Nuklearni pogon je ozbiljno razmatran 60-tih, paralelno sa Apolo radili su nuklearni treći stepen rakete Saturn 5, tkz. Saturn SN.
To je NERVA project (Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) sa ciljem da osvoji Mars 1978 i stalna Lunarna baza 1981.
Drug pukovnik ::Dobar video, za sve koji budu gledali predlažem da prvo pogledaju prva dva dijela pa će ovaj imati više smisla. Zapravo su prva dva videa ono o čemu ovdje pišemo već duže vrijeme, fino je opisao osnove leta na Mars. U svakom slučaju sat i po dobrog sadržaja
Potražio sam tekst na koji se poziva i na osnovu kojeg je radio ova videa, Ядреная энергетика-ключ к началу пилотируемых полетов на Марс, ГНЦ ФГУП Центр Келдыша, bilo bi zanimljivo zaviriti, ali nije dostupno
Sa užitkom sam pogledao nekoliko sati video uradaka Dmitrija koji je za razliku od onih plaćenih fotografa i glazbenih menađera koji uzdižu život i dijelo E Musca, završio prestižno vojno učilište Baumana. On trezveno i sa blagom dozom ironije govori o SpaceX , o njegovim ukrajinskim suradnicima , o Draconu i njegovom sustavu za spašavanje i prizemljavanje sa tetraoksidom, i naravno na bazi podataka sa instituta Keldiš daje principijelnu strukturu ruske misije na Mars. Daje one vremenske koridore za put ka marsu koje smo već spominjali itd.
Za razliku od Musca koji misli pucati stotine raketa u tempu kako mu se digne , ovi sa instituta Keldiš računaju da sa 9 teških raketa tipa Irtiš i sa Dvije teške Angare mogu krenuti na misiju ka Marsu sa cca 600 tona mase i usput odbacivati sve što im ne treba , u povratku odbacuju i nuklearne motore čim napuste marsovu orbitu , neklearni reaktor koji im daje energiju za održavanje života odbacuju neposredno prije zemlje, Ne orbitiraju oko zemlje već direktno ss 12,5 km u sekundi uletavaju u atmosferu .
Na kraju od 600 tona sa kojim su krenuli iz zemljine orbite na zemlju se spušta kapsula sa masom od 6 tona i poput Sojuza slijeću u neku Kazahstansku pripizdinu .
Bez euforije govori o Brajtonovom ciklusu sa turbinama i generatorima, spominje stupan j djelovanja od 25% i potrebu za 400m2 površine hladnjaka , najnormalnije mu je da za pogon kompresora koji bi hladili vodik treba 150 KW struje i još pride 50 KW za održavanje života na tom zvezdoletu, ugrubo 1 MW toplinske energije reaktora plus još jedan megavat u raketnim motorima na vodik.
Na Mars slijeće sa kemijskim pogonom ( tetraoksid i NDMH ) brod od 55 tona koji se nakon mjesec dana vrača na orbitu Marsa i spaja se na matični brod, ta mala kapsula sa posadom ima masu 1 tone. Nema tu ni tvornice metana na marsu , ni nekoliko hiljada tona metana to ima samo u snovima E Musca
Ali i lijepo rezoniraš o tome d sa porastom tlaka u motoru raste potisak skoro pa linearno, na nekoj smo temi Puki i ja to diskutirali , možda na protugrdnim raketljinama , ali sad kad imamo link na knjigu od prof Suttona red je da neke stvari malo detljnije pogledamo . Radi se o jednoj opčoj teoriji De Lavalove mlaznice koja je jednako primjenjiva za parnu puhaljku , zviždaljku , za ispuhivanje gume na autu , ili mlaznice raketnog motora.
Znam da dobrano kasnim sa ovim "domaćim zadatkom" ali posle čitanja poglavlja 3 kod Sutton-a (malo sam ga pretrčao da budem iskren) iskoristio sam Primer 3-3 sa strane 60 da probam da steknem neki osećaj kako pritisak u komori za sagorevanje, temperatura i molarna masa utiču na performanse i dimenzije mlaznice.
