Жидкокапельный радиатор - Liquid droplet radiator

В Жидкокапельный радиатор (LDR) или ранее назывался радиатор с жидкими каплями предлагается легкий радиатор для рассеивания отходящее тепло создано электростанции, движение или же системы космических аппаратов в космосе.

Фон

Передовая или будущая космическая миссия должна иметь источник энергии или двигательную установку, которая потребует отвода отработанного тепла. Необходимо рассмотреть возможность утилизации большого количества отработанного тепла, чтобы реализовать конструкцию большого пространства (LSS), которая может работать с большой мощностью, например ядерный реактор или космический спутник солнечной энергии (SPS).

миссия[1]уровень мощностипродолжительность
Будущая космическая станция75–300 кВт30 лет
Лазеры космического базирования1–10 МВт10 лет
Пучок частиц1 МВт10 лет
Радар космического базирования30–100 кВт10 лет
Лунная база100–300 кВт30 лет
миссия на Марс15 МВт7 лет
миссия на Юпитер[2]63 ГВт285 дн транзит
межзвездный[N 1] парусный корабль[3]
5×106 кг		0,6 МВт1433 года до Альфа Центавра
межзвездный[N 1] ракета на антивеществе[4]
80.7×109 кг		122,650 ТВт128,5 лет до 40LY

Такие космические системы требуют современных высокотемпературных 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 обычного радиаторы 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 работе «Сверхлегкие конструкции для космической энергетики» в книге «Преобразование энергии излучения в космосе», т. 61 журнала Progress in Astronautics and Aeronautics, K. W. 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] Компании, организации и университеты по всему миру провели многочисленные исследования.

Практические эксперименты проводились, например, с СТС-77[5] и в валы падения в Японии: Японский центр микрогравитации (JAMIC) и Лаборатория микрогравитации Японии.[7]

Концепция

общая механика концепции LDR

Система радиатора жидких капель (LDR) состоит из генератора капель, коллектора, теплообменник, рециркуляционный насос и регулятор давления сильфонного типа (аккумулятор ). При снижении давления насыщенная жидкость распыляется в космос в виде когерентных потоков крошечных дискретных капель. Поток капель может представлять собой столбик 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 своего полета посредством переходных процессов. лучистая теплопередача. Капли жидкости собираются при более низкой температуре, повторно нагреваются и 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 инфракрасный (ИК) излучение от их поверхностей. Мощность излучения зависит от коэффициента излучения и температуры поверхности. Радиатор должен отводить как отработанное тепло космического корабля, так и любое лучистое тепло нагрузки от окружающей среды или других поверхностей космического корабля.[9]Поэтому поверхность большинства радиаторов имеет высокую степень ИК-излучения (ε > 0,8) для максимального отвода тепла и низкого поглощения солнечного света (α <0,2) для ограничения тепловых нагрузок от солнца. Однако высокотемпературные радиаторы предпочтительнее из-за большей эффективности и уменьшения размеров. жидкое свойство и свойства капельного облака являются дополнительными факторами. образование капель и их плотность определяют выбросы и реабсорбция. Капля меньшего размера необходима 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 капельки будет замедлять скорость охлаждения капель из-за повторного поглощения испускаемого света.[10]

Отдельная капля излучает тепло при перемещении в пространстве, и в любой момент эта потеря тепла определяется выражением:[6]

куда это Постоянная Стефана – Больцмана, скорость потери тепла каплей в космос (джоуль / сек), - радиус капли (метры), - средний коэффициент обзора серого тела для капли в центре потока (менее единицы), и - абсолютная температура капли в любой момент (кельвин ).

Это уравнение моделирует каплю как серое тело с постоянным средним коэффициентом излучения. Мгновенная скорость излучения равна скорости потери энергии, приводящей к следующему уравнению:[6]

куда это удельная теплоемкость, - плотность капли (кг / м3), время прохождения капли (секунды).

Ограничения, проблемы и решения

Операционная среда - это не просто черное пространство, а пространство с солнечной радиацией и диффузным излучением, отраженным и испускаемым солнцем (звездами), землей, другими объектами и / или двигателем на антивеществе корабля. Можно «ориентировать» край листа с каплями в сторону внешнего источника 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 установлено, что коллектор капель с углом падения 35 градусов может предотвращать разбрызгивание однородного потока капель с диаметром 250 мкм и скоростью 16 м / с под водой. микрогравитация условие.[7]Другое решение - образовать пленку жидкости на внутренней поверхности коллектора. Когда потоки капель поглощаются этой жидкой пленкой, не должно образовываться брызг. Скорость ошибочного захвата поступающих капель должна была быть менее 10−6. Было определено, что диаметр капель составляет менее 300 мкм, а скорость капли менее 20 м / с.[11]Если феррожидкость Используемое магнитное фокусирующее средство может эффективно подавлять разбрызгивание.[8]

Поскольку капельный слой находится в свободном падении, космический корабль, выполняющий маневр или угловое ускорение, потеряет хладагент. Даже LDR с магнитной фокусировкой имеет очень ограниченный допуск менее 10−3 грамм.

