CC BY
83
УДК 629.78.03: 621.472
Вестник СибГАУ Том 17, № 1. С. 161-169
ВЫБОР ТЕПЛОАККУМУЛИРУЮЩЕГО МАТЕРИАЛА ДЛЯ СОЛНЕЧНОГО ТЕПЛОВОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
С. Л. Финогенов*, А. И. Коломенцев
Московский авиационный институт (национальный исследовательский университет) "МАИ" Российская Федерация, 125993, г. Москва, А-80, ГСП-3, Волоколамское шоссе, 4
E-mail: [email protected]
Рассматривается солнечный тепловой ракетный двигатель (СТРкД) с тепловым аккумулятором (ТА), использующим фазопереходные высокотемпературные теплоаккумулирующие материалы (ТАМ) с высокой удельной теплотой плавления, обладающие определенными энергетическими преимуществами над твердотельными графитовыми аккумуляторами. ТА конструктивно совмещен с системой «концентратор-приемник» (КП) и предназначен для накопления тепловой энергии от зеркального солнечного концентратора в периоды пассивного движения космического аппарата (КА) по переходным орбитам многовитковой траектории выведения, при которой включение СТРкД осуществляется в апсидальных областях орбит за счет теплового разряда ТА, нагревающего рабочее тело (водород) до высоких температур, обеспечивая высокие значения удельного импульса. При этом обеспечивается независимость процессов точной ориентации системы КП на Солнце в периоды пассивного движения КА для заряда ТА и управления вектором тяги при разряде аккумулятора. Области включения СТРкД при этом не зависят от условий освещенности. Рассматриваются такие тугоплавкие ТАМ, как оксид бериллия и бинарные эвтектики B*Si и 3BeO*2MgO с температурой плавления выше 2000 К и удельной энергоемкостью более 2 МДж/кг. Рассматривается задача межорбитальной транспортировки КА с низкой стартовой орбиты на геостационарную орбиту в течение 60 суток. В качестве критерия эффективности задачи выведения принята масса полезной нагрузки (ПН), которая максимизируется путем оптимизации релевантных параметров системы КП-ТА. К таким параметрам можно отнести, в частности, соотношение масс концентратора и ТА и параметр точности псевдопараболоидного концентратора. Проведена совместная оптимизация релевантных параметров, показаны их целесообразные значения для каждого ТАМ. Показано, что при использовании в ТА сплава B*Si масса ПН может быть больше по сравнению с остальными рассмотренными теплоаккумулирующими материалами. Условия ориентации системы КП на Солнце при этом достаточно соответствуют современным техническим возможностям. Выигрыш в массе ПН может более чем в 1,5 раза превышать эффективность современных средств выведения с ЖРД, что позволяет использовать ракеты-носители (РН) более легкого класса.
Ключевые слова: солнечный тепловой ракетный двигатель, тепловой аккумулятор, фазопереходные тепло-аккумулирующие материалы, высокотемпературная система «концентратор-приемник», геостационарная орбита, масса полезной нагрузки.
Vestnik SibGAU Vol. 17, No. 1, P. 161-169
THE CHOICE OF HEAT-ACCUMULATING MATERIALS FOR SOLAR THERMAL PROPULSION
S. L. Finogenov*, A. I. Kolomentsev
Moscow Aviation Institute (National research university) "MAI" 4, Volokolamskoe shosse, А-80, GSP-3, Moscow, 125993, Russian Federation E-mail: [email protected]
Solar thermal propulsion (STP) with thermal energy storage (TES) using high-temperature heat-accumulating materials (HAM) with high specific heat of fusion is considered. These HAM possess power advantages over solid-state graphitic accumulators. TES is structurally combined with "concentrator-absorber" system (CAS) and is intended to accumulation of thermal energy from the mirror-image solar concentrator during the periods of space vehicle motion at passive legs of multi-burn trajectory. Firings of the STP are realized at apsidal areas of the transfer orbits at the expense of the thermal discharge of the TES, heating the propulsive mass (hydrogen) up to high temperatures and providing high specific impulse. Independence of processes of precise orientation of the CAS to the Sun during the
periods of passive motion of the space vehicle for charge of TES, and thrust vector control is thus provided at accumulator discharge at active legs of the trajectory. Areas of firings of the STP thus do not depend on illuminance conditions. Such refractory HAM as beryllium oxide and binary eutectic B*Si and 3BeO*2MgO with fusion temperature above 2000 K and specific heat offusion higher than 2 MJ/kg are considered. The problem of inter-orbital transfer of space vehicle from LEO to GEO within 60 days is observed. Payload mass as a criterion of efficiency flight is maximized by optimization of relevant parameters of CAS and TES. It is possible to consider such relevant parameters as the ratio of masses of the concentrator and the TES and parameter of accuracy of the pseudo-paraboloid concentrator. Joint optimization of relevant parameters is conducted. Their expedient values for each of the considered HAM are shown. It is shown that at use of B*Si alloy the payload mass can be higher in comparison with other considered materials. The CAS tracking conditions to the Sun thus corresponds enough to modern technical feasibilities. The gain in payload mass can exceeds 1.5 times of efficiency of launchers with the state-of-the-art upper stages, and allows to use of smaller class launchers.
