|
Настоящая работа, посвященная экологически безопасному и изобильному энергоснабжению человечества, а также другим следствиям освоения солнечно-космической энергетики, завершает цикл публикаций, начатый автором в журнале "Земля и Вселенная" №2/97 и продолженный в "Информационном Бюллетене (Вестнике) SETI" и в "Тезисах Циолковских Чтений"
Предисловие
Человечество ежегодно добывает и, естественно, сжигает с целью получения механической, электрической и иной энергии более 4 миллиардов тонн углеводородного сырья (нефти и газа) и почти 5 миллиардов тонн углеродного (угля). Нетрудно оценить, что при разведанных мировых запасах нефти (а прирост разведанных запасов составляет около трети ежегодной добычи) примерно 130 миллиардов тонн их хватит лет на 40-60 даже без учета роста потребления. Разведанных запасов угля - примерно триллион тонн только в США - может хватить с учетом истощения нефтяных запасов еще лет на сто.
Однако углекислый газ, выделяемый тепловыми машинами на углеводородном (углеродном) топливе, накапливается в атмосфере, медленно поглощаемый мировым океаном, и препятствует отдаче тепла с поверхности Земли в космос, поглощая и переизлучая обратно на поверхность длинноволновое (около 10 микрон) инфракрасное излучения и создавая т.н. парниковый эффект. Нетрудно оценить, что сейчас при сгорании 8 млрд. т углерода выделяется 30 млрд. т углекислого газа в год, что приведет к удвоению его концентрации в атмосфере лет через 50. Этот эффект, по-видимому, можно считать катастрофическим, поскольку за полсотни лет рост среднегодовой приземной температуры может составить до 3...5 градусов, если не учитывать тепловой инерции мирового океана. Использование в будущем лишь угля еще более усугубит ситуацию.
Нетрудно оценить и возможности ядерной энергетики, при работе которой не выделяется углекислого газа, а лишь радиоактивные отходы. Например, при запасах урана в России, оцениваемых в 240 тыс. тонн атомные электростанции России общей мощностью 1,5 млрд. квт (около 10 квт на каждого жителя, что примерно соответствует сегодняшнему расходу энергоресурсов) должны потреблять примерно 1500 тонн урана в год только при условии полного "сгорания" урана-238 в реакторах на быстрых нейтронах. Тогда срок выгорания всех запасов урана России - около 150 лет. Кроме того, при стоимости каждого киловатта мощности примерно 50 тыс. руб. (данные Минатома) и сроке службы АЭС в 30 лет необходимо ежегодно вводить 50 млн. кВт мощностей (пока текущие темпы ввода - 1 млн. кВт в год), что обойдется при нынешних ценах в 2500 млрд. рублей в год или в 25 процентов ВВП. Или в 70 тыс. руб в год на каждого россиянина. И увеличение на два порядка требуемого количества перерабатываемых радиоактивных отходов.
Есть еще одна неприятность. Поскольку КПД АЭС составляет около 30 про-центов, то отвод избыточного тепла - примерно 3 млрд. квт - потребует строительства градирен (устройств для охлаждения водяного пара, отработанного в турбогенераторах электростанций) с расходом испаряемой воды, соответствующему около одной трети стока Енисея около Красноярска. Или всему годовому стоку Волги.
В мировом масштабе это может привести к глобальному или локальному перегреву Земли, поскольку при общей вырабатываемой мощности 100 млрд. квт (что потребует минимум 100 тыс. т урана в год при экономически доступных общемировых запасах примерно 10 млн. т) полное тепловыделение составит 0,3 процента от энергии, поступающей на Землю от Солнца. Та же ситуация останется справедливой и для термоядерных электростанций (или даже более суровой в связи с их меньшим ожидаемым КПД), если они будут создаваться.
Где же выход из сложившийся ситуации?
