Жидкостно-капельный радиатор

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.

Фон

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 мощностипродолжительность
Будущая космическая станция75–300 кВт30 лет
Космические лазеры1–10 МВт10 лет
Пучок частиц1 МВт10 лет
Космический радар30–100 кВт10 лет
Лунная база100–300 кВт30 лет
миссия на Марс15 МВт7 лет
миссия к Юпитеру [2]63 ГВт285 д транзит
межзвездный [N 1] солнечный парус [3]
5 × 10 6  кг
0,6 МВт1433 года до Альфа Центавра
межзвездная [N 1] ракета на антиматерии [4]
80,7 × 10 9  кг
122,650 ТВт128,5 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]

Концепция

общая концепция механики LDR

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]

Передача тепла

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]

д ˙ = ( 4 π а 2 ) σ Ф Т 4 {\displaystyle {\dot {q}}=(4\пи a^{2})\сигма FT^{4}}

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 ). σ {\displaystyle \сигма} д ˙ {\displaystyle {\точка {q}}} а {\displaystyle а} Ф {\displaystyle F} Т {\displaystyle Т}

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]

( 4 π а 2 ) σ Ф Т 4 = с ρ 4 π а 3 3 г Т г т {\displaystyle (4\пи a^{2})\сигма FT^{4}=-c\ро {\frac {4\пи a^{3}}{3}}{\frac {dT}{dt}}}

где - удельная теплоемкость , - плотность капли (кг/м 3 ), - время пролета капли (секунды). с {\displaystyle с} ρ {\displaystyle \ро} т {\displaystyle т}

Ограничения, проблемы и решения

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

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 жидкостипример
250 К – 350 Ксиликоновые масла
силоксан
Триметил-Пентафенил-Трисилоксан
370 К – 650 Кжидкие металлические эвтектики
500 К – 1000 Кжидкое 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]

Конфигурации конструкции LDR

различные конфигурации 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]

  • Спиральный LDR использует генератор и коллектор, которые вращаются с одинаковой угловой скоростью. Эта концепция считалась более сложной из-за ненужного вращения коллектора. [18]
  • Закрытый дисковый LDR содержит генератор капель в центре для создания диска капель. Вращается только коллектор. Весь радиатор закрыт прозрачным кожухом, что сводит к минимуму загрязнение космического корабля в результате любых случайных капель. Эта концепция считалась более сложной из-за ненужного вращения коллектора. [18]
  • Кольцевой LDR использует вращающийся коллектор для захвата кольцевого слоя капель из кольцевого генератора. Кольцевой LDR имеет неэффективную излучательную производительность – слой излучает на себя больше, чем слои капель альтернативных конфигураций. [18]
  • Несколько предложенных вариантов LDR используют электрические поля для управления траекториями капель, как в струйном принтере . Электростатический тепловой (энергетический) излучатель (ETHER) по сути является предложенным вариантом LDR. Капли заряжены, и в сочетании с зарядом на космическом аппарате, который противоположен заряду капель, капли будут выполнять слегка эллиптическую орбиту. Эта замкнутая траектория уменьшит общий размер системы. Эта концепция вызывает опасения по поводу взаимодействия капель и плазмы. Кроме того, на низкой околоземной орбите космический аппарат приобретет свой собственный потенциал . [18]

Больше всего исследовались прямоугольные и треугольные версии LDR.

  • Прямоугольный LDR использует линейный коллектор, который имеет такую ​​же ширину, как и генератор капель. Коллектор может быть двусторонним, где два слоя капель, движущихся в противоположных направлениях, попадают на один коллектор. Альтернативный вариант будет использовать односторонний коллектор, только с одним генератором и слоем капель. В прямоугольном LDR фокусировка слоя капель отсутствует, и плотность количества капель остается постоянной вдоль траектории полета. Это самая простая конструкция LDR с наибольшей площадью излучения. [18]
  • Концепция треугольного LDR использует генератор капель для формирования сходящегося потока (пленки) капель. Коллектор, расположенный в точке схождения капельной пленки, использует центробежную силу для захвата капель. Треугольная LDR по своей природе менее массивна из-за меньшего коллектора. Системные исследования показали, что треугольная LDR может быть на 40 процентов менее массивной, чем прямоугольная LDR. Однако для любого сопоставимого размера треугольная LDR имеет половину площади прямоугольной пленки и, следовательно, отводит меньше тепла. В настоящее время использование датчиков трубки Пито заменило первоначальные сложные вращающиеся уплотнения. Столкновения в сфокусированной капельной пленке приводят к слиянию ударяющихся капель. Треугольная LDR в настоящее время разрабатывается более широко. [1] [18]
  • Магнитно -фокусированный LDR использует магнитное поле для фокусировки потоков капель, направленных от генератора к коллектору, тем самым гарантируя, что по существу все капли будут захвачены, даже если некоторые потоки могут быть неправильно направлены, когда они покидают генератор. Магнитное фокусирующее средство также эффективно для подавления разбрызгивания жидкости, когда капли попадают на коллектор. Магнитно-фокусированный LDR был исследован и запатентован Брукхейвенской национальной лабораторией (BNL) в рамках гранта Министерства энергетики (контракт DE-AC02-76CH00016). Магнитное средство может быть достигнуто с помощью тороидального электромагнита или постоянных магнитов. Поскольку только одна сторона капельного листа будет фокусироваться одним постоянным магнитом, четное количество должно быть размещено друг напротив друга рядом с коллектором. Постоянный дипольный магнит имеет ограниченную напряженность поля, следовательно, ограничивает размер радиатора. Электромагниты или (криогенно охлаждаемые) сверхпроводящие магниты обеспечивают более высокую напряженность поля, но могут иметь компромисс по массе. Главный вывод, сделанный на основе расчетов, заключается в том, что космический корабль может маневрировать при ускорениях менее 10−3 g . Более высокие ускорения требуют многочисленных меньших LDR, которые будут более массивными в сумме, но с большей вероятностью выживут. [8]

Дальнейшие исследования

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]

Смотрите также

Примечания

  1. ^ ab Межзвездному кораблю потребуется примерно 12 киловатт (12 139,7 Вт) энергии освещения на человека.