Keywords: solar thermal propulsion, thermal energy storage, heat-accumulating materials, high-temperature "concentrator-absorber " system, geostationary orbit, payload mass.
Введение. Снижение стоимости выведения полезных грузов на высокие орбиты является актуальной задачей, решение которой может быть осуществлено путем использования ракет-носителей более легкого класса, оснащенных энергетически более эффективными, чем традиционные, верхними ступенями (разгонными блоками). К таким средствам выведения можно отнести разгонные блоки с двигательными установками, использующими внешние ресурсы космического пространства, в частности, солнечную энергию как наиболее доступную.
Ранее было показано, что разгонный блок с солнечным тепловым ракетным двигателем (СТРкД) позволяет значительно (до двух раз) повысить полезную нагрузку (ПН), выводимую, например, на геостационарную орбиту (ГСО) [1; 2]. Время выведения при этом составляет 30-60 суток с использованием множественных прерывистых траекторий при включении двигателя периодически в перигее каждой переходной орбиты и затем, после формирования геопереходной орбиты, при включении СТРкД в апогее каждый раз для формирования ГСО [1-4]. В случае использования обыкновенного СТРкД возникают вопросы выбора полностью освещенных апсидальных активных участков, а также необходимость одновременного управления вектором тяги и достаточно точного наведения системы «концентратор-приемник» (КП) на Солнце в течение каждого активного участка. Это представляет отдельную серьезную техническую проблему, требующую целого комплекса достаточно сложных технических решений.
В работах [2; 5] рассмотрены варианты СТРкД с системой КП, включающей тепловой аккумулятор (ТА) в составе светоприемника, накапливающий тепловую энергию на освещенных пассивных участках каждой переходной траектории и отдающий ее рабочему телу (водороду) в момент включения двигателя в апсидальных областях. Это обеспечивает упрощение задач выбора активных участков вне зависимости от условий освещенности и упрощает требуемое наведение системы КП на Солнце.
В качестве аккумулятора тепла могут быть использованы такие материалы, как силицированный графит типа МПГ-6, запасающий тепло за счет теплоемкости, а также высокотемпературные фазопереход-ные теплоаккумулирующие материалы (ТАМ), накап-
ливающие тепловую энергию за счет высокой удельной теплоты плавления [6; 7].
Разработки солнечной энергодвигательной установки с ТА на основе графита проводятся в Центре им. Келдыша [3; 4], а также в США (NASA, Boeing и др. [2]). Это объясняется более простой конструкцией твердотельных ТА по сравнению с фазопереходными аккумуляторами. Тем не менее, фазопереходные ТАМ обладают существенными энергетическими преимуществами по сравнению с графитовой теплоаккуму-лирующей матрицей (см., например, [7; 8]). Следует, однако, отметить и недостатки самих фазопереходных ТАМ, связанные с их коррозионной активностью в расплавленном состоянии, значительным изменением объема в циклах «плавление-затвердевание», низкой теплопроводностью и неоднородностью распределения расплава в капсуле ТА в условиях невесомости, что может привести к перегреву оболочки ТА, совмещенному с приемником концентрированного солнечного излучения. Эти вопросы требуют дополнительного изучения. Работы в этом направлении ведутся в ГосНИИ НПО «Луч», НПО «Квант» и др. [8; 9].
В настоящей работе рассматривается эффективность использования фазопереходных ТАМ как обладающих высокими энергетическими показателями и не меняющих рабочую температуру во время активной работы двигателя при разряде ТА.
Использование ТА в составе СТРкД. Представленные ранее работы по оценке эффективности СТРкД с ТА [5; 10] показали его высокую эффективность как средства межорбитальной транспортировки. Такой двигатель имеет систему КП меньшей размерности, а при его включениях гравитационные потери скорости могут снижаться по сравнению с базовым СТРкД без ТА вследствие возможного быстрого разряда аккумулятора и большей располагаемой тяги.
Вместе с тем существует проблема выбора целесообразных ТАМ как обеспечивающих наилучшее решение задачи доставки полезного груза на высокие орбиты. Так, необходимо выбрать ТАМ, температура плавления которого приближена к оптимальной температуре нагрева водорода, определяемой доступной точностью зеркального параболоидного концентратора. При этом параметр точности зеркала [11] также является одним из оптимизируемых параметров, от которого зависит масса полезного груза. Удельная
теплота плавления ТАМ должна быть достаточно высокой для сохранения конкурентных преимуществ такого СТРкД как средства межорбитальной транспортировки по сравнению с другими перспективными двигателями космического назначения.
В работах [5; 7; 10; 12] рассмотрены такие фазопе-реходные материалы, как оксид бериллия, бинарная эвтектика 3BeO*2MgO, металлический бериллий, гидрид лития и другие материалы с высокой удельной энергоемкостью. Характеристики рассматриваемых в настоящей работе высокотемпературных ТАМ для СТРкД представлены в таблице.