Глава 1
Много лет назад П.Глезер [1] предложил использовать для питания наземных потребителей солнечные электростанции, располагаемые на околоземной геостационарной орбите (ГСО) и передающие вырабатываемую электроэнергию СВЧ-лучом на наземные приемные антенны, преобразующие СВЧ-энергию в обычную сетевую энергию. Оценки показали техническую возможность достижения мощности каждой солнечно-космической электростанции (СКЭС) примерно 10 млн.квт и общей мощности системы СКЭС - до 100 млрд.квт.
Оценки, проведенные К.П.Феоктистовым [2] показали, что при использовании многоразовых (до 50…100 раз) ракет-носителей (РН) цена киловатт-часа может оказаться вполне приемлемой - примерно 2…3 цента/квт.час даже при сроке службы СКЭС около 30 лет, хотя эксплуатационный ресурс СКЭС может составить по крайней мере 300 и более лет при разумных запасах рабочего тела ориентации и с учетом компенсации силовыми гироскопами суточных дезориентирующих моментов. Впрочем, ничто не мешает доставлять, например, с Земли или Луны на ГСО рабочее тело и отработавшие свой ресурс ЭРД ориентации, поскольку, например, микрометеоритная эрозия позволит работать СКЭС сотни тысяч лет, а опасные для фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) энергичные электроны радиационных поясов будут, в основном, выметаться самими СКЭС. Кроме того, существуют радиационно-стойкие ФЭП на сверхрешетках [4]. Тогда при ежегодном производстве в 10 СКЭС результирующая мощность системы СКЭС составит 30…100 млрд.квт и более, что представляется достаточным для человечества.
Однако оценки количества атмосферного озона, погибающего при запусках РН [3] при требуемом годовом грузопотоке на ГСО в 500 тыс. т показывают, что весь околоземный озон, защищающий все живое на Земле от солнечного ультрафиолетового излучения - 3 млрд.т - при количестве ежегодно сжигаемого ракетного топлива примерно 100 млн.т может быть уничтожен года за три. О последствиях такого эффекта можно не говорить. Хотя озон, похоже, можно и создавать [5], однако подобный способ использовался лишь в лабораторном масштабе и ожидаемые энергетические затраты на его производство - 10квт.ч/кг - потребует, как минимум, 10 лет работы СКЭС только на воссоздание погибшего при запусках РН озона перед вводом СКЭС в коммерческую эксплуатацию.
Ситуация может быть изменена лишь при условии изготовления СКЭС из внеземных, или конкретнее, из лунных материалов.
Глава 2
Если предположить, что химсостав лунного грунта (ЛГ) в околополюсных областях Луны, где температурный режим лунной производственной базы (ЛПБ) представляется благоприятным и стабильным, можно представить, например, формулой:
Si0,26Fe0,08Ca0,06Al0,1Mg0,1Ti0,015K0,003Na0,005O,
то технология переработки ЛГ может быть следующей:
Измельченный и смешанный с С (углеродом) ЛГ подается в солевой раствор хлоратора, где при подаче Cl2 практически все тугоплавкие и трудноразделяемые окислы превращаются в газообразные или жидкие хлориды. Газообразные хлориды (Si,Ti)Cl4 и (CО,CО2) улетучиваются на переработку, а более тугоплавкие хлориды периодически сливаются (перекачиваются электромагнитными насосами) в испаритель, где с ростом температуры и разделяются испарением. Легкоплавкие комплексы (Fe,Al)(K,Na)Cl3 испаряются и конденсируются в электролизере первыми, где из них получают Fe, а затем Al. Затем наступает очередь испарения и электролиза MgCl2, потом - испарения (K,Na)Cl, возвращаемых, в основном, в хлоратор, а последним в свой электролизер поступает остаток - CaCl2. Непрохлорировавшие чистые SiO2 и Al2O3, которых в ЛГ, по-видимому, относительно немного, уходят в отвалы или на переработку. Тугоплавкие хлориды, уходящие с парогазовой смесью, осаждаются, например, в солевом фильтре и также периодически поступают в испаритель. Естественно, что Cl2 в процессе электролиза разделенных хлоридов собирается и поступает, в итоге, обратно в хлоратор, замыкая цикл по хлору.
