеты последнего рубежа. Подразумевается что РП этой задачи проблемы топлива вообще не существует (расход “то полностью стандартизованы, в т.ч. по объему баков, что неизбеж плива” – рабочего тела ЭРД составит всего несколько сотен кг).

но при столь массовом производстве (~ 12 тыс. шт.).

Гораздо более сложна защита от ядер так называемых долго Подробной проработки баллистического построения системы периодических комет на первом витке (при первом “неожидан не делалось (включая систему обнаружения). Приведенные ниже ном” сближении), поскольку из-за малости времени от обнаруже результаты грубых оценок по упрощенной схеме сделаны только ния до гипотетического столкновения возможно отклонение тра для оценки масштаба потребного запаса топлива ракет ектории лишь в результате воздействия взрывами нескольких ты перехватчиков.

сяч ядерных зарядов, точно доставляемых к ОКО к заданному мо В качестве исходных данных принято:

менту подрыва ЯЗ.

– диаметр ОКО 300 м – масса 3,5 млн. т 55 – дальность обнаружения радиолокационными методами 10 Темп же расходования с ОЗТЗС лунных топлив составит ~ млн. км. тыс т/год для Н2+О2 и ~ 7.2 тыс. т/год для топлива Al+O2 (Si+O2).

– скорость сближения ОКО с Землей 30 км/с. При десятилетнем развертывании, учитывая, массу 12 тыс. шт. РП – полный баланс времени до встречи с Землей < 4 суток. при единичной сухой массе ~ 1 т грузопоток с Земли на ОИСЗ со Система состоит из 2-х ракетных батарей по 6 тыс. ракет- ставит ~ 1100-1200 т/год.

перехватчиков в каждой. Каждая ракета перехватчик (РП) массой Таким образом, для двух важных задач, находящихся за пре в 2,5 т имеет одноступенчатый ракетный блок с кислород- делами проблемы экологически чистого энергоснабжения – т.е.

водородным топливом. В качестве полезной нагрузки РП, обла- (РАО) и (ОКО) – в зависимости от принятого типа топлива и схем дающим запасом скорости ~ 4,8 км/с, размещена ступень самона- полета диапазон суммарных потребностей в ЛТ, заправляемом с ведения и ЯБЗ общей массой 0,5 т, обеспечивающая подрыв ЯЗ на ОТЗС составит от 170 т/год до 1600 т/год соответственно.

заданной дальности от ОКО. Суммарное последовательное воз действие 6 тыс. ЯЗ обеспечивает отклонение ОКО в районе Земли на 100 тыс. км.

Заправка топливом РП – 0,25 т Н2 и 1,37 т О2 (всего 1,62 т), а общая масса топлива во всей системе М = 19,4 тыс.т. При развер тывании системы в течение 10 лет темп доставки топлива в охра няемую зону дежурства (батарею) М=1940 т/год. При размещении обоих батарей в точке либрации 1,2 системы Земля-Солнце воз можна заправка РП с лунных топливных заводов на полюсах Лу ны и доставка с помощью солнечно-электрических буксиров.

При использовании на участке перехвата ОКО лунного топли ва типа О2 + Al с Iуд = 250с стартовая масса РП составит 7,1 т, а масса топлива 6,1 т: полная масса топлива в системе 73,2 тыс. т, а темп доставки 7320 т/год.

Указанные цифры не учитывают затрат на доставку топлива с Луны с помощью, например 2-х ступенчатой системы типа лунной ракеты с ЖРД на О2+Si и солнечно-электрического буксира.

Вопросы длительного хранения криогенных топлив Н2 и О2 не рассматривались. Предполагалась как возможность хранения за правленных ракет в термостатированном ангаре с активной систе мой криостатирования, либо хранение криогенных компонентов отдельно от незаправленных (сухих) ракет в крупногабаритных термостатированных баках и быстрой заправки с помощью мощ ных ТНА, приводимых либо от униполярных электродвигателей большой мощности (от СБ), либо от турбин, работающих на тех же штатных компонентах (О2+Н2). Без учета затрат на энергосис темы заправки жидкими компонентами полная масса конструкции всех кислород-водородных РП (включая головные части) составит – 11 тыс. т, а кислород-алюминиевых ~ 12 тыс. т.