Характеристики высокотемпературных фазопереходных ТАМ
ТАМ Температура плавления, К Удельная теплота плавления, кДж/кг
3BeO*2MgO 2153 2088
2320 2540
BeO 2804 2840
Рассматриваемые высокотемпературные ТАМ имеют преимущество над менее тугоплавкими веществами вследствие более высокого удельного импульса СТРкД, светоприемник-аккумулятор которого работает при повышенных температурах. Однако это не означает, что здесь находится зона оптимума нагрева рабочего тела, поскольку при высоких температурах увеличиваются требуемая точность зеркального концентратора и его удельная масса, снижается КПД системы КП и, соответственно, возрастает площадь и полная масса зеркала, что уменьшает массу выводимого груза. Как показывает проведенный анализ, поиск ТАМ с оптимальными температурами плавления следует производить в области между высокотемпературными ТАМ типа оксида бериллия и менее тугоплавкими веществами типа эвтектики 3BeO*2MgO. К таким веществам с промежуточной температурой плавления и высокой удельной энергоемкостью может быть отнесен, в частности, сплав бора с кремнием Б*Б1. Поэтому в данной работе рассматривается возможность преимущественного использования в том числе и этого фазопереходного материала в СТРкД в сравнении с другими высокотемпературными ТАМ при выполнении межорбитальных маневров.
Моделирование СТРкД с ТА в составе космического аппарата. Задача выбора оптимальных параметров СТРкД с ТА в составе космического аппарата (КА) является системной, учитывающей часто противоречивые требования к разработке двигателя с системой КП, теплового аккумулятора и КА (разгонного блока), поэтому правильно выбрать схему и параметры возможно только при их комплексной оптимизации как единой технической системы совместно с функциями и параметрами управления на активных участках траектории. В отличие от традиционного межорбитального перелета, когда за счет импульсной аппроксимации активных участков в первом приближении возможно независимое рассмотрение задач
выбора траектории и основных проектных параметров КА [13], при наличии в составе космического аппарата СТРкД эти задачи взаимозависимы [1].
Математическая модель задачи межорбитальной транспортировки с солнечной верхней ступенью включает уравнения движения, зависимости, связывающие характеристики и параметры КА, СТРкД и ТА, а также соответствующие ограничения и граничные условия. Для решения задачи необходимо выбрать основные проектные параметры КА с СТРкД и управления, оптимальное сочетание которых обеспечивает наилучшие показатели эффективности выполнения транспортной задачи. В качестве основных показателей полета на этапе поисковых исследований рассматриваются энергетические и массовые характеристики КА с СТРкД. Так, например, показателем эффективности межорбитальной транспортировки может служить масса затраченного топлива или конечная масса КА. Однако для более полной оценки транспортных возможностей КА естественно использовать в качестве показателя эффективности массу ПН, доставляемой на целевую орбиту. В случае чисто водородного СТРкД этот подход может оказаться более правильным, поскольку здесь необходимо учитывать значительную долю как водородного бака, так и ТА в конечной массе КА и оценивать выводимую массу за вычетом массы топливного отсека, теплового аккумулятора, двигателя с системой КП и вспомогательных систем и элементов конструкции. Следует также учесть, что заправленная масса водорода, являясь определяющим параметром для расчета массы топливного отсека, зависит от удельного импульса СТРкД, который, в свою очередь, определяется температурой нагрева газа в ТА, масса которого может быть значительной. Учитывая рассмотренные тесные взаимосвязи проектных параметров КА и СТРкД с ТА, выбор в качестве показателя эффективности полета массы ПН является достаточно очевидным.
Вектор входных параметров математической модели СТРкД в составе КА включает начальную массу КА, тягу СТРкД или начальную тяговооруженность КА, удельный импульс, зависящий от рабочей температуры ТА, оптико-геометрические параметры системы КП, удельную теплоту плавления ТАМ, а также параметры начальной и конечной орбит. Масса ПН определяется как разность между стартовой массой КА на исходной орбите и суммой составляющих массы топлива, ТА и конструкции КА с СТРкД. Основные составляющие массы КА с СТРкД на этапе предварительного проектирования включают массу ПН, полную массу заправленного топлива, массу топливного отсека с арматурой и системой подачи, массу двигателя с системой КП и ТА, массу системы управления (может размещаться на ПН) и массу прочих (неучтенных) систем.
Следует отметить, что собственно система КП с ТА может быть включена в массу ПН для энергоснабжения на орбите назначения. Для этого в состав ТА необходимо включить преобразователи энергии, например термоэмиссионные, работающие при высоких температурах. Тогда общая полетная эффективность СТРкД с ТА заметно возрастет.
При определении экстремума целевой функции для выбранной траектории полета выделяются основные параметры двигателя и проводится их совместная оптимизация. Определение оптимального сочетания параметров СТРкД с ТА и КА в настоящей работе проводится методом покоординатного спуска [1; 13]. При оценке энергомассовой эффективности КА с СТРкД существенными (релевантными) по отношению к изменению критерия эффективности параметрами СТРкД могут быть выбраны, в частности, параметр точности концентратора и отношение массы концентратора к массе ТА при заданных значениях температуры плавления ТАМ и его удельной энергоемкости. Релевантные параметры должны оптимизироваться совместно. Температура нагрева рабочего тела в системе «светоприемник-ТА» в данном случае не оптимизируется, а фиксируется на уровне температуры плавления конкретного ТАМ. Тяга СТРкД, в отличие от традиционных ракетных двигателей, не является оптимизируемым параметром. Это объясняется монотонно убывающим характером зависимости массы ПН от тяги вследствие опережающего роста массы ТА и концентратора по сравнению с уменьшением массы рабочего топлива из-за снижения гравитационной составляющей характеристической скорости полета.