TiCl4 cжигается в кислороде, TiO2 поступает в отвалы, Cl2 - в хлоратор. SiCl4 восстанавливается Н2, преобразуясь в HCl и SiH4. Последний пиролизом переходит в Si, а HCl регенерируется в Cl2 и H2. СО и СО2, реагируя с Н2, переходят в Н2О и С (или СН4). Метан пиролизуется на С и Н2, вода электролизуется, кислород ожижается.
Таким образом, в качестве конструкционных материалов мы получаем Fe (силовая рама СКЭС, радиационная защита мини-ФЭП), Al (тоководы, клистроны, рупорные линзы), Si (подложка - радиатор) и SiO2 (фасеточные концентраторы Френеля и доконцентраторы), а в качестве ракетного топлива для доставки полуфабрикатов для строительства СКЭС на низкую околополярную лунную орбиту - (Mg+Ca)+O2 и, возможно, Na+K и часть Si. Оборотные вещества - Cl2 и С - расходуются только на потери, которые не должны быть неприемлемо велики.
Требуемое количество электроэнергии для осуществления описанных технологических процессов - примерно 10 кВт.час/кг перерабатываемой породы - практически могут дать лишь ядерные энергоблоки. Тогда при их удельной массе 10 кг/кВт, сроке службы 20-30 лет и производстве 10 СКЭС в год необходимый грузопоток энергоблоков около 300-500 тонн в год. С учетом необходимости перевозок и других грузов минимально требуемый грузопоток на Луну - примерно 1000 тонн в год. И 100-300 человек персонала.
Глава 3
Оценку возможностей космонавтики для переброски людей и грузов на Луну можно попытаться сделать на основании прошлого опыта - программ "Аполлон" и "Луна". Для посадки на Луну двух человек использовалась РН "Сатурн-5" со стартовой массой (СМ) примерно 3 тыс.тонн. Посадочная платформа с "Луноходом" массой примерно 2 тонны выводилась РН "Протон" со СМ около 600 тонн. Таким образом, грузопоток в 1000 т/год и пассажиропоток в 200 чел/год может быть обеспечен при суммарной СМ РН около 600 тыс. т. в год, или в 200(!) запусков РН класса "Сатурн-5" в год.
Согласно [3], при ежемесячных запусках РН "Энергия" (суммарная СМ около 30 тыс. тонн в год) лет через десять концентрация атмосферного озона в Северном полушарии, где расположены практически все космодромы, уменьшится на 0,4…0,5 процента. Тогда при требуемом грузопассажиропотоке на Луну концентрация озона может упасть процентов на 10, что может оказаться опасным. Кроме того, суммарная стоимость запусков составит около 200 млрд. долл., что представит немалую нагрузку для бюджетов участвующих в создании системы СКЭС государств, хотя общемировые расходы на топливно-энергетический комплекс сейчас составляют более триллиона долларов в год.
Таким образом, использование ракетной техники 60-х годов для обеспечения требуемого грузопассажирского потока на Луну может быть как слишком дорогим, так и экологически опасным.
Глава 4
1 апреля 1991 года автор получил авторское свидетельство на "Способ подачи топлива в ракетный двигатель". Дальнейшая длительная проработка этого изобретения показала, в частности, что возможна экономия СМ РН на трассе Земля-Луна примерно в пять раз применительно к единице полезного груза (ПГ), доставляемого на Луну и почти в десять раз применительно к общему грузо-пассажиропотоку. Автором проработана концепция транспортной системы Земля-Луна и конструкция РН (естественно, на дилетантском уровне), позволяющая доставлять на Луну около 10 тонн груза и трех человек сменного персонала, основанная на использовании в качестве двигателя первой ступени самого мощного в мире многоразового жидкостного РД-170 со стартовой/пустотной тягой 740/800 тонн и используемого в РН "Зенит", перевозимых на космодром железнодорожным транспортом.