Генератор капель имеет примерно 105 – 106 отверстия (отверстия) 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

Жидкости с низким давлением пара предпочтительны для рабочих жидкостей, чтобы минимизировать потери на испарение из-за мгновенное испарение.[13]Было обнаружено, что жидкости в диапазоне от 300 до 900 К имеют настолько низкое давление пара, что потери от испарения в течение нормального срока службы космической системы (возможно, до 30 лет) будут составлять лишь небольшую долю от общей массы космической системы. радиатор.[14] Срок службы жидкости в среде LDR зависит от термостойкость, окислительная стабильность, и устойчивость к радиации.[15]

диапазон температур (K )тип охлаждающей жидкостипример
250 К - 350 Ксиликоновые масла
силоксан		Триметил-пентафенил-трисилоксан
370 К - 650 Кжидкометаллические эвтектики
500 К - 1000 Кжидкое олово

Если в качестве теплоносителя используется жидкий металл, для перекачки жидкости может использоваться электромагнитное устройство. Устройство наводит в металле вихревые токи, которые создают Сила Лоренца с соответствующими магнитными полями. Эффект заключается в перекачивании жидкого металла, что приводит к упрощенной конструкции без движущихся частей. Это известно как MHD перекачка.[16] Например, было обнаружено, что простая смесь минерального масла и железных опилок приблизительно соответствует подходящей феррожидкости в течение нескольких секунд, прежде чем в присутствии магнитного поля наблюдали разделение железных опилок и масла. При размере капель около 200мкм, поверхностное натяжение удерживает два компонента при ускорении примерно до 1 g.[8]

Если ионная жидкость используется в качестве хладагента, жидкость может использоваться для передачи импульса между космическими кораблями, движущимися с разными скоростями. Возможно, будет возможно синтезировать жидкость на месте. Например, BMIM-BF4 ([C8ЧАС15N2]+BF4−) составляет 42,5% углерод по массе. Лунный реголит обычно содержит несколько соединений с углеродом, и около 5% астероидов являются углеродистыми 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 Марс 'самая большая луна, Фобос, который является захваченным астероидом, который считается богатым углеродом.[17]

Конфигурации конструкции LDR

различные конфигурации LDR

Существуют две разные 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]

  • В спираль LDR использует генератор и коллектор, которые вращаются с одинаковой угловой скоростью. Эта концепция считалась более сложной из-за ненужного вращения коллектора.[18]
  • В закрытый диск LDR содержит генератор капель в центре для создания диска капель. Вращается только коллектор. Весь радиатор окружен прозрачным кожухом, который сводит к минимуму загрязнение космического корабля из-за случайных капель. Эта концепция считалась более сложной из-за ненужного вращения коллектора.[18]
  • В кольцевой LDR использует вращающийся коллектор для захвата кольцевого слоя капель из кольцевого генератора. Кольцевой LDR имеет неэффективные радиационные характеристики - лист излучает в себя больше, чем капельные листы альтернативных конфигураций.[18]
  • Несколько предлагаемых вариантов LDR используют электрические поля для управления траекториями капель, как в Струйный принтер. Электростатический тепловой (энергетический) радиатор (ЭФИР) по существу является предлагаемой разновидностью 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 капель с плазмой. Далее, на низкой околоземной орбите космический корабль получит собственное потенциал.[18]

Прямоугольная и треугольная версии LDR исследованы больше всего.

  • В прямоугольный LDR использует линейный коллектор, ширина которого равна ширине генератора капель. 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 слоя капель, и плотность количества капель остается постоянной на протяжении всей траектории полета. Это простейшая конструкция LDR с наибольшей площадью излучения.[18]
  • В треугольный LDR Концепция использует генератор капель для формирования массива (листа) сходящегося потока капель. Коллектор, расположенный в точке схождения слоя 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]
  • В магнитно-сфокусированный LDR использует магнитное поле для фокусировки потоков капель, направленных от генератора к коллектору, тем самым гарантируя, что практически все капли будут захвачены, даже если некоторые из потоков могут быть неверно направлены, когда они покидают генератор. Средство магнитной фокусировки также эффективно для подавления разбрызгивания жидкости, когда капли падают на коллектор. Магнитно-сфокусированный LDR был исследован и запатентован Брукхейвенская национальная лаборатория (BNL) в рамках гранта Департамент энергетики (Договор DE-AC02-76CH00016). Магнитное средство может быть достигнуто с помощью Электромагнит тороидальной формы или постоянные магниты. 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 корабль может маневрировать с ускорением менее 10−3 грамм. Для более высоких ускорений требуется множество LDR меньшего размера, которые в сумме будут более массивными, но с большей вероятностью выживут.[8]