Pazite samo Sutton koristi iste simbole za druge veličine u odnosu na što se koristi u našim knjigama iz fizike (npr V je specifična zapremina a R gasna konstanta podeljena sa molarnom maskom gasa pa pazite kad čitate)
Uglavnom sumirao sam formule koje su potrebne na sledećoj slici:
Koristeći iste formule napravio sam kalkulator u LibreOffice Calc ali sam ga sačuvao u xls formatu pa bi trebalo da može da se otvori u bilo čemu:
https://www.mycity.rs/must-login.png
Evo ovde i slike rezultata:
Da bi dobio potrebne vrednosti temperature i molarne mase koristion sam sledeći izvor:
http://www.braeunig.us/space/comb.htm
Tu su u gornjoj listi linkovi za kombinacije O2-H2, O2-CH4 i O2-RP-1.
Obzirom da odnosi goriva i oksidatora od 2.6 za RD-191 i NK-33 kao i 3.55 za Raptora nisu navedeni morao sam malo da ekstrapoliram.
Takodje, faktor k sam morao malo da nagadjam jer je u pitanju smeša H2O i CO pa sam koristio ovu tablicu:
https://en.wikipedia.org/wiki/Heat_capacity_ratio
nagadjajući 1.35 za O2-CH4 i 1.37 za O2-RP-1
Pored toga za spoljni pritisak pri proračunu mlaznice (p2) sam uzeo pritisak na nivou mora.
U prvoj koloni je sam Suttonov 3-3 primer radi provere rezultata dok sam u sledećim kolonama izradio računice za Raptor, RD-191, NK-33, RS-25 i RD-0120 sa Energije.
Podaci za ove motore su vikipedija i
http://www.russianspaceweb.com/nk33.html
Ono što je interesantno jeste da izlazna brzina gasa v2 (Isp) u ovom modelu a u slučaju Raptora kao i kerozinskih motora značajno odstupa od podataka navedenih na Wiki i to je manja što nisam očekivao.
Za H2 motore je malo "jača" nego što se može naći u podacima što bih i očekivao od jednog "idealnog" modela.
Gledajući poglavlje 3 uradjene su dve aproksimacije za proračun v2 a to je da je početna brzina gasa u komori sagorevanja nula i da je temperatura gasa jednaka temperaturi sagorevanja.
Ne deluje mi da to pravi neki veliki problem u ovom slučaju (tj. da ga ne pravi za H2 motore).
Možda raketaš i Drug pukovnik mogu da pomognu i ukažu na to šta sam zeznuo
Pored toga nekoliko stvari upada u oči:
Ako za raptor ali i bilo koji drugi motor varirate pritisak u komori sagorevanja (treba menjati i temperaturu pri istom) vidi se da se parametri mlaznice menjaju i do 10%.
Dakle nije isto ako radite sa 250,300 ili 330 bara tako da se mora napraviti poseban dizajn mlaznice za te slučajeve.
Kada podižete odnos goriva i oksidatora za metanski motor molarna masa produkata takodje raste i približava se onoj za motore na kerozin čime se gubi prednost niže molarne mase kod O2-CH4 kombinacije ali raste temperatura (ovo su dva najbitnija faktora za porast v2 tj Isp)
Za idealni slučaj u smislu molarne mase imamo
Za O2-CH4:
CH4 + 3xO -> 2xH2O + CO tj. tačno 1:3 po masi za metan i kiseonik molarna masa 21.3
Za O2-RP-1:
nxCH2 + nxO2 -> nxH2O + nxCO otprilike 2,3 molarna masa 23
Kada za Raptor ubacim odnos 1:3 dobije se čak malko veći Isp nego za 1:3.55 iako je temperatura značajno viša.
Naravno opet treba proveriti da nemam neku grešku u računu koja se odražava na ove rezultate.
Ovaj proračun daje dosta manju površinu izlaznog otvora mlaznice nego što se vidi u praksi pa pretpostavljam da je to kompromis da bi se dobile bolje karakteristike na većim visinama jer je tada spoljašnji pritisak dosta manji. Mlaznica je nivou mora "overexpanded" što imate kod Sutton-a na strani 68. Ovde osim dodatne mase nemate neki poseban gubitak mada može biti problema kod upravljanja zbog načina formiranja mlaza (RS-25 npr.).
Uglavnom deluje da su optimalne visine grubo izmedju 6 i 10 km.
Svaka čast na trudu. Nabrijane su ti vrijednosti pokazatelja adijabate, k u formulama, smanji to malo. To će smanjivati brzinu plinova u grlu, a povećavati na izlazu mlaznice što nam treba za reći koliki je zapravo idealni impuls.