Оценка эффективности использования различных ТАМ в составе СТРкД. Применительно к СТРкД сравним энергоаккумулирующие материалы, обладающие высокой скрытой теплотой плавления при температурах выше 2000 К - оксид бериллия, эвтектику 3BeO*2MgO и эвтектику В*Б1 (см. таблицу). Все выделенные ТАМ обладают высокой удельной теплотой плавления, превышающей 2 МДж/кг, что положительно сказывается на массогабаритных характеристиках ТА с этими материалами.
При оценке полетной эффективности СТРкД с ТА в общем случае решается обратная проектно-балли-стическая задача выведения космического аппарата на ГСО, когда начальная масса ступени задана. Это может быть достаточно оправданно, поскольку применительно к конкретному носителю и географической точке запуска масса аппарата на орбите выведения обычно заранее известна. Масса ПН максимизируется при ограничении на время выполнения задачи межорбитального перехода. Начальная масса разгонного блока с СТРкД на стартовой орбите в рассматриваемой задаче соответствует массе верхней ступени ракеты-носителя «Союз-2» при пуске с космодрома Куру.
Будем рассматривать СТРкД с пленочным концентратором солнечной энергии, например надувного типа, с возможным отверждением поверхности после его формирования на орбите. В качестве варианта можно рассматривать зеркало, выполненное из алю-минизированного каптона, армированного кевларом, или ламината, состоящего из склеенных между собой слоев алюминизированного каптона, алюминиевой фольги и каптона, армированного кевларом [14]. Удельная масса такого концентратора достаточно подходит для выполнения космических задач. Учитывая разделенность во времени процессов накопления энергии и разряда ТА, вопросы деформации концен-
тратора при запуске двигателя и время возвращения его к исходной псевдопараболоидной форме представляются не слишком критичными.
Рассмотрим зависимость массы ПН от соотношения масс концентратора и ТА для высокотемпературных ТАМ, определяемую согласно описанной математической модели с точностью, достаточной для принятия решения по выбору рациональных альтернатив и их последующей детальной проработки [1; 13]. Время межорбитального перехода на ГСО примем равным 60 суткам как рациональное, уменьшение которого приводит к снижению массы ПН, а увеличение не приводит к заметному ее росту [1; 5]. При уточненном расчете массы ПН на этапе технического предложения следует дополнительно учитывать потери удельного импульса на неравновесность истечения и другие виды потерь [1; 13]. Как следует из рис. 1, для каждого ТАМ существует максимум массы ПН в определенной области отношения массы зеркала к массе ТА. Так, для композиции 3BeO*2MgO оптимум соответствует отношению массы концентратора к массе ТА в пределах 20-25 %. С повышением рабочей температуры этот оптимум сдвигается в сторону увеличения этого соотношения, составляя 30-40 % в случае эвтектики В*Б1 и достигая 80-90 % в случае высокотемпературного оксида бериллия. Представленные результаты можно объяснить увеличением требуемой точности зеркального концентратора для зарядки ТА с более тугоплавкими ТАМ, обладающими повышенной теплотой плавления и соответствующим ростом массы зеркала.
Влияние точности параболоидного концентратора на массу ПН показано на рис. 2, откуда следует, что существуют области оптимальных или целесообразных значений параметра точности, зависящих от температуры плавления конкретного ТАМ. По мере увеличения температуры плавления ТАМ оптимальный параметр точности снижается (повышается оптимальная концентрация солнечного излучения). Так, если для эвтектики 3BeO*2MgO оптимальный параметр точности соответствует 0,6°-0,7°, то для эвтектики В*Б1 оптимум параметра точности смещается влево и находится на уровне 0,5°-0,6°. Для оксида бериллия оптимальная точность концентратора соответствует 0,25°. Это объясняется тем, что большая точность резко увеличивает удельную массу зеркала, снижая массу ПН за счет роста массы двигательной установки, а уменьшение точности снижает КПД системы КП, что требует большей площади и массы зеркала и также приводит к падению массы ПН. Следует отметить, что меньшему значению параметра точности (т. е. большей точности зеркала и концентрации солнечного излучения) соответствуют меньшие допустимые углы разориентации системы КП при слежении за Солнцем. В этом отношении использование ТАМ с более низкой температурой плавления позволяет менее точное наведение на Солнце. Так, при оптимальном параметре точности при использовании эвтектики В*Б1, равном 0,5°-0,6°, угол динамического слежения за Солнцем может составлять 1°-1,2°, что вполне выполнимо современными техническими средствами [11; 12].
2500 2450 2400 2350 ^ 2300 £ 2250 2200 , Л 21501 2100 2050 2000 0
/Г
—I_!
