Жидкостно -капельный радиатор ( LDR ), ранее называвшийся жидкостно-капельным радиатором , представляет собой предлагаемый легкий радиатор для рассеивания отработанного тепла, вырабатываемого энергетическими установками , двигательными установками или системами космических аппаратов в космосе.
Продвинутая или будущая космическая миссия должна иметь источник питания или двигатель, который потребует отвода отработанного тепла. Утилизация большого количества отработанного тепла должна быть рассмотрена для реализации большой космической структуры (LSS), которая обрабатывает большую мощность, такую как ядерный реактор или космический солнечный энергетический спутник (SPS) .
миссия [1] | уровень мощности | продолжительность |
---|---|---|
Будущая космическая станция | 75–300 кВт | 30 лет |
Космические лазеры | 1–10 МВт | 10 лет |
Пучок частиц | 1 МВт | 10 лет |
Космический радар | 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 д транзит |
межзвездный [N 1] солнечный парус [3] 5 × 10 6 кг | 0,6 МВт | 1433 года до Альфа Центавра |
межзвездная [N 1] ракета на антиматерии [4] 80,7 × 10 9 кг | 122,650 ТВт | 128,5 лет до 40 световых лет |
Такие космические системы требуют передовых высокотемпературных систем терморегулирования . Жидкометаллические тепловые трубки с обычными радиаторами считаются идеально подходящими для таких применений. [5] Однако требуемая площадь поверхности радиатора огромна, следовательно, масса системы очень велика. Жидкокапельный радиатор (LDR) имеет преимущество с точки зрения соотношения отводимой тепловой мощности и веса. Результаты исследований показывают, что при температурах отвода 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 критической поверхности или сопротивления воздуха и требует меньшего объема хранения. Поэтому LDR привлек внимание как передовой радиатор для мощных космических систем.
В 1978 году Джон М. Хеджепет предложил в "Сверхлегких конструкциях для космической энергетики" в Radiation Energy Conversion in Space, Vol. 61 of Progress in Astronautics and Aeronautics, KW Billman, ed. (AIAA, New York, 1978), p. 126, использовать пылевой радиатор для уменьшения веса радиатора солнечных энергетических спутников. Практические проблемы этой пылевой системы 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 в шахтах для спуска в Японии: Японский центр микрогравитации (JAMIC) и Лаборатория микрогравитации Японии. [7]
Система жидкокапельного радиатора (LDR) состоит из генератора капель, коллектора, теплообменника , рециркуляционного насоса и регулятора давления сильфонного типа ( аккумулятора ). При снижении давления насыщенная жидкость распыляется в пространство в виде когерентных потоков крошечных дискретных капель. Поток капель может представлять собой столб или слой капель жидкости, движущихся в пространстве от генератора капель к коллектору. Капли переносят отработанное тепло, вырабатываемое космической энергетической системой, и излучают это отработанное тепло непосредственно в космос во время своего полета путем переходного лучистого теплообмена . Капли жидкости собираются при более низкой температуре, повторно нагреваются и перекачиваются в генератор капель и повторно используются для продолжения удаления отработанного тепла из термодинамического энергетического цикла.
Давление, при котором образуются капли жидкости, может значительно различаться в разных приложениях, но было обнаружено, что после того, как поток капель установлен, для поддержания потока капель требуются существенно более низкие давления. [8]
Тепловые отходы космического корабля в конечном итоге отводятся в космос поверхностями радиаторов. Радиаторы могут быть разных форм, например, структурные панели космического корабля, плоские радиаторы, установленные на боку космического корабля, панели, развернутые после выхода космического корабля на орбиту, и капли. Все радиаторы отводят тепло инфракрасным ( ИК) излучением от своих поверхностей. Мощность излучения зависит от излучательной способности и температуры поверхности. Радиатор должен отводить как тепловые отходы космического корабля, так и любые лучистые тепловые нагрузки от окружающей среды или других поверхностей космического корабля. [9] Поэтому большинство радиаторов имеют поверхностную отделку с высоким ИК-излучением ( ε > 0,8) для максимального отвода тепла и низким поглощением солнечного света ( α < 0,2) для ограничения тепловых нагрузок от солнца. Высокотемпературные радиаторы предпочтительны из-за лучшей эффективности и соображений уменьшения размера, однако дополнительными факторами являются свойства жидкости и свойства облака капель. Формирование размера капель и плотность капель управляют излучением и реабсорбцией . Меньшая капля имеет важное значение для получения эффективного излучения в жидкокапельном радиаторе. Подсчитано, что капля диаметром 1 мкм охлаждается от 500 К до 252 К за две секунды. Плотное облако капельной пленки замедлит скорость охлаждения капель из-за повторного поглощения испускаемого света. [10]
Отдельная капля излучает тепло, перемещаясь в пространстве, и в любой момент времени эта потеря тепла определяется по формуле: [6]
где — постоянная Стефана–Больцмана , — скорость потери тепла каплей в пространство (джоули/секунду), — радиус капли (метры), — средний коэффициент видимости серого тела для капли в центре потока (менее единицы), — абсолютная температура капли в любой момент времени ( кельвин ).