Imaš grafove p-k u linku koji si dao, sve to bude u granicama 1,15 do 1,2
Već sam jednom kačio ovu tablicu, nema kisik plus metan, ali za orijentaciju je dobra. Proračunski podaci iz opita na 80/1 omjeru tlakova
raketaš ::
Za razliku od Musca koji misli pucati stotine raketa u tempu kako mu se digne , ovi sa instituta Keldiš računaju da sa 9 teških raketa tipa Irtiš i sa Dvije teške Angare mogu krenuti na misiju ka Marsu sa cca 600 tona mase i usput odbacivati sve što im ne treba , u povratku odbacuju i nuklearne motore čim napuste marsovu orbitu , neklearni reaktor koji im daje energiju za održavanje života odbacuju neposredno prije zemlje, Ne orbitiraju oko zemlje već direktno ss 12,5 km u sekundi uletavaju u atmosferu .
Video je interesantan jer se na osnovu datih podataka mogu izračunati i delta v koje su potrebne za stizanje do Marsa i kočenje za ulazak u orbitu Marsa.
Ako imamo podatke za početnu masu od 590t utrošak od 200t vodonika i Isp od 8200 m/s (sve iz videa) dobijemo oko 3390 m/s.
Zatim do Marsa stiže 337t skalamerije i utroši 75t što daje 2060 m/s.
Za povratak sa Marsa na Zemlju se od 189t troši 63t što daje 3325 m/s.
E sad sa nuklearnim motorima postoji jedan problem koji je bio identičan onome u Fukušimi.
Nukelarni reaktor ne možete isključiti na dugme. Iako zaustavite lančanu reakciju u samim šipkama goriva ostaje toliko radioaktivnih elemenata da se i dalje emituje toplota od oko 5% maksimalne snage. Znači ako je reaktor od 1MW ostaće vam još 50kW koje morate nekako hladiti jedan dan. Sledećeg dana imate samo 1% snage i tako dalje dok se ne spusti na neku podnošljivu temperaturu. To sve mora da se hladi i do mesec dana posle zaustavljanja reakcije.
Upravo ta toplota je došla glave reaktorima u Fukušimi. Štaviše problem su bile i šipke goriva koje su se hladile u bazenu pored reaktora. Cirkulacija je stala, voda počela da isparava a šipke se toliko pregrejale da su počele da prave vodonik i onda ste imali one spektakularne eksplozije.
https://www.fairewinds.org/nuclear-energy-educatio.....20syndrome
Dimitri pominje to u jednom momentu na kratko kada kaže da posle ubrzanja ka Marsu ode još 30t vodonika. Nije samo za tu namenu ali deo je izgleda i za to.
Verovatno je situacija sa nuklearnim motorom malo drugačija jer je on predvidjen da trpi visoke temperature pa se može hladiti i zračenjem toplote ali bar u početku bi morao i odvodjenjem toplote nekako.
Doduše to bi moglo da se iskoristi i kao dodatni potisak
E sad ako uzmemo ove cifre i prebacimo na Maskov zvezdolet dobijamo da bi posle ubrzanja ka Marsu ostalo 519t od početnih 1300t (računam Isp od 3700 m/s). A po dolasku na Mars nekih 496t (isti račun kao Dimitri za ljudske potrebe samo što Zvezdolet nema reaktor pa je to minimum). I na kraju za kočenje nam treba još neka količina tako da u orbiti Marsa imamo ukupnu masu broda od 284t tj recimo da može da donese 130t -150t goriva. Za povratak bi trebali da utrošimo 169t ali problem je što je masa praznog Zvezdoleta u najboljem slučaju 120t.
Dakle povratka nema.
Mora se napraviti metanska infrastruktura na Marsu ili groblje tanker zvezdoleta u orbiti oko Marsa...
Dopuna: 20 Sep 2020 17:11
Drug pukovnik ::Svaka čast na trudu. Nabrijane su ti vrijednosti pokazatelja adijabate, k u formulama, smanji to malo. To će smanjivati brzinu plinova u grlu, a povećavati na izlazu mlaznice što nam treba za reći koliki je zapravo idealni impuls.
Imaš grafove p-k u linku koji si dao, sve to bude u granicama 0,15 do 0,2
Hvala Pukovniče na ispravci. A i ja ne gledam link koji sam sam postavio
Samo da proverim to je ova tablica Specific Heat ratio :
za kerozin + O2 za 250atm i 2.4 odnos oko 1.212?
Napraviću ispravke pa ću zakačiti večeras ako stignem.