-4 3ВеО*2МдО 1—В*в1 к—ВеО
к / к
/
4 (
1 1 1 1
,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 ' Соотношение масс концентратора и ТА
Рис. 1. Зависимость массы ПН от соотношения масс концентратора и ТА для высокотемпературных ТАМ
2450 2425 2400 2375 * 2350 х 2325 ш 2300 £ 2275 2250 2225 2200 2175 2150
3ВеО*2 >МдО
—■—В*в1
ж- ВеО
N
с* 1 ^—-г- Л
1
1 1
1
л __л К >- Г'
« \
/ 4 > \
1 1 / \
1 / » \
0,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 Параметр точности концентратора, град.
Рис. 2. Зависимость массы ПН от параметра точности зеркала
Зависимости размеров параболоидного концентратора от времени выведения ПН с низкой стартовой орбиты на ГСО для рассматриваемых ТАМ показаны на рис. 3. Как следует из графиков, эти зависимости близки друг к другу, являясь практически эквидистантными. Следует отметить несколько большие габариты концентратора в случае эвтектики В*81. Отметим также, что требуемая площадь концентратора при использовании ТА в составе СТРкД значительно меньше по сравнению с обыкновенным СТРкД без теплового аккумулирования, что объясняется разделением этапов продолжительного заряда ТА и его быстрого разряда.
Чрезмерное снижение размеров концентратора приводит к увеличению времени аккумулирования тепла, что на начальном этапе выведения может сопровождаться ростом числа витков пассивного полета для обеспечения полного заряда ТА. Программа изменения полного импульса тяги (увеличение продолжительности каждого последующего активного участка), являющаяся наряду со статическими парамет-
рами двигателя объектом оптимизации, в некоторых задачах может быть реализована путем неполного расплавления ТАМ на начальных этапах полета.
Можно отметить, что в СТРкД с ТА возможно использование осевой схемы построения системы КП, поскольку она может автономно ориентироваться на Солнце без учета требований к ориентации в момент включения двигателя. Этим он отличается от обыкновенного СТРкД, для которого может быть более целесообразна внеосевая (например, двухкон-центраторная) схема [2; 15; 16].
Существенное снижение размеров зеркала с увеличением времени выведения, определяемое располагаемым временем заряда ТА, может стать важным фактором для выбора целесообразного времени полета, поскольку концентратор представляет собой один из наименее отработанных элементов СТРкД. Его габариты во многом определяют требования к системе слежения за Солнцем и характеризуют инерционные свойства КА, в частности, требования к его управлению и ориентации.
Рассматривая зависимости массы ТА от времени выведения (рис. 4), также можно отметить эквидистантность кривых, монотонно снижающихся с ростом продолжительности полета. Здесь также можно сделать выводы о рациональном времени выполнения транспортной задачи, учитывая существенное снижение массы ТА с увеличением времени выведения. Наибольшая масса ТА соответствует использованию оксида бериллия, что в сочетании с высокой тугоплавкостью делает этот ТАМ менее привлекательным по сравнению с другими. Наиболее выгодным с позиции оценки массогабаритных показателей является ТА с использованием сплава В*81. Следует отметить, что вопросы определения массовых характеристик элементов ТА (в частности, массы контейнера ТА и его теплоизоляции), как и вопросы, касающиеся тепловых процессов в аккумуляторе на режимах плавления и затвердевания ТАМ, требуют дополнительного изучения и проведения широкого комплекса экспериментальных исследований [7; 8; 12]. Так, в работах ГосНИИ НПО «Луч» (см., например, [8]) анализ тепловых процессов в ТА проводится с помощью нестационарной двухмерной теплогидравличе-ской модели. Результаты моделирования будут использованы при последующей углубленной проработке ТА на этапе технического
Рассмотрим зависимости выводимой массы ПН от времени перелета на ГСО (рис. 5). Из приведенных графиков следует, что наибольшей массовой эффективностью в диапазоне 30-60 суток обладает разгонный блок с СТРкД, использующий в качестве ТАМ эвтектику В*81. Масса ПН при этом может составлять около 2400 кг. При использовании современных ЖРД в рассматриваемой задаче масса ПН составляет до 1580 кг [4]. По этому показателю ракета-носитель среднего класса типа «Союз-2» с рассматриваемым СТРкД в задаче выведения на ГСО приближается к тяжелому носителю серии «Протон» с жидкостной верхней ступенью; стоимость выведения при этом может быть значительно уменьшена.
По сравнению с эвтектикой 3BeO*2MgO при времени выведения, равном 60 суткам, выигрыш в массе ПН в случае использования сплава В* 81 составляет свыше 100 кг. При дальнейшем увеличении времени полета целесообразным может стать использование оксида бериллия, однако выигрыш здесь слишком мал для того, чтобы рассматривать использование этого ТАМ, учитывая более жесткие требования к точности концентратора и, как следствие, условия ориентации системы КП на Солнце.
предложения.
ОО — —3ВеО*2МдО -А-ВеО
Диаметр зеркала, м О123456789012 2 —
0
О 25 30 35 40 45 50 55 60 65 7 Время выведения на ГСО, сутки
650 д 625 2 600 575
—•—3ВеО*2МдО -и-В*Э1 —А—ВеО
\
ч\
лл
,_ 550 1 * 525 <С 500 « 475 450 5 425 400 375 350 325 300 4 Ч 41 К.
