Китайские ученые оценили свои возможности по реализации проекта перспективного космического ядерного реактора электрической мощностью полтора мегаватта. Это установка с жидкометаллическим теплоносителем и газовой турбиной, которая по массе и габаритам умещается на ракете-носителе среднего класса. Несколько прототипов ее критически важных узлов уже прошли успешные наземные испытания. Но многие необходимые технологии требуют либо международного участия, либо интенсивного финансирования для доработки.
Один из способов снизить массу энергетической установки, предложенных китайскими ученых, — использовать теплообменник между первым и вторым контурами системы охлаждения в качестве радиационного экрана. Справа — общий вид реактора с разложенным радиатором / © YiCan Wu et al., Scientia Sinica Technologica
Амбициозные проекты по освоению других планет и дальнего космоса еще на стадии предварительной проработки сталкиваются с огромной проблемой своих больших энергетических потребностей. Солнечные панели хороши, надежны и проверены временем, однако их удельная мощность мала. Международная космическая станция несет на себе 2,5 тысячи квадратных метров солнечных панелей, которые вырабатывают в среднем всего 120 киловатт электричества. Хватает для работы орбитальной лаборатории, но ни о каких высокоэффективных электрических двигательных установках речи и быть не может.
Для сравнительно быстрых пилотируемых полетов к другим планетам и тем более на окраины Солнечной системы альтернатив атомным реакторам фактически нет. Поэтому китайские физики-ядерщики работают над перспективными установками, способными обеспечить конкурентоспособность родной нации в новой космической гонке. Это очень сложная и дорогостоящая задача, прогресс в выполнении которой можно проследить по недавней публикации в рецензируемом журнале Scientia Sinica Technologica. Ее авторы — сотрудники полутора десятков ведущих научных организаций Поднебесной.
В статье рассматривается проект ядерного реактора с жидкометаллическим теплоносителем, газовой турбиной и системой охлаждения на основе теплотрубок. В качестве теплоносителя первого контура выступает литий, второго контура — гелий-ксеноновая смесь. Теплотрубки охладителя заправляются сплавом калия и ртути. Расчетная тепловая мощность — шесть мегаватт, электрическая — до полутора мегаватт нетто, еще 50 киловатт тратится на внутренние нужды реактора (насосы, подогреватели, система управления).
В разделе публикации с предварительными анализом существующих наработок в области аналогичных установок авторы объяснили, почему выбрали именно такую схему. Если вкратце, она оптимальна по соотношению удельной мощности, надежности и массы для выбранных задач и диапазона мощностей. Газофазные реакторы устроены проще (теплоноситель первого контура можно сразу направлять в газовую турбину), но требуют более тяжелого экранирования, а их рабочие температуры выше. Жидкометаллические реакторы с тепловыми трубками в первом контуре теплообмена обещают более высокую устойчивость к потенциальным отказам за счет простоты конструкции, однако удельная мощность такой установки будет существенно меньше.
По всем остальным основным узлам перспективной энергетической установки китайские ученые проводят похожий разбор. Наиболее интересен выбор теплоносителя первого контура — это не калий или натрий, обычные для жидкометаллических реакторов, а литий. Его удельная теплоемкость в несколько раз выше, вдобавок он остается жидким вплоть до температуры в 1615 градусов. А чем выше температура горячей части тепловой машины, тем выше ее эффективность при прочих равных.
Проблема только одна: таких реакторов еще никто не делал, есть некоторые наработки у США и Японии, но за пределы лабораторий они не выходили. Следовательно, специалистам из КНР предстоит решить множество сложнейших задач в области материаловедения.
Потенциальным трудностям в разработке посвящена большая часть статьи китайских ученых. Среди них:
Особый акцент китайские ученые сделали на том, что эти, а также многие другие недостающие знания и технологии в той или иной степени получили развитие за рубежом. Авторы статьи выделили несколько направлений работы для национальных научно-исследовательских учреждений, требующих повышенного внимания и финансирования. Лишь тогда, по мнению исследователей, к 2035-2050 годам, когда и понадобится такой космический реактор, Китай будет им обладать. В противном случае страна рискует отстать от других участников космической гонки XXI века.
Немалая часть требующихся технологий уже отрабатывается. Например, недавно (когда именно — не сообщается) наземные испытания прошел прототип теплообменника между первым и вторым контурами будущего реактора. В тесте удалось проверить коррозиестойкий трубопровод для литиевого теплоносителя, электромагнитный насос и гелий-ксеноновую турбину. Доказательство работоспособности концепции получено, далее требуются усовершенствования, необходимые для полноценной работы установки длительное время.