57 ком электролизном производстве алюминия, зарядке аккумуля торных батарей все возрастающего парка электромобилей, элек Часть II троснабжении поездов и т.д.). Однако большая часть СВЧ энергии Технические возможности создания преобразовывается на месте в переменный ток промышленных демонстрационной ЛЭС за 10-15 лет параметров и передается удаленным потребителям по традицион ным наземным проводным ЛЭП.

Введение Высокая потенциальная эффективность ЛЭС базируется на ряде благоприятных обстоятельств:

Главная задача данного материала – продемонстрировать без Состав лунного сырья позволяет изготавливать из него и эле условную реализуемость ЛЭС, причем в конкретном варианте – менты ЛЭС – энергоизлучательного комплекса (ЭИК) и ракетное демонстрационной ЛЭС.

топливо для многоразовых транспортных космических кораблей, Что касается будущей крупномасштабной ЛЭС с Nэл = 3 млрд.

доставляющих с Земли оборудование топливных заводов и техно кВт (3-х тераваттная ЛЭС) приведем лишь некоторые соображе логических линий по производству ЭИК’а.

ния в пользу ее создания:

Уже сегодня по всем наиболее важным типам «земного» тех создание такой ЛЭС за 30 лет эксплуатации позволит сохра нологического оборудования достигнута исключительно низкая нить до 200 млрд. т условного топлива и снизить выбросы «пар материалоемкость (или, соответственно, высокая удельная произ никового газа» СО2 на 600 млрд. т.

водительность на единицу массы). Масса самого оборудования по стоимость электроэнергии составит до 0,01 долл./кВт ч, вме отношению к массе конечного продукта, произведенного за жиз сто ~ 0,1 долл./кВт ч на «осредненной» современной ТЭС.

ненный цикл агрегата, например для экскаватора, самосвала и ме таллургического прокатного оборудования составляют 0,000002, Глава 1. Концепция станции экологически чистой 0,00001 и 0,001 соответственно. Поэтому доставка заводов на Лу ну, если будет разработана соответствующая транспортная систе лунной системы электроснабжения Земли по микро ма и подобрано соответствующее топливо, весьма эффективна и волновому лучу (ЛЭС), обоснование схемы и параметров экономична.

будущей штатной крупномасштабной системы;

выбор В случае применения такой космической транспортной систе мощности, схемы, конструкции и массы материалов для мы, использующей только лунное топливо для доставки на Луну демонстрационной ЛЭС оборудования всех заводов, включая топливный завод, из массы добытого сырья получается столько топлива, что его с большим Сама инженерная идея ЛЭС проста: с помощью доставленно избытком хватает для доставки не только самого топливного заво го на Луну с Земли высокопроизводительного оборудования, из да, но и всех заводов по созданию энергоизлучательного комплек лунного сырья изготавливаются два важнейших элемента энерго са. Система приобретает новое качество – саморазвития. При излучательного комплекса ЛЭС – ЭИК'а – первичный источник энергетических возможностях топлива в ракетных двигателях электроэнергии – солнечная батарея (СБ) и передающий радио транспортной системы, доставка 1 кг полезного груза с околозем технический комплекс в виде фазированной антенной решетки ной орбиты (например, оборудования) требует ~ 6 кг лунного топ (ФАР). СБ вырабатывает постоянный ток, снабжая генераторы лива, а масса топлива, выработанного на лунном топливном заво СВЧ диапазона ФАР. ФАР формирует «острый» энергетический де за его жизненный цикл и доставленного на околоземную орби СВЧ-луч, наводимый на наземную приемную антенну (ректенну), ту (например, для заправки пилотируемых транспортных кораблей где СВЧ энергия преобразуется в постоянный ток и используется с целью доставки персонала на лунную производственную базу) в либо непосредственно в ряде технологических потребителей 15-20 раз больше, чем масса всех «сухих» конструкций достав (электролизном производстве водорода из воды для перспектив ной экологически чистой «водородной» энергетики, в энергоем 59 ленных предварительно с Земли на ОИСЗ (кораблей, орбитальной го сырья, автор в некоторых случаях отошел от этого «экстреми накопительной станции и собственно лунного топливного завода). стского» тезиса во имя главной цели – создания ЛЭС в кратчай Конструкция ЭИК'а (СБ + ФАР) должна базироваться на при- шие сроки. В частности, например, при полной теоретической менении большого количества однотипных технологически про- возможности изготавливать главные элементы радиотехнического стых элементов, производство которых можно легко наладить на комплекса – например твердотельные транзисторы – из лунного Луне, автоматизировать и добиться высоких темпов производства сырья путем выращивания высококачественных монокристаллов и монтажа, чтобы выполнить главную задачу – обеспечить макси- сверхчистого кремния и их обработки на автоматизированном за мально низкие сроки окончания строительства. воде (возможно, что при создании 3-х тераваттной ЛЭС так и бу Заметим, что задача создания ЛЭС (как демонстрационной, дет), все-таки решено их просто доставлять готовыми с Земли.

