Первые наземные ядерно-энергетические испытания ЯЭУ «Топаз» были проведены в 1970 г. на созданной в ФЭИ испытательной базе. Однако успешная эксплуатация ЯЭУ «Бук» в составе КА «УС-А» показала нецелесообразность использования ЯЭУ «Топаз» в КА этого типа. Хотя это и задержало вывод в космос КА с ЯЭУ «Топаз», однако испытания ЯЭУ «Топаз» в космосе все же были проведены в составе экспериментального КА «Плазма-А» в 1987-1988 г., оснащенных элек- троракетными двигателями. Отметим, что впервые электроракетные двигатели получали электропитание от ЯЭУ. Первый КА «Плазма-А» с ЯЭУ отработал полгода, а второй — почти год, оба до израсходования рабочего тела (цезия) ТРП ЯЭУ.

Космический аппарат «Плазма-А» с термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз»

Общий вид КА «Плазма-А» с термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз» приведен на рис. выше.

К настоящему времени в ФГУП «Красная Звезда» ГК «Росатом» разработаны проекты космических ЯЭУ по технологии «Топаз» электрической мощностью 25-100 кВт.

В начале 60-х годов в РКК «Энергия» одновременно с проведением первых научно-исследовательских и проектных работ по межпланетным пилотируемым экспедиционным кораблям при поддержке С.П. Королева была исследована возможность использования ядерной энергии для питания электроракетных космических транспортных средств. В результате сравнительного проектного анализа предпочтение было отдано космической ЯЭУ по литий-ниобиевой технологии с ТРП на быстрых нейтронах в связи с простыми тепловой и электрической схемами; отсутствием движущихся частей; относительно простым запуском и остановом и возможностью многократного запуска ЯЭУ без затрат электроэнергии; более высокой, по сравнению с другими установками, температурой отвода тепла, не преобразованного в термодинамическом цикле, и, соответственно, более компактным холодильником-излучателем. Недостатком такой ЯЭУ является необходимость иметь систему повышения напряжения до значения, требуемого для питания ЭРДУ.

В 60-е годы применительно к рассматриваемым тогда сценариям пилотируемой экспедиции на Марс по этой технологии были разработаны концептуальные проекты ЯЭУ по такой технологии мощностью от единиц до 15 мегаватт.

Компоновочная схема ЯЭУ для межорбитального буксира «Геркулес»:

1 — блок генераторов пара цезия и системы удаления газообразных продуктов деления модулей; 2 — термоэмиссионный реактор-преобразователь модульной схемы; 3 — многослойная радиационная защита; 4 — сильноточная шина; 5-многоканальный МГД-насос с общей магнитной системой всех модулей; 6 — трубопровод литиевой системы охлаждения на входе в модуль ТРП; 7 — опорная ферма; 8 — трубопровод литиевой системы охлаждения на выходе из модуля ТРП; 9 – теплообменник литий-натрий зоны испарения тепловой трубы; 10-силовой преобразовательный блок (высоковольтные кабели не показаны); 11 — опорное кольцо (раздвижная ферма полезной нагрузки не показана); 12 — зона конденсации тепловых труб холодильника-излучателя

С середины 70-х до начала 90-х годов прошлого столетия по Госзаказу Роскосмоса в РКК «Энергия» в широкой кооперации организаций интенсивно велись работы по космической ЯЭУ по литий-ниобиевой технологии электрической мощностью 500-600 кВт и межорбитальному электроракетному буксиру «Геркулес» на ее основе применительно к решению задачи по транспортировке на ГСО тяжелых полезных грузов и обеспечения их маневрирования в космическом пространстве. Компоновочная схема ЯЭУ для МБ «Геркулес» приведена на рис. выше.

Ваш ребенок просто обожает космос и все, что с ним связано, поэтому вы планируете подарить ему развивающую игрушку, которая позволит ему колонизировать Луну, не выходя из дома? Тогда вам определенно точно пригодится детский мир промокод. С ним вы сможете купить такую игрушку гораздо дешевле!

