Esta respuesta a la relación de masa de la energía termoeléctrica solar-eléctrica frente a la de radioisótopos para la propulsión; ¿Más allá de cuántas AU ganan los RTG? estima un cruce de alrededor de 4,3 AU, por lo que un viaje a los planetas exteriores probablemente necesitará una fuente de energía autónoma como un RTG o similar.
Supongamos que una misión futura (todavía no especificada) quisiera reducir un poco la velocidad antes de sobrevolar un planeta exterior. Haré una pregunta separada sobre la propulsión, pero esto significa que necesitaría mucho más de su masa para la propulsión durante un tiempo de viaje determinado.
Wikipedia enumera la masa del MMRTG en aproximadamente 45 kg.
¿Se podría reducir la escala de un diseño similar de tal manera que la potencia de salida específica de masa fuera similar? Si un RTG de 45 kg puede producir 125 vatios al principio, ¿podría un RTG de 4,5 kg de diseño similar generar cerca de 12,5 vatios? ¿Podría un RTG de 1 kG producir 2,7 vatios?
Las respuestas a los requisitos para orbitar a Plutón describen una nave espacial bastante grande, estoy preguntando aquí sobre ir en la otra dirección.
El plutonio utilizado en RTG produce una cantidad continua de calor a través de la descomposición por KG de material, independientemente del tamaño, por lo que se puede escalar ampliamente. Lo que importa es que la recolección eficiente de energía térmica depende de maximizar la diferencia entre los lados frío y caliente del sistema, por lo que un solo bloque masivo derretiría todo lo que tocó cuando se construyó, y un elemento muy pequeño se vuelve más difícil de recolectar energía ( pero útil para el calor puro )
Por lo tanto, habrá un punto óptimo en el que un volumen determinado de material produzca niveles útiles de calor pero no se derrita durante el montaje o el uso. Los RTG utilizados actualmente están hechos de subelementos que se enumeran como 1,44 kg y producen 250 vatios cada uno con una superficie apilada de 600 grados para producir la potencia total requerida.
Lo que indica que se encuentra disponible un elemento de potencia de 250W/1.5kg. Las especificaciones enumeradas para esto sugieren que la mitad del peso total son los elementos, siendo el resto los radiadores y el hardware de alimentación que hacen posible un sistema eléctrico de 3 kg, 250 W de calor/16 W.
Aquí se sugiere una cifra de 540 W/kg para la materia prima de PU, de modo que el elemento de potencia de 1,5 kg es solo 1/3 de Pu en peso (500 g), lo que significa que, al aceptar más riesgos, un elemento de PU sin procesar de 500 g con 500 g de radiadores de soporte podría producir un Sistema de energía eléctrica de 1 kg 16 W que nadie querría acercarse.
Ir más pequeño de ese tamaño para lograr una alta eficiencia de la generación de energía eléctrica requiere aislamiento y otros equipos de apoyo, por lo que la relación entre el hardware de apoyo y la generación útil de calor/energía comienza a aumentar, pero en esencia, los vatios de calor por kg de PU se mantienen. constante, por lo que mientras los desafíos de ingeniería aumentan, ciertamente es posible.
Probablemente, el límite inferior principal en el tamaño de RTG para las misiones actuales es el punto en el que los costos del papeleo previo al lanzamiento superan la búsqueda de un diseño alternativo.
Aquí hay otro punto de datos, el SNAP-3 RTG con 5 libras (2,27 kg) que produce 2,5 W de energía eléctrica.
Eso es menos de la mitad de la densidad de potencia del RTG de 45 kg (1,1 W/kg frente a 2,8 W/kg), pero no está mal para un sistema reducido por un factor de 20.
La serie SNAP también tuvo una mejor densidad de potencia que el MMRTG con el SNAP-19 (imágenes bonitas: https://nuke.fas.org/space/bennett0706.pdf ), 40,3 W a 13,6 kg, 3,0 W/kg.
El SNAP-27 aún más grande que se usa en algunas de las misiones Apolo pesa solo 20 kg a 73 W, 3,7 W/kg.
SE - deja de despedir a los buenos
gremlinwranger
UH oh
DKNguyen