так и штатной – крупноразмерной) не требует решения фундамен- Аналогичное решение принято и по достаточно мощным электро тальных проблем в отличие от задачи УТС. вакуумным приборам – СВЧ генераторам (клистронам). Кроме Создание демонстрационной ЛЭС – типичная междисципли- того необходима доставка ряда веществ, не говоря уже о «буфер нарная задача, для строгого решения которой необходимо исполь- ной» воде, для работы электрохимических генераторов и выработ зование знаний и методов различных разделов науки и техники: ки «затравочного» водорода для «запуска» процесса извлечения из внешней баллистики, термодинамики, электродинамики, электро- лунного сырья железа (где затем водород возвращается в замкну техники, горного дела, технологии добычи и переработки лунного тый цикл). Также неизбежна доставка земного «затравочного» сырья, металлопрокатки и др. фтористого калия для добычи алюминия и «топливного» кремния.

Излагаемый ниже материал имеет несколько особенностей: Хотя в ряде работ даже часть технологического оборудования Изложение всех разделов сделано в форме, доступной для чи- рекомендуется изготавливать из лунного сырья (например, стани тателя, не являющегося специалистом во всех указанных областях ны прокатных станов из крупных блоков плавленого реголита, или знаний. В то же время, оно достаточно корректно. детали корпусов луноходов и модулей жилкомплекса), в настоя Все разделы включают, помимо качественного описания схем, щей работе все оборудование – «привозное». Причина не только в конструкций и процессов, обязательные количественные резуль- том, что сам процесс отработки специально спроектированного таты, хотя безусловно и приближенные;

оборудования для работы в лунных условиях займет значительное Анализом охвачены все основные элементы технологической время, в т.ч. для набора необходимой статистики по качеству вы цепочки по созданию ЛЭС. Полученные приближенные количест- пускаемой продукции.

венные оценки позволят дать достаточно полное представление Сама идея доставки заводов исходит из того, что низкая их как об облике и параметрах основного технологического оборудо- материалоемкость на единицу массы выпускаемой продукции реа вания, так и о масштабах ЛЭС в целом. Они должны подтвердить лизуется лишь при длительном жизненном цикле, т.е. при боль реализуемость демонстрационной ЛЭС – важнейшего шага на пу- шой длительности эксплуатации (20-30 лет). При малом же сроке ти создания в обозримые сроки ЛЭС на уровне 3 ТВт. Основные эксплуатации и, следовательно, малой массе выпущенной продук массообразующие элементы ЭИК'а – антенные ленты из железа, ции (независимо от того, будут ли это вещества, полуфабрикаты налунные опоры и, многокилометровые сети алюминиевых токо- или готовые изделия), масса самого завода может оказаться суще водов (кабелей) и пенокремнеземных волноводов, общая масса ственно больше общей массы требуемых изделий. А для принятой которых измеряется, как будет показано ниже, десятками тысяч идеологии форсированного по времени создания всей ЛЭС харак тонн, целесообразно изготавливать на месте, т.к. потребная масса терен именно такой случай (ресурс оборудования заведомо будет соответствующих заводов будет по крайней мере на порядок не выработан).

меньше. Выбор основных параметров демонстрационной ЛЭС, прежде В то же время, несмотря на заманчивость идеи изготовления всего ее энергоизлучательного комплекса (ЭИК'а), – в первую всех деталей демонстрационной ЛЭС целиком и только из лунно- очередь мощности N, длины волны СВЧ излучения, – предопре 61 деляет геометрические размеры (диаметр), влияющие на расход материалов, сырья, грузопоток оборудования на Луну и, как след- Таблица ствие, – на стоимость создания. Характеристики ЛЭС умеренной мощности.