Работы в области атомной энергетики для применения в космическом пространстве были начаты почти одновременно в СССР и США в конце 1950-х — начале 1960-х г. еще на начальном этапе исследования и освоения космического пространства. В СССР разработка космических ЯЭУ была обусловлена необходимостью обеспечить КА систем разведки с радиолокационными станциями на борту достаточно мощным (несколько киловатт) источником электроэнергии. Энергоемкость и компактность реакторных источников энергии выгодно отличали их от распространенных тогда солнечных батарей. Такие преимущества, как лучшие массогабаритные характеристики, отсутствие зависимости генерируемой мощности от положения КА относительно Солнца и принципиальная возможность работы на форсированных режимах сыграли определяющую роль при выборе ЯЭУ в качестве источника электроэнергии разрабатываемых радиолокационных КА морской разведки.

На начальной стадии разработки космических ЯЭУ рассматривались различные схемы преобразования тепловой энергии ядерного реактора в электрическую: динамические (паро- и газотурбинные) и безмашинные (термоэлектрические и термоэмиссионные). К разрабатываемым ЯЭУ предъявлялись жесткие требования по массе и габаритам, надежности, ядерной и радиационной безопасности и т.п. В результате предпочтение было отдано ЯЭУ с термоэлектрическим и термоэмиссионным преобразованием тепловой энергии в электрическую, работы по которым с начала 1960-х г. велись практически параллельно.

Первой была создана космическая ЯЭУ «Бук» с термоэлектрическим генератором электрической мощностью 3 кВт. В соответствии с Постановлением Правительства полномасштабные работы по такой ЯЭУ для конкретного К А были начаты в 1962 г.

ЯЭУ «Бук» была создана НПО «Красная Звезда», в которое вошли ряд предприятий атомной и авиационной промышленности. ЯЭУ «Бук» представляла собой двухконтурную установку с реактором на быстрых нейтронах. В качестве теплоносителя первого и второго контуров использовалась эвтектика натрий-калий, в качестве конструкционного материала — нержавеющая стать. Термоэлектрический генератор был двухкаскадным на основе средне- и высокотемпературных (кремний-германий) термоэлектрических материалов. Холодильник-излучатель — трубчато-ребристого типа, перекачка жидкометаллического теплоносителя обеих контуров осуществлялась кондукционными электромагнитными насосами.

КА «УС-А» с ЯЭУ «Бук» с 1970 г. запускались с площадки 95 космодрома Байконур PH «Циклон» на орбиты, близкие к круговым, с наклонением 65° и высотой 250-370 км. По завершению активного функционирования радиационно-опасные части ЯЭУ выводились на орбиту «высвечивания» высотой более 800 км. С 1975 г. ЯЭУ «Бук» была принята в эксплуатацию (на вооружение). Всего с 1970 по 1988 г. за период испытаний и эксплуатации было запущено 32 КА с ЯЭУ «Бук» (рис. ниже).

Космический аппарат УС-А с ЯЭУ «Бук»

Запуски низкоорбитальных КА серии «УС» системы радиолокационной морской космической разведки и целеуказания с ЯЭУ «Бук» решили чрезвычайно важную в то время стратегическую задачу — обеспечили контроль за авианесущими соединениями США и НАТО в акватории мирового океана.

Макет ЯЭУ «Топаз»

Одновременно в качестве дублирующей ЯЭУ «Бук» выполнялась разработка термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз», но с более высоким уровнем мощности (5-6 кВт). Термоэмиссионный преобразователь (ТЭП) является аналогом радиолампы — вакуумного диода, работающего однако не в режиме усиления мощности, а в режиме ее генерации. Принцип действия ТЭП и возможные схемы его конструкционной реализации представляют исключительно благоприятные возможности для энергетического сопряжения с реактором, в том числе с расположением преобразователя непосредственно в активной зоне реактора. Совокупность ядерного реактора и встроенного в активную зону ТЭП называют термоэмиссионным реактором-преобразователем (ТРП). Объединение в одном агрегате — ТРП — источника тепла и его преобразования в электроэнергию позволяет с минимальными потерями температурного потенциала реализовать высокую температуру термодинамического цикла преобразования энергии. В тоже время зона высокой температуры ограничена элементарной ячейкой ТРП — механически не нагруженным электрогенерирующим элементом, оболочка которого изготовлена из вольфрама, а все нагруженные элементы работают при нижней температуре термодинамического цикла. Это существенно облегчает создание всех компонентов ЯЭУ, а свойственная циклу термоэмиссионного преобразования достаточно высокая нижняя температура цикла в условиях космического пространства, где интенсивность отвода тепла пропорциональна температуре в четвертой степени, позволяет свести к минимуму габаритные размеры системы охлаждения и создать компактную ЯЭУ, габариты которой примерно на порядок меньше размеров ЯЭУ с любыми типами преобразователей, расположенных вне активной зоны реактора.