Первая ступень, включающая в себя РД-170 и два симметрично расположенных подвесных бака, например, из сплава ВТ5-1 для керосина (синтина?, метана?) и жидкого кислорода примерно через 120 секунд работы сбрасывается на высоте 45 км, угле наклона траектории к местному горизонту 25° и скорости 1780 м/сек относительно точки старта. РД-170 с теплозащитным кожухом тормозится, спускается на парашюте и используется повторно, а подвесные баки, естественно, разбиваются и используются повторно в качестве металлолома.
Вторая (лунная) ступень (ЛС) начальной массой в 230 тонн, оснащенная двумя сбрасываемыми на высоте 135 км и скорости 5760 м/сек подвесными баками для водорода и кислорода, выходит на низкую околоземную орбиту (НОЗО), неся на себе спускаемый (возвращаемый) аппарат (ВА) с тремя космонавтами, десяток тонн ПГ, немного водорода и около 70 тонн чистой дистиллированной воды.
После стыковки с одной из полусотни орбитальных регенерационных станций (ОРС), которая представляет собой такую же ЛС, но с усиленной теплоизоляцией баков, солнечными батареями (СБ), электролизерами и ожижителями криогенных компонентов, ЛС сливает в нее выработанную во время выхода на НОЗО воду и получает взамен эквивалентные или несколько скорректированные количества жидких водорода и кислорода. При пиковой мощности СБ ОРС около 100 кВт процесс регенерации воды одной ЛС занимает около полугода.
Свежезаправленная ЛС уходит к Луне. Через четверо-пятеро суток она выходит на окололунную полярную орбиту, стыкуется с одной из десятка окололунных ОРС, сливает около 13 т воды и часть остатков кислородно-водородного топлива, отстыковывается от ПГ и ВА, и в конечном итоге, падает на Луну. Экипаж переходит в лунный транспортный модуль (ЛТМ), заправляет его отрегенерированным от предыдущей ЛС топливом, стыкуется с ПГ и уходит на Луну. После посадки на лунодроме ПГ снимается лунным подъемным краном, прибывший экипаж переходит в лунобус, а отработавшие год или полгода на ЛПБ уставшие, но довольные скорой встречей с домом, операторы заходят из того же лунобуса в ЛТМ и стартуют. После стыковки ЛТМ с лунной ОРС они переходят в ВА с 1,5… 2,0 т запасами долгохранимого топлива (гептил - НДМГ, перекись водорода - пентаборан) и уходят к Земле, где и садятся, например, вблизи солнечных и лазурных берегов Таити.
Таким образом, при 100 рейсах в год (суммарная СМ около 64 тыс.т в год) на Луну будет доставляться 1000 т ПГ и 300 человек персонала ЛПБ, а максимальное уменьшение концентрации атмосферного озона не превысит одного процента. К тому же стоимость РН с многоразовым двигателем первой ступени вряд ли превысит 0,1 млрд. долл., а стоимость транспортировки - 10 млрд. долл. в год, что уже сопоставимо с бюджетом NASA.
Оценим стоимость электроэнергии СКЭС. 10 СКЭС, произведенных в год - это 100 млн. кВт. При сроке службы в 1000 лет они произведут 108+4+3=1015 кВт.час. Тогда стоимость кВт.часа 1015-10=10-5 долл/кВт.час. Или 0,001 цента (0,03 коп) за кВт.час. Или на три-четыре порядка дешевле сегодняшней стоимости электроэнергии.
Глава 5
Немного о двигателе ЛС. Он представляет собой четырехкамерный двухконтурный РД с общей тягой около 200 тонн. Далее все оценки приведены для одной автономной камеры тягой примерно 50 тонн.
Хитрость принципа его работы заключается в том, что в камеру сгорания (КС) РД подаются подогретые и чистые компоненты кислородно-водородного топлива (КВТ). При соотношении Н2:О2=1:5 и температуре нагрева компонентов 1200°К расчетный удельный импульс составляет 5430 м/сек (555 сек). Нагрев компонентов осуществляется за счет энергии той части КВТ, которая в процессе теплообмена превращается в водяной пар и затем в воду, сохраняющуюся на активном участке полета на борту ЛС и регенерируемой затем на ОРС в жидкое стехиометрическое КВТ.