V
к ^
\ • Г '— >
N к ^ » -
к к-
1 ^
^ <
0 45 50 55 60 65 70 Время выведения на ГСО, сутки
Рис. 4. Зависимость массы ТА от времени выведения на ГСО
Рис. 3. Зависимость диаметра концентратора от времени выведения на ГСО
Рис. 5. Зависимость массы ПН от времени выведения
Увеличение располагаемого времени выведения приводит к росту массовой эффективности СТРкД со всеми рассмотренными ТАМ, однако при этом характер роста массы ПН приближается к асимптотическому. Уменьшение времени выведения приводит к резкому снижению массовой эффективности разгонного блока с СТРкД, что объясняется существенным ростом массы системы КП и ТА.
Следует также учесть, что большим временам выведения (от полугода и более) лучше соответствуют электроракетные двигатели с их значительно более высоким удельным импульсом. Поэтому СТРкД занимает временную нишу в 30-60 суток как целесообразную при заданных ограничениях на время полета.
Перспективы дальнейших исследований СТРкД с ТА. Можно выделить следующие возможные этапы перспективных исследований СТРкД с ТА. Так, ступенчатая система «светоприемник-ТА», например с двумя ступенями нагрева с различными ТАМ, может приводить к повышению общей эффективности использования двигателя в задачах межорбитальной транспортировки. Пример такого СТРкД показан в работе [5]. КПД такой системы будет заметно повышен за счет неоднородности нагрева светоприем-ника-аккумулятора, что позволит использовать концентратор с меньшей требуемой точностью и площадью. Требования к ориентации такой системы на Солнце могут быть заметно упрощены.
Здесь следует обратить внимание на расширение номенклатуры фазопереходных материалов, в том числе учитывая возможность использования эвтектики В*81 и других перспективных ТАМ. Конструкторская задача состоит в обеспечении надежного теплообмена между расплавом в каждой ступени и водородом, последовательно проходящим через разные ступени ТА, постепенно нагреваясь до конечной температуры. Требует решения задача обеспечения зарядки ТА при невысоких коэффициентах теплопроводности ТАМ в каждой ступени. Здесь можно предложить
использование металлических теплопроводящих ребер или специальных присадок к ТАМ.
Перспективным является использование ТАМ, перегретых свыше температуры плавления. Для этого могут подходить оксиды легких металлов, эвтектики различных ТАМ, металлический бериллий. Таким образом, возможно создание системы «светоприем-ник-ТА» с несколькими ступенями нагрева, содержащими соответствующие ТАМ. Распределение температур нагрева (перегрева) ступеней ТА при этом должно соответствовать закону распределения плотности потока сконцентрированной солнечной энергии на поверхности светоприемника, совмещенного с разными частями ТА. Это обеспечивает высокую степень неоднородности нагрева, что повышает энергетическую эффективность системы КП и упрощает требования к слежению концентратора за Солнцем во время пассивного движения по переходным орбитам во время заряда ТА.
Целесообразно рассмотрение СТРкД с ТА при дожигании нагретого водорода различными окислителями, например кислородом [1; 3; 11; 17], а также фтором или перекисью водорода, образующими с водородом высокоэнергетические топливные пары с более высоким стехиометрическим соотношением компонентов [1; 18]. В этом случае масса ТА и размер концентратора значительно снижаются, что может привести к улучшению массогабаритных показателей СТРкД и возможному повышению его полетной эффективности.
Следует отметить возможность создания высокотемпературных спектрально-селективных покрытий светоприемника-аккумулятора, позволяющих более существенно повысить его КПД, что упрощает создание концентратора солнечного излучения, снижает его требуемую точность и массу и существенно упрощает требования к точности слежения за Солнцем. Как показано в работе [11], параметр селективности возрастает с температурой нагрева таких поверхностей.
Поэтому потери на обратное собственное излучение светоприемника здесь могут быть сведены к минимуму. Задача при этом состоит в создании высокотемпературных спектрально-селективных покрытий, способных сохранять свои свойства в течение достаточно продолжительного времени (30-60 суток).
Заключение. Учитывая, что для солнечного теплового ракетного двигателя достаточно критичными являются режимы периодических апсидальных включений при необходимости одновременного управления вектором тяги и точного слежения системы КП за Солнцем, целесообразно рассмотрение СТРкД с тепловым аккумулятором, позволяющим разделить этапы периодического накопления энергии на пассивных участках многовитковых переходных орбит и включений двигателя в апсидальных областях. Поскольку фазопереходные ТАМ имеют определенные энергетические преимущества перед твердотельными ТАМ типа графита, рассмотрены вещества с температурой плавления выше 2000 К и удельной энергоемкостью более 2 МДж/кг. Предложены такие ТАМ, как ВеО и бинарные эвтектики В*Б1 и 3BeO*2MgO. В задаче выведения КА на ГСО оценивается эффективность использования рассмотренных ТАМ при выборе массы ПН в качестве критерия эффективности полетной задачи и ограничении на время полета до 60 суток.