Гораздо больше, чем читать о вариантах и средствах освоения Луны, вы хотите найти необычный подарок для своей второй половинки? Тогда рекомендую вам купить этнические товары из Индии. Подобрать такой подарок вы сможете на www.indokitay.ru!

Как уже отмечалось, начиная с первых этапов освоения Луны, транспортировку грузов между орбитами Земли и Луны планируется производить с помощью нового транспортного средства — многоразового межорбитального электроракетного буксира. При этой схеме энергетически выгодно выводить полезный груз на опорную круговую орбиту высотой около 200 км, а затем с помощью электроракетного буксира доставлять его на окололунную орбиту. Однако буксир с ядерной электро- ракетной двигательной установкой из соображений обеспечения ядерной безопасности рекомендуется эксплуатировать на орбитах, выше так называемой радиационно-безопасной, высотой не менее 800 км. Поэтому возникает необходимость использования так называемого малого разгонного блока, который будет доставлять полезный груз с опорной орбиты высотой порядка 200 км на рабочую орбиту буксира.

Для доставки груза с круговой околоземной орбиты высотой 200 км на круговую околоземную орбиту 800 км одного наклонения затраты характеристической скорости составят -330 м/с. Чтобы доставить груз массой -60 т на это потребуется затратить -5,9 т топлива.

Внешний вид РБ «Фрегат» с малыми дополнительными емкостями: 1 — основные топливные баки; 2 — приборные контейнеры;
3 -топливные баки системы ориентации и стабилизации;
4 — баллоны с гелием; 5 — дополнительные баки с топливом; 6 — антенны ТМС

Для этих целей может быть использована модификация существующего разгонного блока «Фрегат» с установкой малых дополнительных емкостей (рис. выше). Основные характеристики такого разгонного блока следующие:

Малый разгонный блок используется на всех этапах развития транспортной системы.

Многоразовый лунный пилотируемый корабль в разных модификациях должен иметь:

• экипаж от 2 до 6 человек;
  
• автономность полета до 15 суток;
  
• возможность осуществлять вход в атмосферу Земли со второй
  космической скоростью, для выполнения маневра торможения с последующим выходом на орбиту и стыковкой с орбитальной станцией;
  
• возможность доставки с околоземной на окололунную орбиту и обратно экипажа и грузов;
  
• возможность автономного полета и стыковок на окололунных орбитах;
  
• возможность выполнять полет в беспилотном автоматическом режиме;
  
• возможность стыковки с орбитальными станциями, кораблями, разгонными блоками и другими космическими аппаратами в пилотируемом и автоматическом режимах;
  
• возможность дозаправки (в том числе и криогенным топливом) и дооснащения расходуемыми компонентами;
  
• предполагаемый ресурс — не менее 30 полных циклов полета по маршруту околоземная орбита — окололунная орбита — околоземная орбита.
  

   

  
  

  Внешний вид двух вариантов многоразового лунного пилотируемого корабля: а — многоразовый аэродинамический экран в форме конуса; б — многоразовый аэродинамический экран в форме «несущий корпус»
  

   

  Были выполнены проработки двух возможных вариантов многоразового пилотируемого корабля, внешний вид которых приведен на рис. выше.
  

   

  Основные характеристики многоразового пилотируемого корабля следующие:
  

  масса полностью заправленного корабля, т		59
  сухая масса корабля, т; в том числе:		17
  — гермокабина,		7
  — агрегаты и системы (корректирующая двигательная установка, топливные баки, элементы системы электроснабжения и т.д.)		6
  многоразовый аэродинамический экран,		4
  количество членов экипажа, человек		2-6
  объем гермокабины, м3		20
  длительность автономного полета, сутки	14
  срок эксплуатации, лет	15
  тяга маршевого двигателя, кН	~20
  удельный импульс двигателя, м/с	4600

  
   

Планируете посетить конференцию по освоению Луны в Москве, которая пройдет уже в следующем месяце? Тогда спешу сообщить вам, что гостиница Мидланд Шереметьево в Москве открывает перед вами свои двери. Здесь вас ждут высококвалифицированный персонал, отличные номера и приемлемые цены!

