Жидкости радиатора капли (LDR) или ранее называемый жидкий поток капель радиатора является предлагаемый легкий радиатор для отвода отработанного тепла , генерируемого электростанций , двигательных установок или систем космических аппаратов в космосе.
Задний план
Продвинутая или будущая космическая миссия должна иметь источник энергии или движитель, который потребует отвода отработанного тепла. Утилизация большого количества отработанного тепла должна быть рассмотрена для реализации большой космической конструкции (LSS), которая может работать с большой мощностью, такой как ядерный реактор или космический солнечный энергетический спутник (SPS) .
миссия [1] | уровень мощности | продолжительность |
---|---|---|
Будущая космическая станция | 75–300 кВт | 30 лет |
Лазеры космического базирования | 1–10 МВт | 10 лет |
Пучок частиц | 1 МВт | 10 лет |
Радар космического базирования | 30–100 кВт | 10 лет |
Лунная база | 100–300 кВт | 30 лет |
миссия на Марс | 15 МВт | 7 лет |
миссия к Юпитеру [2] | 63 ГВт | 285 дн. Транзит |
межзвездный [N 1] солнечный парус [3] 5 × 10 6 кг | 0,6 МВт | 1433 года Альфе Центавра |
межзвездная [N 1] ракета на антивеществе [4] 80,7 × 10 9 кг | 122,650 ТВт | 128,5 лет до 40 LY |
Для таких космических систем требуются современные высокотемпературные системы терморегулирования . Жидкометаллические тепловые трубы с обычными радиаторами считаются идеально подходящими для таких применений. [5] Однако необходимая площадь поверхности радиатора огромна, следовательно, масса системы очень велика. Жидкокапельный радиатор (LDR) имеет преимущество с точки зрения соотношения отклоненной тепловой мощности к массе. Результаты исследований показывают, что при температурах отбраковки ниже примерно 700 К система LDR значительно легче по весу, чем другие передовые концепции радиаторов. LDR может быть в семь раз легче обычных радиаторов с тепловыми трубками аналогичного размера. [6] LDR более устойчив к ударам метеоритов из-за менее критичной поверхности или ветра и требует меньшего объема хранения. Поэтому LDR привлек внимание как усовершенствованный радиатор для космических систем большой мощности.
В 1978 году Джон М. Хеджепет предложил в своей работе «Сверхлегкие конструкции для космической энергетики» в книге «Преобразование энергии излучения в космосе», том. 61 журнала Progress in Astronautics and Aeronautics, KW Billman, ed. (AIAA, Нью-Йорк, 1978), стр. 126, использование пылевого радиатора для уменьшения веса радиатора спутников на солнечной энергии. Практические проблемы этой системы пыли привели к концепции LDR в 1979 году. [1] Многочисленные исследования были проведены компаниями, организациями и университетами по всему миру.
Практические эксперименты проводились, например, с STS-77 [5] и на капельных валах в Японии: Японский центр микрогравитации (JAMIC) и Лаборатория микрогравитации Японии . [7]
Концепция
Система жидкокапельного радиатора (LDR) состоит из генератора капель, коллектора, теплообменника , рециркуляционного насоса и регулятора давления ( аккумулятора ) сильфонного типа . При понижении давления насыщенная жидкость разбрызгивается в космос в виде когерентных потоков крошечных дискретных капель. Поток капель может представлять собой столб или лист капель жидкости, движущихся в пространстве от генератора капель к коллектору. Капли переносят отработанное тепло, генерируемое космической энергетической системой, и излучают это отработанное тепло непосредственно в космос во время полета за счет переходной радиационной теплопередачи . Капли жидкости собираются при более низкой температуре, повторно нагреваются, перекачиваются в генератор капель и повторно используются для дальнейшего удаления отработанного тепла из термодинамического энергетического цикла.