Теперь подробнее о конкретных параметрах работы двухконтурного РД. Входящие в КС при давлении 300 атм 15 кг/сек Н2 и 75 кг/сек О2 нагреваются от 600°К до 1200°К путем теплообмена с 92,5 кг/сек водяного пара с температурой 1630°К и давлением 330 атм в трехходовом поперечно-противоходном теплообменнике (изготовленного в виде барабана, например, из ТД-никеля с Dmax x Dmin x L = 500 х 350 х 300 мм и массой около 50-70 кг) в гладких каналах с эквивалентным диаметром около 0,4 мм и стенкой 0,2 мм (что обеспечивает падение давления теплоносителей не больше 30 атм) и при температуре 900°К и давлением в 300 атм поступает на выходе в турбину, откуда выходит с Т=770°К и давлением 150 атм. Затем, в конденсаторе, где он нагревает компоненты топлива как КС, так и газогенератора до 600°К, пар охлаждается до 600°К, ожижается, и при давлении 120 атм 70 кг/сек воды поступают в насос, а 22,5 кг/сек - в преконденсатор, где превращается в воду при нормальных температурах и сливается в накопительный бак. 70 кг/сек воды после насоса при давлении 400 атм поступают в рубашку охлаждения РД и при 670°К подаются в газогенератор, конструктивно расположенный внутри теплообменника, где смешиваются с 22,5 кг/сек продуктов сгорания стехиометрического КВТ и в виде водяного пара, как уже было сказано, с Т=1630°К (что обеспечивает допустимую температуру материала теплообменника - не выше 1200°С) поступают в теплообменник. Мощности турбины достаточно и для подачи с давлением 350 атм компонентов топлива, поступающих из баков - жидких Н2 (17,5 кг/сек) и О2 (95,0 кг/сек).
Автор, к сожалению, не смог корректно рассмотреть все переходные процессы при запуске и останове РД, но интуитивно ему кажется, что проблема не выглядит неразрешимой.
Послесловие
Работы автора показали, что освоение солнечно-космической энергетики позволит, помимо обеспечения энергетического изобилия на планете Земля [6], решить следующие задачи:
1) Обеспечение астероидно-кометной безопасности человечества [7]
2) Возможность межгалактического радио- и телевещания [8]
3) Возможность релятивистских межзвездных перелетов [9]
Литература
1. Glaser P.E. "Power from the Sun: its future", Sciens,1968,vol 162, Nov., p. 857-861
2. Феоктистов К.П., "Космическая техника. Перспективы развития", Изд. МГТУ им. Н.Э.Баумана, 1997.
3. Бурдаков В.П., Еланский Н.Ф., Филин В.М. "Влияние запусков ракет "Шаттл" и "Энергия" на озоновый слой", Вестник АН СССР, 1990, №12.
4. Колтун М.М. "Солнечные элементы", М., Наука, 1987.
5. Вихарев А.Л. и др., "Как штопать озонные дыры", в сб. "Российская наука. Выстоять и возродиться", М., Наука, Физматлит., 1997 г.
6. Миронов С.В. "Луна - основа энергетики ХХI века?", "Земля и Вселенная", №2, 1997 г.
7. Миронов С.В. "О гипотетической противоастероидной системе внеземной цивилизации и возможности ее обнаружения", "Информационный Бюллетень SETI", №15, 1999., М., МГУ.
8. Миронов С.В. "О "Великом кольце", радиотелескопе РТ-70 и межгалактическом телевещании", "Вестник SETI", №2/19, 2002.
9. Миронов С.В. "О технической возможности релятивистских односторонних пилотируемых межзвездных перелетов", "Вестник SETI", №3/20, 2003.
10. http://lnfm1.sai.msu.ru/SETI/koi/
|
|