С начала работ по осуществлению пилотируемых полетов к Луне вопрос о выборе типоразмера PH и совмещаемого с ней разгонного блока для доставки пилотируемого корабля с Земли на орбиту Луны был непростым и дискуссионным. Как уже отмечалось, в нашей стране ОКБ-1 С.П. Королева создавало ракету-носитель Н 1Л, в США программа «Аполлон» была реализована с помощью сверхтяжелой PH «Сатурн-5» грузоподъемностью более 100 т. Многие специалисты расходятся в мнениях о том, какие новые PH наиболее целесообразно создавать для лунной программы, конечно, с учетом выведения и других полезных грузов. Одно из таких предложений, предлагаемое РКК «Энергия», рассмотрим более подробно.

Проанализируем возможности и эффективность ряда ракет-носителей, включающего существующие и перспективные для выведения на опорную околоземную орбиту полезных грузов на первых этапах создания и эксплуатации лунной инфраструктуры.

Не вызывает сомнения, что практически любые полезные грузы массой до 8 т, включая околоземные спутники связи, навигации, дистанционного зондирования Земли и др., исследовательские КА на орбиты спутника Луны или в точки либрации системы Земля—Луна, а также существующие транспортные пилотируемые корабли типа «Союз», целесообразно выводить на опорную околоземную орбиту с помощью существующих PH типа «Союз». Разгонные блоки типа ДМ, предназначенные для обеспечения облета Луны, также целесообразно выводить на опорную околоземную орбиту с помощью существующей и адаптированной под эти разгонные блоки ракеты-носителя «Протон-М».

В то же время, для выведения на опорную околоземную орбиту многих других полезных нагрузок, включая лунный пилотируемый корабль с разгонным блоком, взлетно-посадочный и посадочный комплексы, лунную орбитальную станцию, а также контейнеров с грузами для экипажей элементов лунной инфраструктуры и расходуемыми компонентами многоразовых элементов лунной инфраструктуры, контейнеров с рабочим телом многоразовых буксиров, элементов комплекса по производству кислорода, металлов и кремния из лунных ресурсов и т.д. необходимо создание новых ракет-носителей, так как масса многих из этих полезных грузов, как было показано выше, значительно превышает грузоподъемность существующих ракет-носителей.

Не вызывает сомнения необходимость повышения грузоподъемности ракет-носителей для реализации лунной программы даже первых этапов. Однако подход к выбору их размерности разный и в ряде случаев противоречивый.

В рамках проектных исследований, проведенных в РКК «Энергия» в 2007-2008 гг., были рассмотрены возможности реализации пилотируемой программы РФ (включая программу исследования и освоения Луны) до 2040 г. с помощью трех вариантов семейства перспективных PH, запускаемых с нового космодрома «Восточный» и выводимых полезный груз (ПГ) на опорную орбиту высотой Н_кр = 200 км и наклонением i = 51,6:

— первое семейство включает PH среднего класса повышенной грузоподъемности с массой ПГ до 16,5 т и PH тяжелого класса с массой ПГ ~44 т;

— второе семейство также включает PH среднего класса повышен-грузоподъемности с массой ПГ 16,5 т; тяжелого класса с массой ПГ ~44 т, и PH сверхтяжелого класса с массой ПГ -100 т;

— третий вариант включает, как и первые два, PH среднего класса повышенной грузоподъемности с массой ПГ до 14 т, и ракеты-носители тяжелого класса с массой полезного груза 60-65 т.

В первом семействе размерность ракеты-носителя среднего класса выбрана исходя из того, что 16,5 т — это начальная масса лунного пилотируемого корабля. Размерность PH тяжелого класса выбрана исходя из оцениваемой массы разгонного блока, предназначенного для выведения на окололунную орбиту лунного пилотируемого корабля. Отметим, что в первом варианте семейства лунный пилотируемый корабль к разгонный блок выводятся на опорную околоземную орбиту по отдельности каждый своей ракетой-носителем, затем стыкуются на низкой околоземной орбите и далее разгонный блок переводит корабль с орбиты Земли на орбиту Луны.

Но мифы есть не только внутри Библии — не меньше мифов бытует вокруг неё. Массовая культура, фольклор и интерпретации богословов изменили наше представление о библейских героях и событиях до неузнаваемости. Итак, Библия вовсе не утверждает, что… Читать дальше>>

Считает, что в ближайшие 100-200 лет Луна точно не будет освоена человеком, поэтому предпочитаете не мечтать о путешествии на далекий безжизненный спутник Земли, а открывать для себя самые потаенные уголки нашей планет. Именно поэтому вам так необходимо заглянуть на http://www.yana.kiev.ua/resorts-127-abu-dabi.html. Здесь вы найдете самые выгодные туры в Абу-Даби, где обязан побывать каждый любитель путешествий!