Давление, при котором образуются капли жидкости, может широко варьироваться в различных применениях, но было обнаружено, что после установления потока капель для поддержания потока потоков капель требуются существенно более низкие давления. [8]
Теплопередача
Отработанное тепло космического корабля в конечном итоге отводится в космос поверхностями радиатора. Радиаторы могут быть разных форм, таких как структурные панели космического корабля, плоские радиаторы, устанавливаемые сбоку космического корабля, панели, развертываемые после выхода космического корабля на орбиту, и капли. Все радиаторы отводят тепло от своих поверхностей инфракрасным (ИК) излучением. Мощность излучения зависит от коэффициента излучения и температуры поверхности. Радиатор должен отводить как отработанное тепло космического корабля, так и любые тепловые нагрузки от окружающей среды или других поверхностей космического корабля. [9] Поэтому поверхность большинства радиаторов имеет покрытие с высоким ИК-излучением ( ε > 0,8), чтобы максимизировать отвод тепла и низкое поглощение солнечного света ( α <0,2), чтобы ограничить тепловую нагрузку от солнца. Высокотемпературные радиаторы предпочтительны из соображений повышения эффективности и уменьшения размеров, однако свойства текучей среды и свойства капельного облака являются дополнительными факторами. Образование капель и их плотность определяют эмиссию и реабсорбцию . Капля меньшего размера важна для получения эффективного излучения в радиаторе жидких капель. Было рассчитано, что капля диаметром 1 мкм охладится от 500 К до 252 К за две секунды. Плотное облако из капельки будет замедлять скорость охлаждения капель из-за реабсорбции излучаемого света. [10]
Одиночная капля излучает тепло при перемещении в пространстве, и в любой момент эта потеря тепла определяется выражением: [6]
где - постоянная Стефана – Больцмана , - скорость потери тепла каплей в космос (джоуль / сек), - радиус капли (метры), - средний коэффициент обзора серого тела для капли в центре потока (меньше единицы), и абсолютная температура капли в любой момент времени ( кельвин ).
Это уравнение моделирует каплю как серое тело с постоянным средним коэффициентом излучения. Мгновенная интенсивность излучения равна скорости потери энергии, приводящей к следующему уравнению: [6]
где - удельная теплоемкость ,- плотность капли (кг / м 3 ), время прохождения капли (секунды).
Ограничения, проблемы и решения
Рабочая среда - это не просто черное пространство, а пространство с солнечным излучением и диффузным излучением, отраженным и испускаемым солнцем (звездами), землей, другими объектами или собственной движущей силой космического корабля из антивещества. Можно «сориентировать» край листа с каплями к внешнему источнику тепла, но область листа все равно будет подвергаться излучению от других источников. Большинство представленных решений уравнения переноса излучения являются практическими упрощениями за счет введения допущений.
Для достижения высокой эффективности улавливания необходимо минимизировать разбрызгивание капли на поверхность коллектора. Было определено, что коллектор капель с углом падения 35 градусов может предотвратить разбрызгивание однородного потока капель с диаметром капли 250 мкм и скоростью 16 м / с в условиях микрогравитации . [7] Другое решение - образование пленки жидкости на внутренней поверхности коллектора. Когда потоки капель поглощаются этой жидкой пленкой, не должно образовываться брызг. Частота ошибочного захвата поступающих капель должна быть менее 10 -6 . Было определено, что диаметр капель составляет менее 300 мкм, а скорость капли менее 20 м / с. [11] Если используется феррожидкость , средства магнитной фокусировки могут эффективно подавлять разбрызгивание. [8]
Поскольку капельный слой находится в свободном падении, космический корабль, выполняющий маневр или угловое ускорение, теряет хладагент. Даже LDR с магнитной фокусировкой имеет очень ограниченный допуск менее 10 -3 г.
Генератор капель имеет примерно 10 5 - 10 6 отверстий (отверстий) на систему диаметром 50–20 мкм. [12] Эти отверстия более подвержены повреждениям, чем обычный твердый радиатор или тепловая труба, которые могут повлиять на образование капель и направление потока капель, потенциально вызывая потерю жидкости.