Это уравнение моделирует каплю как серое тело с постоянной средней излучательной способностью. Мгновенная скорость излучения равна скорости потери энергии, что приводит к этому уравнению: [6]
где - удельная теплоемкость , - плотность капли (кг/м 3 ), - время пролета капли (секунды).
Рабочая среда — это не просто черное пространство, а среда с солнечным излучением и рассеянным излучением, отраженным и испускаемым солнцем (звездами), землей, другими объектами и/или собственным двигателем космического корабля. Можно «ориентировать» край капельного слоя в сторону внешнего источника тепла, но область слоя все равно будет подвергаться излучению от других источников. Большинство представленных решений уравнения переноса излучения являются практическими упрощениями путем введения предположений.
Для достижения высокой эффективности сбора необходимо минимизировать разбрызгивание капли на поверхности коллектора. Было установлено, что коллектор капель с углом падения 35 градусов может предотвратить разбрызгивание однородного потока капель с диаметром капель 250 мкм и скоростью 16 м/с в условиях микрогравитации . [7] Другое решение заключается в том, чтобы образовать жидкую пленку на внутренней поверхности коллектора. Когда потоки капель поглощаются этой жидкой пленкой, брызги не должны образовываться. Требовалось, чтобы скорость неправильного захвата входящих капель была менее 10−6 . Было определено, что диаметр капли составляет менее 300 мкм, а скорость капли менее 20 м/с. [11] Если используется феррожидкость, магнитные фокусирующие средства могут эффективно подавлять разбрызгивание. [8]
Поскольку капельный слой находится в свободном падении, космический корабль, совершающий маневр или угловое ускорение, будет терять охлаждающую жидкость. Даже магнитно-сфокусированный LDR имеет очень ограниченный допуск менее 10−3 g .
Генератор капель имеет приблизительно 105–106 отверстий (диафрагм) на систему диаметром 50–20 мкм. [12] Эти отверстия более подвержены повреждениям, чем обычный твердый радиатор или тепловая трубка, что может повлиять на формирование капель и направление потока капель, что может привести к потере жидкости .
Жидкости с низким давлением паров предпочтительны для рабочих жидкостей, чтобы минимизировать потери от испарения из-за мгновенного испарения . [13] Было обнаружено, что жидкости в диапазоне от 300 до 900 К имеют настолько низкое давление паров, что потери от испарения в течение обычного срока службы космической системы (возможно, до 30 лет) будут составлять лишь малую часть от общей массы радиатора. [14] Срок службы жидкости в среде LDR зависит от термической стабильности , окислительной стабильности и устойчивости к радиации . [15]
диапазон температур ( К ) | тип охлаждающей жидкости | пример |
---|---|---|
250 К – 350 К | силиконовые масла силоксан | Триметил-Пентафенил-Трисилоксан |
370 К – 650 К | жидкие металлические эвтектики | |
500 К – 1000 К | жидкое олово |
Если в качестве охладителя используется жидкий металл, то для перекачки жидкости можно использовать электромагнитное устройство. Устройство индуцирует вихревые токи в металле, которые генерируют силу Лоренца с соответствующими магнитными полями. Эффект заключается в перекачке жидкого металла, что приводит к упрощенной конструкции без подвижных частей. Это известно как МГД- перекачка. [16] Например, было обнаружено, что простая смесь минерального масла и железных опилок приближается к подходящей феррожидкости в течение нескольких секунд, прежде чем в присутствии магнитного поля наблюдалось разделение железных опилок и масла. При размерах капель приблизительно 200 мкм поверхностное натяжение будет удерживать два компонента при ускорениях до примерно 1 g. [8]
Если в качестве охладителя используется ионная жидкость , то ее можно использовать для передачи импульса между космическими аппаратами, движущимися с разной скоростью. Возможно, удастся синтезировать жидкость 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 добывать на Луне углерод и объединять его с другими элементами для получения ионной жидкости. Другим хорошим источником углерода является крупнейший спутник Марса , Фобос , который является захваченным астероидом, который, как полагают, богат углеродом. [17]
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]
Больше всего исследовались прямоугольные и треугольные версии LDR.
LDR изучается как побочный продукт концепции, использующей поток жидкости для передачи импульса между приближающимся космическим аппаратом и другим космическим аппаратом, станцией или лунной базой. Этот метод может уменьшить массу космического аппарата, одновременно увеличивая эффективность космического полета. [15]
Жидкостный пластинчатый радиатор (LRS), адаптированный для планетарных поверхностей, по сути представляет собой фонтан, заключенный в прозрачную оболочку. Жидкость стекает по внутренней стороне этой оболочки. Концепция жидкостного пластинчатого радиатора исключительно стабильна и не требует специальной обработки отверстия для достижения его производительности. [19]
{{cite journal}}
: Цитировать журнал требует |journal=
( помощь )