Установки могут быть размещены и на борту специально спроектированного тяжелого пилотируемого лунохода (рис. ниже).

Конструкционная схема тяжелого пилотируемого лунохода

На борту тяжелого пилотируемого лунохода может быть размещено до 3-х буровых установок, что позволит осуществить полный комплекс научных исследований и пробурить три опорные скважины на исследуемом участке лунной поверхности за одну экспедицию на тяжелом пилотируемом луноходе.

Первичным источником электроэнергии луноходов являются ориентированные солнечные батареи, а накопителями энергии — рассмотренные выше аккумуляторы энергии с водородным циклом.

В течение лунного дня луноход может двигаться, производить бурение, на его борту могут производиться различные исследования и эксперименты. Кроме того, происходит накопление энергии в накопителе — электролизер разлагает воду на составные газы (кислород и водород), которые накапливаются в баллонах высокого давления.

В течение лунной ночи за счет электрохимических генераторов могут осуществляться небольшие перемещения лунохода (дальность перемещения зависит от массы лунохода). Кроме того, за счет электрохимического генератора осуществляется электропитание приборов, входящих в состав систем лунохода. Тепло, выделяющееся при работе ЭХГ, идет на внутренний обогрев лунохода. В случае применения данной схемы на борту тяжелого пилотируемого лунохода кислород и вода могут быть использованы как резерв системы обеспечения жизнедеятельности. Отметим, что ЭХГ не содержат компонентов, вредных для людей.

Облик пассажирского аппарата «Лунник» для суборбитальных полетов:
1 — широконаправленная антенна; 2 — антенна связи; 3 — двигатели управления; 4 — пол; 5 — трап; 6 — опоры; 7 — донная защита; 8 — силовая рама; 9 — шасси; 10 — бортовая информационно-вычислительная машина; 11 — солнечные батареи; 12 — система управления; 13 — кресла космонавтов; 14 — система жизнеобеспечения

О необходимости создания лунных реактивных транспортных средств. Глобальное, в перспективе, исследование Луны, с учетом разнообразия ее рельефа, предполагает проведение его во множестве районов лунной поверхности. При использовании для этой цели транспортных средств, которые перемещаются по поверхности (луноходы), такое исследование затянется на многие годы, и многие районы окажутся просто недоступны. Поэтому желательны более скоростные, оперативные транспортные средства. Назревает вопрос для активного обсуждения и концептуальной разработки суборбитальной ракетной транспортной системы для переброски персонала и груза из одной области Луны в другую. В работах были предложены идеи и даже выполнены концептуальные проработки аппаратов такой транспортной системы для суборбитальных полетов. В качестве примера на рис. выше приведен возможный облик пассажирского аппарата массой 7 т с дальностью до 15 км и временем автономной работы до 15 час.

Главной особенностью безатмосферных малых планетных тел, включая Луну, является наличие на поверхности рыхлого слоя реголита, сформировавшегося в результате метеоритной бомбардировки на протяжении всей геологической истории этих тел. В зависимости от возраста подстилающих пород мощность реголита меняется от метров в морских районах до десятков метров в материковых районах.

В период с 1969 по 1976 г. были получены основные данные о геологической истории и о строении Луны, о химическом и минералогическом составе лунного реголита. К сожалению, ни в одном из районов посадок, где проводился отбор реголита с помощью бурения скважин (корабли «Аполлон -15, -16 и -17», и аппараты «Луна -16, -17, -24») не была достигнута подошва залегания реголита. Однако данные о наличии в одной колонке керна полной мощности реголита и образцов подстилающих пород — это фактическая картина всей геологической истории Луны, ограниченная возрастом подстилающих пород. Для этого необходимо каротажное колонковое бурение на всю мощность лунного реголита до входа на несколько метров в подстилающие породы, причем в морских районах глубина скважин должна составлять 10-15 м, а в материковых районах — до 30 м.

Отбор на всю глубину скважины стратифицированной колонки лунных пород, включая слой реголита до подошвы залегания и подстилающей породы, обеспечит точную привязку большого объема данных о геологическом пространстве и времени, что даст качественно более высокий уровень информативности и интерпретации данных.