Жидкости
В качестве рабочих жидкостей предпочтительны жидкости с низким давлением пара, чтобы минимизировать потери при испарении из-за мгновенного испарения . [13] Было обнаружено, что жидкости в диапазоне от 300 до 900 К имеют настолько низкое давление пара, что потери на испарение в течение обычного срока службы космической системы (возможно, до 30 лет) будут составлять лишь небольшую часть от общая масса радиатора. [14] Срок службы жидкости в среде LDR зависит от термической стабильности , устойчивости к окислению и устойчивости к излучению . [15]
диапазон температур ( K ) | тип охлаждающей жидкости | пример |
---|---|---|
250 К - 350 К | силиконовые масла силоксан | Триметил-пентафенил-трисилоксан |
370 К - 650 К | жидкометаллические эвтектики | |
500 К - 1000 К | жидкое олово |
Если в качестве теплоносителя используется жидкий металл, для перекачки жидкости может использоваться электромагнитное устройство. Устройство наводит в металле вихревые токи, которые создают силу Лоренца с соответствующими магнитными полями. В результате перекачка жидкого металла приводит к упрощенной конструкции без движущихся частей. Это известно как МГД- накачка. [16] Например, было обнаружено, что простая смесь минерального масла и железной стружки приближается к подходящей феррожидкости в течение нескольких секунд, прежде чем в присутствии магнитного поля наблюдалось разделение железной стружки и масла. При размере капель примерно 200 мкм поверхностное натяжение удерживает два компонента при ускорении примерно до 1 g. [8]
Если в качестве хладагента используется ионная жидкость, она может использоваться для передачи импульса между космическими кораблями, движущимися с разными скоростями. Возможно, можно будет синтезировать флюид на месте. Например, BMIM-BF4 ([C 8 H 15 N 2 ] + BF 4 - ) содержит 42,5% углерода по массе. Лунный реголит обычно содержит несколько соединений с углеродом, и около 5% астероидов представляют собой углеродистые хондриты, которые богаты углеродом, а также металлами и водой. Возможно, удастся добыть на Луне углерод и объединить его с другими элементами для получения ионной жидкости. Еще один хороший источник углерода - это самый большой спутник Марса , Фобос , который представляет собой захваченный астероид, который, как считается, богат углеродом. [17]
Конфигурации конструкции LDR
Существуют две различные схемы сбора капель: центробежный подход и линейная схема сбора. Линейный коллектор считается более простым, надежным и легким. [1]
Было предложено и оценено несколько различных конфигураций LDR. [1] [18]
- Спираль LDR использует генератор и коллектор , который вращается с той же угловой скоростью. Эта концепция считалась более сложной из-за ненужного вращения коллектора. [18]
- Прилагается диск LDR содержит генератор капель в центре для создания диска капель. Вращается только коллектор. Весь радиатор закрыт прозрачным кожухом, который сводит к минимуму загрязнение космического корабля из-за случайных капель. Эта концепция считалась более сложной из-за ненужного вращения коллектора. [18]
- Кольцевая LDR использует вращающийся коллектор для захвата кольцевого листа капель от кольцевого генератора. Кольцевой LDR имеет неэффективные радиационные характеристики - лист излучает в себя больше, чем капельные листы альтернативных конфигураций. [18]
- В нескольких предлагаемых вариантах LDR для управления траекториями капель используются электрические поля, как в струйном принтере . Электростатический тепловой (энергетический) радиатор (ETHER) - это, по сути, предлагаемая разновидность LDR. Капли заряжаются, и вместе с зарядом космического корабля, противоположным заряду капли, капли будут двигаться по слегка эллиптической орбите. Эта замкнутая траектория уменьшит общий размер системы. Эта концепция вызывает опасения по поводу взаимодействия капли с плазмой. В дальнейшем на низкой околоземной орбите космический аппарат приобретет собственный потенциал . [18]
Прямоугольная и треугольная версии LDR были исследованы больше всего.