Комментарии
Мда, очередной "облик задел первого этапа к 2050 году". Какие же госпараши везде одинаковые, булькающие вязкой жижей бездонные болота...отвратительно! И что такое 25% КПД для полноценного реактора с турбиной? Это позорище, вот что.
Для космического реактора 25% -- это самый высокий мыслимый КПД, в данную эпоху. Т.к. там нет паровой турбины, а на газовую большие ограничения.
Александр, и какие же ограничения на газовую турбину?
1, много, но самые крупные:
а. Открытый цикл исключен (нет воздуха).
б. Из этого следует, что теплообменники должны быть громадными, или КПД будет далеким от типичных для газовых турбин на Земле (35%). Громадные теплоомбенники в космосе -- это очень неудобно.
Радиаторы...и всё? Так это общая проблема, и для паровых циклов тоже. А говорить что 25% это предел для космоса - ошибка, на мой взгляд. Именно
цикл Брайтона - газовый, высокотемпературный, и позволит иметь высокий КПД при умеренных размерах. Давление может быть всего10-20 атмосфер, температура 1500-2000 °С, КПД 30-35%, температура радиаторов градусов 600 по Цельсию. С 1м2 будет излучаться ≈27 кВт, на 1МВт потребуется всего 37м2 радиаторов. А любой негазоохлаждаемый реактор во-первых двухконтурный, во-вторых скорее всего более низкотемпературный. А значит хуже и по массе и по надёжности
1, "Радиаторы...и всё? "
Ну, во-первых, это не все -- про весовые ограничения то же сказано. Во-вторых, значение радиаторов для таких реакторов -- первоочередное. Кстати, я на вид что-то сомневаюсь в приведенных вами цифрах по радиаторам. 37 кв. м. на мегаватт? 27 квт с кв. м.? Как считали, не подскажете?
"А говорить что 25% это предел для космоса - ошибка, на мой взгляд"
Вам осталось только назвать проекты космических реакторов с более высоким КПД.
"Именно
цикл Брайтона - газовый, высокотемпературный, и позволит иметь высокий КПД при умеренных размерах"
Не позволит. Дело в том, что турбина закрытого цикла и турбина открытого цикла имеет принципиально разную материалоемкость. Вторая -- в разы более высокую, чем первая. В космосе такая же тяжелая турбина закрытого как Земле нереальна -- слишком много ПН и габаритов сожрет. А менее тяжелая турбина закрытого цикла даст более высокие температуры на выходе -- и более низкий КПД.
Радиаторы считал по обычноф формуле мощности излучения, степень черноты 0,8, можете и сами посчитать. А "проекты космических реакторов" я приводить не буду, т.к. все они умозрительные...да и лень мне статьи искать. Примерное значение реального КПД цикла Брайтона при самых обычных параметрах я уже приводил выше, КПД 30-35% можно считать стандартным для таких циклов. И замечу, температуру я предложил 1800-2300К, высокую. С такой температурой будет возможность поднимать и температуру радиаторов, не жертвуя КПД.
Что касается "в разы более высокой материалоёмкости" турбины, то я тоже мог бы предложить вам проиллюстрировать это утверждение цифрами, но не буду, смысла в этом мало. Турбине всё равно как она называется, у неё есть конструкция, температура, перепад давления, тип газа - вот и всё что ей нужно для работы. Так что турбине всё равно, космическая она или наземная
А вот и примерный проект (с примерным КПД 47%) и даже с примерно той же температурой за турбиной, которая и нужна
https://ru.m.wikipedia.org/wiki/Модульный_гелиевый_реактор
1, это не проект космического реактора. Это концепция (до проекта там еще далеко) АЭС подземного базирования. Ее материалоемкость по этой причине огромна. Проектов газоохлаждаемых ректоров на Земле немало -- но там корпус реактора в разы больше ВВЭР той же мощности, например. Именно поэтому китайцы и выбрали литий: с ним корпус реактора будет меньше, чем у ВВЭР, И не потребует высокого давления (то есть высокопрочных и поэтому массивных стенок), как в случае с газовым охлаждением первого контура.
Проектов космических реакторов с КПД выше 25% на данный момент не существует. О чем я уже написал выше.
". А "проекты космических реакторов" я приводить не буду, т.к. все они умозрительные...да и лень мне статьи искать."
Вы не будете их приводить потому, что проектов с такими характеристиками не существует.
"И замечу, температуру я предложил 1800-2300К, высокую."
И замечу, что никто из конструкторов космических реакторов (и не только космических) в такую температуру активной зоны не целит. Причина в том, что это технически нереально, в нашу эпоху.