Выбраны релевантные проектные параметры системы КП-ТА, к которым можно отнести отношение масс концентратора и ТА, а также параметр точности концентратора. Произведена их совместная оптимизация и представлены целесообразные значения этих параметров. Показано, что в случае использования тугоплавких ТАМ оптимальные соотношения масс концентратора и ТА смещаются в большую сторону с ростом рабочей температуры. Так, для композиции 3BeO*2MgO оптимум соответствует 20-25 %. С повышением рабочей температуры этот оптимум сдвигается в сторону увеличения этого соотношения, составляя 30-40 % в случае эвтектики В*Б1 и достигая 80-90 % в случае высокотемпературного оксида бериллия.
В отношении точности концентратора показано, что оптимальный параметр точности снижается (повышается оптимальная концентрация солнечного излучения) при повышении температуры плавления ТАМ. Так, если для эвтектики 3BeO*2MgO оптимальный параметр точности соответствует 0,6°-0,7°, то для эвтектики В*Б1 оптимум смещается влево и находится на уровне 0,5°-0,6°. Для оксида бериллия оптимальная точность концентратора не превышает 0,25°.
Использование в качестве ТАМ эвтектики В*Б1 позволяет обеспечить максимум массы ПН в рассмотренной задаче при не слишком жестких требованиях к точности системы КП и слежения за Солнцем.
Показано, что масса ПН при использовании СТРкД с рассмотренными ТАМ более чем на 50 % превышает массу ПН при использовании современных жидкостных средств выведения. По отношению к остальным рассмотренным ТАМ использование эвтектики В*Б1 заметно повышает массу ПН. Таким
образом, ракета-носитель среднего класса «Союз-2» с рассматриваемым СТРкД в задаче выведения на ГСО по грузоподъемности приближается к тяжелому носителю серии «Протон» с жидкостной верхней ступенью. Стоимость выведения при этом значительно уменьшается.
Показаны перспективы последующих разработок СТРкД с ТА, позволяющие повысить эффективность системы КП с ТА и увеличить массу ПН в задачах межорбитальной транспортировки. К ним можно отнести использование ступенчатой системы «свето-приемник-ТА», дожигание нагретого в ТА водорода, а также использование спектрально-селективных поверхностей нагрева светоприемника-аккумулятора.
Библиографические ссылки
1. Финогенов С. Л., Кудрин О. И. Принципы системности в проектировании солнечного теплового ракетного двигателя // Системный анализ в технике : тематический сб. науч. тр. М. : Вузовская книга, 2005. Вып. 8. С. 36-80.
2. Frye P. E., Kennedy F. G. Reusable Orbital Transfer Vehicles (ROTV) Applications of an Integrated Solar Upper Stage (ISUS) // AIAA Paper, 1997. № 972981.
3. Солнечная энергодвигательная установка с элек-тронагревным тепловым аккумулятором и дожиганием рабочего тела / В. Н. Акимов [и др.] // Полет. 1999. № 2. С. 20-28.
4. Коротеев А. С. Концепция солнечной энергодвигательной установки с электронагревным тепловым аккумулятором и дожиганием рабочего тела // Вестник МАИ. 2000. Т. 7, № 1. С. 60-67.
5. Кудрин О. И., Финогенов С. Л. Солнечный ракетный двигатель со ступенчатой системой «приемник - тепловой аккумулятор» // Полет. 2000. № 6. С. 37-41.
6. Бекман Г., Гилли П. Тепловое аккумулирование энергии : пер. с англ. М. : Мир, 1987. 272 с.
7. Левенберг В. Д., Ткач М. П., Гольстрем В. А. Аккумулирование тепла. Киев : Тэхшка, 1991. 112 с.
8. Федик И. И., Степанов В. С., Якубов В. Я. Аккумуляторы электрической и тепловой энергии на основе фазовых переходов // Сб. науч. докладов II Междун. совещания по проблемам энергоаккумулирования и экологии в машиностроении, энергетике и на транспорте. М. : ИМАШ РАН, 2001. C. 17-25.
9. Федик И. И., Попов Е. Б. Двигательно-энергетическая установка на солнечных тепловых аккумуляторах // Сб. науч. докладов III Междун. совещания по проблемам энергоаккумулирования и экологии в машиностроении, энергетике и на транспорте. М. : ИМАШ РАН, 2002. C. 282-292.
10. Кудрин О. И., Финогенов С. Л. Гидрид лития как теплоаккумулирующее вещество солнечного ракетного двигателя импульсного включения // Полет. 2000. № 8. С. 17-20.
11. Кудрин О. И. Солнечные высокотемпературные космические энергодвигательные установки. М. : Машиностроение, 1987. 247 с.
12. Грилихес В. А., Матвеев В. М., Полуэктов В. П. Солнечные высокотемпературные источники тепла для космических аппаратов. М. : Машиностроение, 1975. 248 с.
13. Сафранович В. Ф., Эмдин Л. М. Маршевые двигатели космических аппаратов. Выбор типа и параметров. М. : Машиностроение, 1980. 240 с.
14. Textile composites and inflatable structures II / E. Onate, B. Kroplin (eds.). Berlin : Springer, 2008. 272 p. DOI: 10.1007/978-1-4020-6856-0 (Ser. Computational Methods in Applied Sciences; vol. 8).
15. McClanahan J. A., Frye P. E. Solar Thermal Propulsion Transfer Stage Design for Near-Term Science Mission Applications // AIAA Paper. 1994. № 94-2999.