Опорная сеть буровых скважин должна состоять от трех до десяти буровых скважин. Каждая скважина должна быть оборудована стационарной автоматической министанцией долговременного мониторинга. Опорная сеть скважин и автоматических станций должна охватывать видимую и обратную сторону Луны.

Министанция должна включать следующие основные компоненты:

• стационарный зонд с термопарой и датчиками для измерения температуры и внутреннего теплового потока;
  
• температурный датчик для измерения температуры на поверхности;
  
• сейсмическая станция для постоянного долговременного мониторинга и регистрации сейсмической активности, связанной с сейсмической активностью Луны, падением метеоритов, а также при осуществлении сейсмических экспериментов;
  
• обзорная видеокамера;
  
• компактный уголковый отражатель;
  
• источник электропитания (солнечная батарея, изотопный источник, топливные элементы);
  
• комплект приемопередающей аппаратуры и др.
  

   

  Реализацию программы целесообразно осуществить на базе каротажно-буровых установок, а также автоматических и тяжелых луноходов. Проекты кароттажно-буровой установки, а также автоматического и
  

   

  тяжелого пилотируемого лунохода разработаны ФГУП «Конструкторское бюро общего машиностроения им. В.П. Бармина» («КБОМ»).
  

   

  Кароттажно-буровая установка предназначена для бурения с последующим каротажем пройденных пород лунного грунта до глубины от 10 до 15 м (в перспективе до 30 м). Конструкционная схема установки представлена на рис. ниже.
  

   

  
  

  Конструкционная схема кароттажно-буровой установки:
  1 — зонд кароттажный комбинированный; 2 — механизм подачи зонда кароттажного комбинированного и пробоотборника; 3 — ферма; 4 — устройство для удаления буровых штанг; 5 — головка буровая; 6 — инструмент буровой
  

   

  Основные технические характеристики установки следующие:
  Глубина бурения, м	10-15
  Диаметр скважины, мм	60
  Время бурения, ч	70
  Время функционирования установки, ч	160
  Напряжение питания, В	27
  Энергопотребление установки, Ахч	1000
  Габариты, мм	4000x625x440
  Масса, кг	250

   

   

  Установка может быть размещена на борту специализированного автоматического лунохода, конструкционная схема которого представлена на рис. ниже.
  

   

  
  

  Конструкционная схема специализированного автоматического лунохода
  

   

  Основные технические характеристики такого автоматического лунохода следующие:
  Общая масса, включая научное оборудование, кг	2000
  Время активного функционирования, лет	0,5-1,0
  Дальность хода, на менее, км	400
  Максимальная (средняя) скорость движения, км/ч	5 (2-3)
  Длительно преодолеваемый уклон, град.	25
  Угол продольной (поперечной) динамической устойчивости, град.	32 (38)
  Высота преодолеваемого порогового препятствия, мм	250

   

   

  На борту такого автоматического лунохода может быть размещена одна бурильная установка, а также комплекс служебного и научного оборудования, включая манипулятор, предназначенного для проведения широкого спектра исследований и экспериментов на лунной поверхности. Извлечение из установки образцов кернов, получаемых при бурении, может осуществляться космонавтами лунных экспедиций.

Воду для производственного процесса можно брать там же, на Луне. Используя специальные ледобуры добыть лед из замерзших озер не составит никакого труда!

В качестве рабочего тела в ЭРДУ могут быть использованы не только ксенон, но и металлы, например висмут и некоторые другие. В РКК «Энергия» испытывался электроракетный двигатель с литиевым рабочим телом мощностью ~500 кВт, на котором были получены вполне удовлетворительные характеристики. Замена лития на магний или кальций, добываемые на лунной базе, не приведет к заметному ухудшению тяговых и энергетических характеристик, так как потенциалы ионизации этих металлов близки. Вместе с тем, экономия затрат на выведение и транспортировку 8-9 т рабочего тела на обратный рейс будут существенны при проведении многократных транспортных операций.

Таким образом, к процессу химической переработки грунта в условиях лунной базы с учетом необходимости производства компонент ракетного топлива можно сформулировать следующие требования:

— Необходим единый технологический процесс переработки грунта при изменяемом в достаточно широких пределах химическом составе.

— Переработке должны подвергаться все химические компоненты, доступные в применяемом технологическом процессе.

— Технологический процесс должен включать минимальное количество операций, проводимых при высоких температурах и давлениях для обеспечения длительной надежности функционирования агрегатов и аппаратуры.