Выбор мощности должен учитывать ряд часто противоречи- вых требований. Желательно, чтобы такая одноканальная ЛЭС Установленная мощность (формирующая только один луч) имела мощность, соизмеримую с Характеристика млн. кВт мощностью единичного луча одного модуля будущей штатной 1 10 ЛЭС мощностью в 3 млрд. кВт. Это позволит на штатной ЛЭС от Энерговыработка в ГВт лет 5 50 казаться от необходимости формирования (и управления) сложной млрд. Затраты на соз- многолучевой, с количеством лучей в несколько сотен, диаграммы долл. дание и эксплуа- 60 91 направленности, и обойтись формированием на каждом модуле США тацию отдельного луча, автономно наводимого на «свою» наземную при (1990) Доход от прода- 4,4 44 емную антенну (ректенну). Мощность ЛЭС должна быть соизме жи электроэнер- рима с мощностью уже созданных ЭС различных типов, состав гии ляющей для ГЭС 12,5 млн. кВт (планируется 18 млн. кВт на ки Чистая прибыль -56 -47 тайской ГЭС «Три ущелья»), 9 млн. кВт для АЭС и 8 млн. кВт для Себестоимость энергии 1,4 0,2 0, ТЭС соответственно. Это позволит в дальнейшем эффективно ис долл./кВт ч пользовать часть наземных проводных ЛЭП.

Важны и экономические соображения. Так, некоторые оценки, Оценим влияние мощности, а по существу диаметра ЛЭС в проведенные в США, показали, что в диапазоне установленных плане, на массу ЛЭС (т.е. на массу готовых материалов). Энерго мощностей ЛЭС от 1 до 100 млн. кВт эл. их экономические харак выработка единичной ЛЭС неравномерна по времени. Установ теристики сильно различаются. В таблице 1 приведены экономи ленная мощность ЛЭС характеризуется пиковой мощностью в ческие расчеты по ЛЭС при сроках развертывания 3 года и экс лунный полдень. В рассматриваемой далее схеме ЛЭС у источни плуатации 10 лет и цене отпускаемой электроэнергии 10 цен ка электроэнергии (СБ) и передающей антенны, выполненной в тов/кВт ч (по другим оценкам – 5 центов/кВт ч), что примерно со виде фазированной антенной решетки (ФАР) диаметры СБ и ФАР ответствует рентабельной работе тепловых ТЭС.

одинаковы, dCБ = dФАР = dЛЭС. При этом пиковая (и средняя) мощ При мощности в 1млн кВт станция заведомо убыточна, т.к.

ности ЛЭС зависят от диаметра СБ. В табл. 2 приведена зависи несмотря на относительно низкую и приемлемою стоимость раз мость пиковой и средней мощностей, а также массы ЛЭС от диа работки, доход от продажи электроэнергии низок, что приводит к метра.

стоимости отпускаемой энергии почти в 15 раз выше существую щей. При мощности 100 млн. кВт экономические параметры стан Таблица ции привлекательны, себестоимость вдвое ниже сегодняшней от Зависимость Nmax, Nср, МЛЭС, от диаметра ЛЭС.

пускной цены. Однако крайне высоки затраты на создание стан ции – 243 млрд. Мощность же в 10 млн. кВт представляется наи Диаметр антенны (СБ) км 5 20 более разумным компромиссом: себестоимость всего в 2 раза вы Максимальная мощность млн.

ше средней, зато затраты на создание хотя и высоки, но гораздо кВт в лунный полдень 0,9 15 более приемлемы ~ 90 млрд. долл.

Средняя мощность млн. кВт (за 0,1 3,3 28 суток) Масса тыс.т. 3,3 65 63 При d = 5 км реализуются слишком малая средняя мощность сечением тоководов 3 10 мкм при шаге ~ /25;