- Прямоугольная LDR использует линейный коллектор , который так велик , как капли генератора. Коллектор может быть двухсторонним, когда два листа капель, движущиеся в противоположных направлениях, сталкиваются с одним коллектором. Альтернативный вариант мог бы использовать односторонний коллектор только с одним генератором и капельным листом. В прямоугольном LDR отсутствует фокусировка капельного слоя, и плотность количества капель остается постоянной на протяжении всей траектории полета. Это простейшая конструкция LDR с наибольшей площадью излучения. [18]
- В концепции треугольного LDR используется генератор капель для формирования массива (листа) сходящихся потоков капель. Коллектор, расположенный в точке схождения капель, использует центробежную силу для захвата капель. Треугольный LDR по своей сути менее массивен из-за меньшего коллектора. Системные исследования показали, что треугольный LDR может быть на 40 процентов менее массивным, чем прямоугольный LDR. Однако для любого сопоставимого размера треугольный LDR имеет половину площади прямоугольного листа и, следовательно, отводит меньше тепла. В настоящее время использование датчиков с трубкой Пито заменило первоначальные сложные вращающиеся уплотнения. Столкновения в сфокусированном слое капель приводят к слиянию падающих капель. Треугольный LDR в настоящее время получает более широкое развитие. [1] [18]
- Магнитная фокусировка LDR использует магнитное поле , чтобы сосредоточить внимание потоков капели , направленной от генератора в стороне коллектора, тем самым гарантируя , что по существу все капельки захвачены, даже если некоторые из потоков могут быть неверно направлены , как они покидают генератор. Средство магнитной фокусировки также эффективно для подавления разбрызгивания жидкости, когда капли падают на коллектор. Магнитно-сфокусированный LDR был исследован и запатентован Брукхейвенской национальной лабораторией (BNL) в рамках гранта Министерства энергетики (контракт DE-AC02-76CH00016). Магнитное средство может быть выполнено с помощью электромагнита тороидальной формы или постоянных магнитов. Поскольку только одна сторона листа капель будет фокусироваться одним постоянным магнитом, четные числа должны быть размещены друг напротив друга рядом с коллектором. Постоянный дипольный магнит имеет ограниченную напряженность поля, следовательно, ограничивает размер излучателя. Электромагниты или сверхпроводящие магниты (с криогенным охлаждением) предлагают более высокую напряженность поля, но могут иметь массовый компромисс. Главный вывод, сделанный из расчетов, заключается в том, что космический аппарат может маневрировать с ускорением менее 10 −3 g. Для более высоких ускорений требуются многочисленные LDR меньшего размера, которые в сумме будут более массивными, но с большей вероятностью выживут. [8]
Мониторинг и обслуживание
Управление и мониторинг системы с помощью искусственного интеллекта могут улучшить работу автономной энергосистемы.
Дальнейшие исследования
LDR изучается как побочный продукт концепции использования потока жидкости для передачи импульса между приближающимся космическим кораблем и другим космическим кораблем, станцией или лунной базой. Этот метод может уменьшить массу космического корабля при одновременном повышении эффективности космического полета. [15]
Жидкость Лист Радиатор (LRS), предназначенный для планетарной поверхности, по существу , фонтан заключен в прозрачной оболочке. Жидкость стекает внутрь этого конверта. Концепция жидкостного радиатора исключительно устойчива и не требует специальной обработки отверстия для достижения его рабочих характеристик. [19]
Смотрите также
- Испарительный охладитель
- Проект Валькирия
Рекомендации
- ^ a b c d e Шломо Л. Пфайффер (октябрь 1989 г.). «Концептуальный проект эксперимента с шаттлом для капельного радиатора» (PDF) . Отчет о контракте НАСА 185164 .
- ^ Удовлетворение будущих потребностей в космической энергии Джек Л. Керреброк, 1987
- ^ "Применение электродинамического троса к межзвездным путешествиям" Грегори Л. Матлофф, Лесс Джонсон, февраль 2005 г.
- ^ Как построить ракету на антивеществе для межзвездных миссий: соображения системного уровня при проектировании транспортных средств с передовой двигательной установкой. Архивировано 2 мая 2015 г. в Wayback Machine Роберт Х. Фрисби, AIAA Paper 2003–4696, 20–23 июля 2003 г.
- ^ а б Тимоти Дж. Дикинсон (1996). Анализ производительности эксперимента космического челнока с жидкометаллической тепловой трубой .