Ссылки

  1. ^ abcde Шломо Л. Пфайффер (октябрь 1989 г.). "Концептуальный дизайн жидкокапельного радиатора, прикрепленного к шаттлу" (PDF) . Отчет о контракте NASA 185164 .
  2. ^ Удовлетворение будущих потребностей в космической энергии Джек Л. Керреброк, 1987
  3. ^ «Применение электродинамического троса в межзвездных путешествиях» Грегори Л. Мэтлофф, Less Johnson, февраль 2005 г.
  4. ^ Как построить ракету на антиматерии для межзвездных миссий: соображения системного уровня при проектировании транспортных средств с передовыми технологиями движения Архивировано 2 мая 2015 г. на Wayback Machine Роберт Х. Фрисби, статья AIAA 2003–4696, 20–23 июля 2003 г.
  5. ^ ab Тимоти Дж. Дикинсон (1996). Анализ производительности эксперимента с жидкометаллической тепловой трубой космического челнока. Архивировано из оригинала 27 июля 2014 г.
  6. ^ abc Gerald L. Buckner (1987). "Жидкокапельный радиатор в космосе: параметрический подход". Труды Пятого симпозиума по космическим ядерным энергетическим системам : 313. Bibcode : 1988snps.symp..313B. Архивировано из оригинала 27 июля 2014 г.
  7. ^ ab T. Totani; M. Itami; H. Nagata; I. Kudo; A. Iwasaki; S. Hosokawa (2002). «Характеристики генератора капель и коллектора капель в жидкокапельном радиаторе в условиях микрогравитации». Microgravity Science and Technology . 13 (2): 42– 45. Bibcode : 2002MicST..13...42T. doi : 10.1007/bf02872070. S2CID  121175434.
  8. ^ abcd Патент США истек 4572285, Томас Э. Боттс, Джеймс Р. Пауэлл, Роджер Ленард, «Магнитно-фокусируемый жидкокапельный радиатор», опубликовано 25.02.1986, передано Министерству энергетики 
  9. ^ P.Rochus, L.Salvador (ноябрь 2011 г.). Управление температурой космического корабля (PDF) . Université de Liège. Архивировано из оригинала (PDF) 4 марта 2016 г. Получено 21 июля 2014 г.
  10. ^ Кодзи Ота; Роберт Т. Граф; Хацуо Исида (январь 1988 г.). «Оценка характеристик космического излучателя путем моделирования инфракрасного излучения». Прикладная спектроскопия . 42 (1): 114–120 . Бибкод : 1988ApSpe..42..114O. дои : 10.1366/0003702884428635. S2CID  98038533.
  11. ^ Хосокава, Сюнсукэ; Кавада, Масакуни; Ивасаки, Акира; Кудо, Исао (1993). «Наблюдение за процессом сбора капель жидкости в жидкокапельном радиаторе». Японское общество аэронавтики и космических наук . 41 (474): 385–390 . Бибкод : 1993JSASS..41..385H. дои : 10.2322/jjsass1969.41.385 .
  12. ^ Дэвид Б. Уоллес; Дональд Дж. Хейс; Дж. Майкл Буш (май 1991 г.). «Исследование технологий изготовления отверстий для жидкокапельного радиатора» (PDF) . {{cite journal}}: Цитировать журнал требует |journal=( помощь )
  13. ^ 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». Акта Астронавтика . 59 ( 1–5 ): 192. Бибкод : 2006AcAau..59..192T. doi :10.1016/j.actaastro.2006.02.034. hdl : 2115/14525 .
  14. ^ Мэри Фэй Маккей; Дэвид С. Маккей; Майкл Б. Дьюк (1992). «Космические ресурсы: энергия, мощность и транспорт» (PDF) . NASA Sp-509 . 2 : 65–68 .
  15. ^ ab RR Buch; AR Huntress (январь 1986 г.). "Рабочие жидкости на основе органосилоксана для жидкокапельного радиатора" (PDF) . NASA Cr-175033 .
  16. ^ Фатима Зохра Кадид; Рашид Абдессемед; Саид Дрид (2004). «Исследование потока жидкости в МГД-насосе путем объединения вычислений конечных элементов и конечного объема». Журнал электротехники . 55 ( 11– 12): 301– 305.
  17. ^ Томас Б. Джослин (2012). Передача импульса потока жидкости для высокоэффективного движения лунных и межпланетных космических аппаратов (PDF) .
  18. ^ abcdefg К. Алан Уайт (июль 1987 г.). "Состояние разработки жидкокапельного радиатора" (PDF) . Технический меморандум NASA 89852 .
  19. ^ Генри В. Брандхорст, младший; Джули Анна Родиек (июнь 1999 г.). «Жидкостный пластинчатый радиатор для лунной энергетической системы Стирлинга» (PDF) . Журнал аэрокосмической техники (213): 399–406 .
Взято с "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Жидкостный_капельный_радиатор&oldid=1265745175"