Мониторинг и обслуживание

Управление системой и мониторинг 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]

А Жидкий листовой радиатор (LRS), адаптированный для поверхностей планет, по сути, представляет собой фонтан, заключенный в прозрачную оболочку. Жидкость стекает внутрь конверта. Концепция жидкостного радиатора исключительно устойчива и не требует специальной обработки отверстия для достижения его производительности.[19]

Смотрите также

Рекомендации

  1. ^ а б c d е Шломо Л. Пфайффер (октябрь 1989 г.). «Концептуальный проект эксперимента с шаттлом для капельного радиатора» (PDF). Отчет по контракту НАСА 185164.
  2. ^ Удовлетворение будущих потребностей в космической энергии Джек Л. Керреброк, 1987
  3. ^ «Применение электродинамического троса в межзвездных путешествиях» Грегори Л. Матлофф, Лесс Джонсон, февраль 2005 г.
  4. ^ Как построить ракету на антивеществе для межзвездных миссий: соображения системного уровня при разработке транспортных средств с передовыми двигательными установками В архиве 2 мая 2015 г. Wayback Machine Роберт Х. Фрисби, AIAA Paper 2003–4696, 20–23 июля 2003 г.
  5. ^ а б Тимоти Дж. Дикинсон (1996). Анализ производительности эксперимента космического челнока с жидкометаллической тепловой трубкой.
  6. ^ а б c Джеральд Л. Бакнер (1987). «Капельный радиатор в космосе: параметрический подход». Труды пятого симпозиума по космическим ядерным энергетическим системам: 313. Bibcode:1988snps.symp..313B.
  7. ^ 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. Дои:10.1007 / bf02872070.
  8. ^ а б c d Срок действия патента США истек 4572285, Томас Э. Боттс, Джеймс Р. Пауэлл, Роджер Ленард, "Магнитно-сфокусированный жидкокапельный радиатор", опубликовано 25 февраля 1986 г., поручено Министерству энергетики 
  9. ^ П.Рочус, Л.Сальвадор (ноябрь 2011 г.). Тепловой контроль космического корабля (PDF). Université de Liège.
  10. ^ 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. Дои:10.1366/0003702884428635.
  11. ^ Хосокава, Сюнсуке; Кавада, Масакуни; Ивасаки, Акира; Кудо, Исао (1993). «Наблюдение за процессом сбора капель жидкости в капельном радиаторе». Японское общество авиационных и космических наук. 41 (474): 385–390. Bibcode:1993JSASJ..41..385H. Дои:10.2322 / jjsass1969.41.385.
  12. ^ Дэвид Б. Уоллес; Дональд Дж. Хейс; Дж. Майкл Буш (май 1991 г.). «Исследование технологий изготовления диафрагм для жидкокапельного радиатора» (PDF). Цитировать журнал требует | журнал = (помощь)
  13. ^ Тотани, Цуёси; Кодама, Такуя; Ватанабэ, Кенске; 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. Дои:10.1016 / j.actaastro.2006.02.034. HDL:2115/14525.
  14. ^ Мэри Фэй Маккей; Дэвид С. Маккей; Майкл Б. Дюк (1992). «Космические ресурсы: энергия, энергетика и транспорт» (PDF). НАСА Sp-509. 2: 65–68.
  15. ^ а б Р.Р. Бух; A.R. Охотница (январь 1986 г.). «Корганосилоксановые рабочие жидкости для жидкокапельного радиатора» (PDF). НАСА Cr-175033.
  16. ^ 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.
  17. ^ Томас Б. Джослин (2012). Передача импульса потока жидкости для высокоэффективного движения лунных и межпланетных космических аппаратов (PDF).
  18. ^ а б c d е ж грамм К. Алан Уайт (июль 1987 г.). «Состояние разработки жидкокапельного радиатора» (PDF). Технический меморандум НАСА 89852.
  19. ^ Генри В. Брандхорст младший; Джули Анна Родиек (июнь 1999 г.). "Жидкостный радиатор для лунной энергетической системы Стирлинга" (PDF). Журнал аэрокосмической техники (213): 399–406.

Примечания

  1. ^ а б An межзвездный звездолет потребует расчетной энергии освещения в 12 киловатт (12 139,7 Вт) на человека.

внешняя ссылка