"Что касается "в разы более высокой материалоёмкости" турбины, то я тоже мог бы предложить вам проиллюстрировать это утверждение цифрами, но не буду, смысла в этом мало. Турбине всё равно как она называется, у неё есть конструкция, температура, перепад давления, тип газа - вот и всё что ей нужно для работы. Так что турбине всё равно, космическая она или наземная"
Нет, не все равно. Потому что космическая турбина будет закрытого цикла, что уже резко поднимает ее материалоемкость -- во много раз. А еще у нее проблемы с эффективным охлаждением. Например, вы посчитали охлаждение радиаторами забыв прикинуть, как тепло будет им передаваться. Поэтому у вас получилось все компактно и просто с охлаждением -- компактнее, чем у АЭС на Земле, хотя у тех есть конвекция и атмосфера, которой в космосе нет.. Но конструкторы космических реакторов не могут про это забыть. Поэтому у них получаются серьезные сложности с системой охлаждения.
Александр, а я всё верно посчитал, радиаторы при высокой температуре излучают высокую же мощность. Это мощность отдачи тепла излучением, не конвекцией. Излучением.
Температура 2000К на ваш взгляд нереальная "на данном этапе". А на мой взгляд 2000К на порядок раальнее чем 3000К, которые, напомню, уже были достигнуты 40 лет назад. Если кто-то не хочет в НИОКР, а хочет освоить гигабюджеты по-быстрому на имеющейся базе, это не означает что 2000К нереальная величина. Да и на 1600К всё в общем-то отлично заработает с чуть меньшим КПД.
Турбина закрытого цикла это что такое? Это турбина открытого цикла, у которой выпускной коллектор уходит в трубу, что ли? И как это должно утяжелять турбину в несколько раз? Решительно не понимаю
1, "а я всё верно посчитал, радиаторы при высокой температуре излучают высокую же мощность. "
Я не говорил о том, что радиаторы при высокой температуре мало излучают. Я говорил о том, что вы забыли о том, как именно тепло будет радиаторам в таком объеме от реактора передаваться. А это весьма важный момент. Кстати, если почитать саму работу китайцев из новости выше -- то вы заметите, что у них такие вопросы в голове все же проскочили.
"Это мощность отдачи тепла излучением, не конвекцией. Излучением."
Спасибо за ликбез, но я и не говорил, что в космосе они отдаются конвекцией. Я знаю, что они там отдаются излучением. А еще я знаю, что этот метод на практике несет большие ограничения. Например, температура холодильника тепловой машины оказывается значительно выше, чем при охлаждении конвекцией, как на Земле. Что является одной из причин низких КПД для всех существующих проектов космических реакторов.
"Температура 2000К на ваш взгляд нереальная "на данном этапе""
Она нереальная не на мой взгляд, а вообще. Технически. На любой взгляд, знакомый с темой. Именно поэтому никто из конструкторов реакторов ее даже не планирует сегодня.
" А на мой взгляд 2000К на порядок раальнее чем 3000К, которые, напомню, уже были достигнуты 40 лет назад. "
Я советую не смешивать экспериментальные демонстрации с реально работающими серийными реакторами.
Повторюсь: ноль конструкторов атомных реакторов сегодня планирует активную зону с температурой в 2000К. На это есть причины -- и довольно серьезные.
Это не вопрос ваших взглядов, или моих. Это вопрос взглядов конструкторов атомных реакторов.
"Если кто-то не хочет в НИОКР, а хочет освоить гигабюджеты по-быстрому на имеющейся базе, это не означает что 2000К нереальная величина"
Я вам дам маленькую подсказку: если бы реактор с активной зоной в 2000К можно было бы сделать на Земле, то цена электричества от него была бы от 2 раз и более низкой, чем у существующих -- и дешевле, чем, например, у ктвтч газовой ТЭС, Таким образом, это была бы прорывная технология, которая принесла бы разработчику больше денег, чем любая другая технология в области энергетики может принести.
Если это учесть, то легко понять: никто не планирует таких реакторов не потому, что не хочет заниматься НИОКР, а потому, что есть конкретные технические проблемы, которые этому мешают. Искренне советую с ними ознакомиться.
"Да и на 1600К всё в общем-то отлично заработает с чуть меньшим КПД.
Турбина закрытого цикла это что такое? Это турбина открытого цикла, у которой выпускной коллектор уходит в трубу, что ли?"