16. Emrich W. J. Jr. Design Considerations for Space Transfer Vehicles Using Solar Thermal Propulsion // AIAA Paper. 1995. № 95-2634.
17. Kudrin O. I., Finogenov S. L., Nickolenko V. V. Solar Thermal Rocket Engine with Post-Burning: the Possibility of Its Usage in Space // Space Technology. 1996, Vol. 16, No. 1. Pp. 15-19.
18. Финогенов С. Л., Коломенцев А. И., Кудрин О. И. Использование различных окислителей для дожигания водорода, нагреваемого в ракетном двигателе за счет солнечной энергии // Вестник СибГАУ. 2015. Т. 16, № 3. С. 680-689.
References
1. Finogenov S. L., Kudrin O. I. [Principles of systems analysis for solar thermal propulsion design]. Systems analysis in engineering, Moscow, Vuzovskaya kniga Publ., 2005, Vol. 8. P. 36-80 (In Russ.).
2. Frye P. E., Kennedy F. G. Reusable Orbital Transfer Vehicles (ROTV) Applications of an Integrated Solar Upper Stage (ISUS). AIAA Paper 1997, no. 97-2981.
3. Akimov V. N., Arhangel'skij N. I., Koroteev A. S., Kyz'min E. P. [Solar power propulsion plant with electrically-heated thermal storage and working medium afterburning]. Polyot, 1999, no. 2, P. 20-28 (In Russ.).
4. Koroteev A. S. [conception of solar power propulsion plant with electrically-heated thermal storage and working medium afterburning]. Vestnik MAI. 2000, Vol. 7, No.1, P. 60-67 (In Russ.).
5. Kudrin O. I., Finogenov S. L. [Solar thermal propulsion with staged system "absorber-thermal storage"]. Polyot, 2000, No. 6, P. 37-41 (In Russ.).
6. Bekman G., Gilli P. Teplovoe akkumulirovanie energii, [Thermal energy storage]. Moscow, Mir Publ., 1987, 272 p.
7. Levenberg V. D., Tkach M. P., Gol'strem V. A. Accumulirovanie tepla, [Heat accumulating]. Kiev, Tehnika Publ., 1991, 112 p.
8. Fedik I. I., Stepanov V. S., Yakubov V. Ya. [Accumulators of electrical and thermal energy based
on phase transitions]. Sbornik dokladov II Mezhdunarod-nogo soveshchaniya po problemam energoakkumuliro-vaniya i ekologii v mashinostroenii, energetike i na transporte [Proc. II Int. Conference on problems of energy storage and ecology in mechanical engineering, energetic and transport]. Moscow, IMASH RAS, 2001, P. 17-25 (In Russ.).
9. Fedik I. I., Popov E. B. [Power-propulsion plant based on solar thermal storage]. Sbornik dokladov III Mezhdunarodnogo soveshchaniya po problemam energo-akkumulirovaniya i ekologii v mashinostroenii, energetike i na transporte [Proc. III Int. Conference on problems of energy storage and ecology in mechanical engineering, energetic and transport]. Moscow, IMASH RAS, 2002, P. 282-292 (In Russ.).
10. Kudrin O. I., Finogenov S. L. [Lithium hydride as heat accumulating material for solar thermal propulsion of impulse burn]. Polyot, 2000, no. 8, P. 17-20 (In Russ.).
11. Kudrin O. I. Solnechnye vysokotemperaturnye kosmicheskie energodvigatel'nye ustanovki. [Solar high-temperature space power plants]. Moscow, Mashinostroe-nie Publ., 1987, 247 p.
12. Grilihes V. A., Matveev V. M., Poluehktov V. P. Solnechnye vysokotemperaturnye istochniki tepla dlya kosmicheskikh apparatov [Solar high-temperature heat sources for space vehicles]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1975, 248 p.
13. Safranovich V. F., Emdin L. M. Marshevye dvigeteli kosmicheskikh apparatov. Vybor tipa i paramet-rov [Sustainer engines for space vehicles. Choice of type and parameters]. Moscow, Mashinostroenie Publ., 1980, 240 p.
14. Textile composites and inflatable structures II. Onate E., Kroplin B. (eds.). Berlin: Springer, 2008, 272 p. DOI: 10.1007/978-1-4020-6856-0 (Ser. Computational Methods in Applied Sciences; vol. 8).
15. McClanahan J. A., Frye P. E. Solar Thermal Propulsion Transfer Stage Design for Near-Term Science Mission Applications. AIAA Paper 1994, No. 94-2999.
16. Emrich W. J. Jr. Design Considerations for Space Transfer Vehicles Using Solar Thermal Propulsion. AIAA Paper 1995, No. 95-2634.
17. Kudrin O. I., Finogenov S. L., Nickolenko V. V. Solar Thermal Rocket Engine with Post-Burning: the Possibility of Its Usage in Space. Space Technology. 1996, Vol. 16, No. 1, P. 15-19.
18. Finogenov S. L., Kolomentsev A. I., Kudrin O. I. [Use of different oxidizers for afterburning of hydrogen heated in rocket engine by solar energy]. Vestnik SibGAU, 2015, Vol. 16, No. 3, P. 680-689 (In Russ.).
© Финогенов С. Л., Коломенцев А. И., 2016