что незначитель (100 МВт), велик размер ректенны, хотя величина массы заманчи- но снижает выходную мощность СБ (в пределах 0,1 %). КПД пре во мала. При d = 40 км слишком велика пиковая мощность (61 образования электрического постоянного тока в транзисторе в вы млн. кВт), затрудняющая интегрирование ректенны ЛЭС в назем- сокочастотный сигнал на антенну – 50 %. Частота задающего сиг ную проводную ЛЭП и крайне высока масса – 240 тыс. т, что тре- нала 5,7 ГГц ( = 5,2 см) подается ко всем транзисторам, являю бует неприемлемо большого (по крайней мере для первого этапа – щимися двухкаскадными усилителями с коэффициентом усиления демонстрационной ЛЭС) объема переработки первичного сырья (4 ~ 100. СВЧ сигнал задающей частоты формируется на централь млрд. т). Приемлемым компромиссом является вариант с d = 20 ном электровакуумном приборе большой мощности (в принципе км, что обеспечивает достаточно разумные значения Nmax и Nср и до сотен мегаватт), имеющем высокий КПД (до 80 %) при питании еще достаточно приемлемый, как это будет показано в остальных постоянным током от отдельной, автономной, расположенной на разделах, уровень массы ЛЭС, 65 тыс. т. Это соответствует объему расстоянии ~ 5 км от ФАР, солнечной батареи с преобразованием переработки первичного сырья ~ 1 млн. т, что дает приемлемые постоянного напряжения до ~ 10 кВ, необходимого для питания грузопотоки оборудования на Луну с учетом возможностей кос- мощного ЭВП (например клистрона) и раздается к твердотельным мической транспортный системы. СВЧ приборам единичных транзисторов по протяженным СВЧ С учетом всех вышеперечисленных факторов принят диаметр линиям (волноводам, полосковым линиям и т.д.). Такая система ЛЭС (СБ-ФАР) dЛЭС = 20 км. При выборе длины волны учитыва- при одинаковых фазах на всех транзисторах формирует непод лись ограничения Международного Совета по электосвязи, задан- вижный, перпендикулярный к поверхности ФАР луч. При измене ные на промышленное использование определенных частот (и со- нии фазы вдоль радиуса ФАР происходит отклонение луча, осу ответственно длин волн) – = 12,25 см;

= 5,2 см и = 1,25 см. Не ществляемое фазовращателями по сигналам от системы наведения останавливаясь подробно на обосновании укажем, что хотя при (здесь не рассматривается). Отклонение осуществляется по двум = 12,25 см имеются хорошо разработанные и с высоким КПД плоскостям и является безинерционным, хотя сам управляющий СВЧ генераторы электровакуумного типа и твердотельные полу- сигнал из-за большого расстояния (~ 0,7 млн. км) имеет запазды проводниковые приборы, а также реализуются малые потери в вание ~ 2 с. Масштабы энергопитания и потребные мощности за атмосфере. Но из-за большой расходимости луча и большой даль- дающего генератора (ЗГ), излучаемой мощности с антенны, мощ ности трудно реализовать высокий КПД передачи в свободном ности транзистора оценены ниже в качестве предельного (модель пространстве, особенно в режиме передачи через промежуточный ного) случая. Он дает возможность оценить масштаб многих вели геостационарный (космический) отражатель (КПО). При =1,25 чин. Так, при удельной мощности солнечного излучения (лунный см высоки потери в атмосфере и низки реализованные КПД в полдень) Nc = 1,36 кВт/м2, площади СБ FСБ =314 км2 и КПД СБ электронных приборах обеих типов. Принято значение = 5,2 см пленочного типа 10 % электрическая мощность СБ составит ( = 5,7 ГГц). млн. кВт, а суммарная выходная СВЧ мощность в луче при КПД В идеальном, теоретическом случае энергоизлучательный транзисторов 50 % – 21,5 млн. кВт. При площади единичной ячей комплекс ЭИК должен представлять собой крупногабаритную, ки ФАР 2, куда входят 5 транзисторов, Fяч = 5,2 5,2 см2 = 27 см2, плоскую, круглую в плане при диаметре 20 км, СБ. Она является из них один в центре, а четыре по углам, имеющее по 0,25 мощно первичным источником электропитания равномерно распределен- сти центрального. С учетом включения их в работу соседних яче ных по ее поверхности малоразмерных (менее 0,1 Вт) транзисто- ек, на 1 транзистор приходиться выходная мощность ров, работающих от прилежащих участков СБ площадью ~ 0,5 2.

21,5 Nант =, где Z число транзисторов.

Каждый транзистор питает по фидеру «свою» четвертьволновую Z вибраторную антенну. Антенны размещены над поверхностью СБ FСБ 2 314 106 103 на высоте /4 (~ 13 мм), а для улучшения их работы внешняя по Z = = = 2,31011шт = 230млрд. шт (!!!).

верхность СБ покрыта радиоотражающей сеткой или решеткой с Fяч 27 10- 65 Выходная мощность единичной антенны: запитать до 7 подрешеток, образующих модуль площадью 0, м2. Таким образом количество транзисторов сократится в 336 раз.

21,5 106 Nант = ;

Nант = 0,09 Вт Nант = 90 мВт.

Pages:     || 2 | 3 |



© 2011 www.dissers.ru - «Бесплатная электронная библиотека»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.