Это вот это: https://en.wikipedia.org/wiki/Closed-cycle_gas_turbine
"И как это должно утяжелять турбину в несколько раз? Решительно не понимаю"
В этом и проблема: вы рассуждаете о тематике, с которой недостаточно ознакомились. Газовых турбин в современных АЭС нет. Хотя если бы они там были, стоимость выработки электричества там резко упала. Их нет потому, что кроме, насколько я помню, БН-ГТ, никакие современные проекты АЭС даже не пробуют ввести в работу турбину с открытым циклом. А турбины с закрытым циклом сразу поднимают сложность и стоимость системы радикально (в сравнении с турбиной открытого цикла, имеющейся, например, у газовых ТЭС).
Чтобы узнать почему так, советую начать с ознакомления с особенностями газовых турбин закрытого цикла в целом. Начать можно, например, здесь: https://www.researchgate.net/publication/301744962_Closed-cycle_gas_turbine_for_power_generation_A_state-of-the-art_review
Если очень коротко, то в несколько раз более высокая материалоемкость турбины закрытого цикла вызвана тем, что к ней, в сравнении с турбиной закрытого цикла, надо добавить холодильник (которым в открытом цикле работает вся земная атмосфера). В этом холодильнике то, что вышло из турбины должно снова охладиться до исходной температуры -- чтобы его можно было снова запустить в турбину. Такой холодильник неизбежно становится довольно массивным, недешевым и непростым. Именно поэтому турбины закрытого цикла в энергетике практически отсутствуют, а открытого -- играют ключевую роль.
Хосспади, так это ж не "турбина", а весь агрегат в сборе. Сама-то турбина не меняется от того, закрытая она или открытая, если условия на входе и выходе турбины те же, согласны? Если согласны, можем двигаться дальше. Про холодильник (который радиатор) я вроде как уже написал, мощность излучения растёт от температуры в четвёртой степени. Поэтому радиатор 500°C в 7 раз мощнее радиатора 200°C. Газовый цикл позволяет не тратить массу на второй контур реактора (удвоение числа теплообенников, насосов, клапанов), а удельная мощность газовых турбин 5-10 кВт/кг. Турбина на 5 МВт будет весить около тонны.
1, "Хосспади, так это ж не "турбина", а весь агрегат в сборе. "
Проблема в том, что турбина сама по себе не работает. Поэтому "весь агрегат" разработчики реакторов и считают.
"Про холодильник (который радиатор)"
"Холодильник" -- это не радиатор. Радиатор -- это его конечная часть, не более.
" Поэтому радиатор 500°C в 7 раз мощнее радиатора 200°C"
Нет, это так не работает, поскольку вы не учитываете остальные части системы.
"Газовый цикл позволяет не тратить массу на второй контур реактора"
Нет, газовый цикл не позволит не тратить массу на второй контур реактора, поскольку увеличение объема и требований к первому контуру перекроет выгоду от убирания первого контура. Поэтому-то китайцы в статье, о которой выше, и не планируют газ в первом контуре. Как, впрочем, и остальные современные разработчики космических реакторов -- в России или США, например.
"а удельная мощность газовых турбин 5-10 кВт/кг. Турбина на 5 МВт будет весить около тонны."
Этот расчет не имеет смысла, потому что вы не учитываете, что турбина сама по себе не работает.
Эх, ну вот разговор и зашёл в тупик. Ну...не в первый раз и не в последний, бывает. А всё-таки радиатор это и есть холодильник. Идёт такой газ по трубе, заходит в радиатор и хоба - охладился. А другого холодильника-то и нету, только этот: две трубы и радиатор. Ну да ладно, на этом спор и прекратим)
1, "А всё-таки радиатор это и есть холодильник. "
Нет, потому что в систему охлаждения кроме него входят трубы, теплобменник, через который нагревается отводящая тепло жидкость, идущая к радиаторам, а также насос для перекачки этой жидкости.
"Идёт такой газ по трубе, заходит в радиатор и хоба - охладился"
Нет, это так не сработает. Причина -- низкая теплоемкость газа при приемлемых давлениях. Поэтому придется охлаждать так, как охлаждают в проектах турбин закрытого цикла -- то есть описанным в начале этого комментария мною образом.
Какое испытание чего?
Что вы дурь пишите..Это ранний проект набросок. Сами же пишите что китайцы думают ещё о теплоносителях... Таких технологий у Китая нет, испытывать нечего даже на земле.
Насколько помню только 2 страны в мире занимались реакторами с жидкими металлами как теплоносителем. Это СССР/РФ и Франция.. французы не смогли.. только у РФ есть такие технологии и материалы. И только у нас есть космореактор летавший.
А, Первым ядерным реактором, применённым на космическом аппарате, стал американский SNAP-10A, созданный в рамках программы SNAP