- ^ а б в Джеральд Л. Бакнер (1987). «Капельный радиатор в космосе: параметрический подход» . Труды Пятого симпозиума по космическим ядерным энергетическим системам : 313. Bibcode : 1988snps.symp..313B .
- ^ а б Т. Тотани; М. Итами; Х. Нагата; И. Кудо; А. Ивасаки; С. Хосокава (2002). «Работа генератора капель и коллектора капель в радиаторе капель жидкости в условиях микрогравитации». Наука и технология микрогравитации . 13 (2): 42–45. Bibcode : 2002MicST..13 ... 42T . DOI : 10.1007 / bf02872070 .
- ^ a b c d Срок действия патента США истек 4572285 , Томас Э. Боттс, Джеймс Р. Пауэлл, Роджер Ленард, «Магнитно-сфокусированный жидкостный капельный радиатор», опубликовано 25 февраля 1986 года, передано Министерству энергетики
- ^ П.Рочус, Л.Сальвадор (ноябрь 2011 г.). Тепловой контроль космических аппаратов (PDF) . Université de Liège.
- ^ Кодзи Охта; Роберт Т. Граф; Хацуо Исида (январь 1988 г.). «Оценка характеристик космического радиатора путем моделирования инфракрасного излучения» . Прикладная спектроскопия . 42 (1): 114–120. Bibcode : 1988ApSpe..42..114O . DOI : 10.1366 / 0003702884428635 .
- ^ Хосокава, Сюнсуке; Кавада, Масакуни; Ивасаки, Акира; Кудо, Исао (1993). «Наблюдение за процессом улавливания капель жидкости в жидкостном капельном радиаторе» . Японское общество авиационных и космических наук . 41 (474): 385–390. Bibcode : 1993JSASJ..41..385H . DOI : 10.2322 / jjsass1969.41.385 .
- ^ Дэвид Б. Уоллес; Дональд Дж. Хейс; Дж. Майкл Буш (май 1991 г.). "Исследование технологий изготовления диафрагмы для жидкокапельного радиатора" (PDF) . Цитировать журнал требует
|journal=
( помощь ) - ^ Тотани, Цуёси; Кодама, Такуя; Ватанабэ, Кенсуке; Нанбу, Кота; Нагата, Харунори; Кудо, Исао (июль 2006 г.). «Численные и экспериментальные исследования циркуляции рабочего тела в жидкокапельном радиаторе». Acta Astronautica . 59 (1–5): 192. Bibcode : 2006AcAau..59..192T . DOI : 10.1016 / j.actaastro.2006.02.034 . ЛВП : 2115/14525 .
- ^ Мэри Фэй Маккей; Дэвид С. Маккей; Майкл Б. Дюк (1992). «Космические ресурсы: энергия, мощность и транспорт» (PDF) . НАСА Sp-509 . 2 : 65–68.
- ^ а б RR Buch; AR Huntress (январь 1986 г.). «Корганосилоксановые рабочие жидкости для жидкокапельного радиатора» (PDF) . НАСА Cr-175033 .
- ^ Фатима Зохра Кадид; Рашид Абдессемед; Саид Дрид (2004). «Исследование потока жидкости в МГД-насосе путем совмещения расчетов конечных элементов и конечных объемов». Журнал электротехники . 55 (11–12): 301–305.
- ^ Томас Б. Джослин (2012). Передача импульса потока жидкости для высокоэффективного движения лунных и межпланетных космических аппаратов (PDF) .
- ^ Б с д е е г К. Алан Уайт (июль 1987 г.). «Состояние разработки жидкокапельного радиатора» (PDF) . Технический меморандум НАСА 89852 .
- ^ Генри В. Брандхорст младший; Джули Анна Родиек (июнь 1999 г.). "Жидкостный радиатор для лунной энергетической системы Стирлинга" (PDF) . Журнал аэрокосмической техники (213): 399–406.
Заметки
- ^ a b Для межзвездного звездолета потребуется расчетная энергия освещения в 12 киловатт (12 139,7 Вт) на человека.