— Оборудование, используемое в технологическом процессе, должно быть легко заменяемо или ремонтопригодно с использованием в основном робототехники.

— Укрупненная схема процесса химической переработки лунного грунта с производством металлического рабочего тела и кислорода показана на рис. ниже.

Схема переработки грунта с целью получения компонент ракетного топлива: металлического рабочего тела и кислорода

— Для переработки должна использоваться только мелкодисперсная фракция лунного грунта с размером частиц не более 1,5 мм, поскольку при этом исключаются операции, связанные с измельчением, требующие больших затрат энергии и износоустойчивого оборудования. Разделение грунта на различные по размерам фракции требуют минимальных затрат энергии и проводятся при загрузке необходимого количества грунта в приемный бункер.

Исходный продукт переработки — смесь окислов различных химических элементов в процессе химической переработки — хлорирования в восстановительной среде, переводится в более летучие хлориды. В качестве восстановителя используется окись углерода. Процесс хлорирования проводится в химическом реакторе в кипящем слое при температуре 600-800°С, поскольку реактор такого типа наиболее эффективен. Получаемый продукт — смесь СO₂ и паров хлоридов, направляется на разделение посредством ректификации.

Полученные хлориды подвергаются различной переработке: хлориды с ионной химической связью идут на электролиз, хлориды с ковалентной связью направляются на химическое восстановление натрием.

Хлор, полученный при электролизе хлоридов, направляется вновь на хлорирование окислов. При восстановлении ковалентных хлоридов натрием образуется смесь восстановленного металла в дисперсном виде с хлоридом натрия. Из этой смеси хлорид натрия экстрагируется растворителем и направляется на электролиз для получения натрия и хлора. Таким образом, замыкается цикл по натрию, а хлор направляется на хлорирование окислов.

Монтаж комплекса начинается с монтажа ЯЭУ в грунте и создания грунтового вала для радиационной защиты. Рядом с ЯЭУ размещается агрегат для термообработки грунта. В процессе работы добывающий агрегат движется вокруг ЯЭУ по спирали, а транспортировка добытого грунта осуществляется модульной транспортной системой. По мере удаления добывающего агрегата от ЯЭУ в транспортировку включаются дополнительные транспортные модули. Максимальное расстояние, с которого производится транспортировка грунта, 150-200 м. После обработки участка, определяемого максимально возможным удалением добывающего агрегата от ЯЭУ, производится перерыв в работе и перемещение ЯЭУ и агрегата термообработки на новый участок, где уже подготовлено место для размещения ЯЭУ и вал радиационной защиты.

Работа проводится круглосуточно в течение года. Предусмотрены перерывы в работе для перемещения на новый рабочий участок и проведения при необходимости ремонтно-профилактических работ. Предполагается, что суммарное время работы составит 80% продолжительности года.

Схема обработки лунного грунта с использованием тепловой и электрической энергии атомной теплоэлектростанции

Схема обработки лунного грунта с использованием тепловой и электрической энергии атомной теплоэлектростанции приведена на рис. выше.

Оценки годовой производительности добывающего и промышленно-перерабатывающего комплекса были выполнены для следующих исходных данных:

При проведении оценки производительности добывающего комплекса предполагалось, что основным агрегатом, определяющим производительность, является теплообменник-рекуператор с псев-доожиженным слоем грунта. Были определены производительность по нагреву грунта до заданной температуры, габаритные размеры и количество тепловых труб, требуемых для заданной степени рекуперации, габариты и масса теплообменника-рекуператора в целом, расход водорода, требуемого для режима псевдоожиженного движения грунта. Полученные результаты позволили провести оценки химического состава газовой смеси на выходе из теплообменника-рекуператора и количество никелида лантана, требуемого для извлечения водорода из газовой смеси. Основные параметры цикла термообработки лунного грунта следующие:

Затраты мощности на выемку грунта оценивались по аналогии с существующими агрегатами для работы с грунтом. С учетом пониженной силы тяжести в качестве аналога лунного грунта были выбраны легкие песчаные грунты и влажный, смерзшийся снег.

На основе полученных результатов были оценены габариты, масса и мощность агрегата для работы с лунным грунтом заданной производительности. Затраты энергии на транспортировку грунта принимались несущественными по сравнению с энергией, требуемой для выемки грунта.

Характеристики модуля добычи и переработки грунта следующие: