Захаров Григорий Викторович. Энергетический анализ концепта спутника-сборщика атмосферных газов

Введение

Концепции спутников-сборщиков, сокращенно сборщиков или драг, основаны на возможности сбора атмосферного воздуха на низких околопланетных орбитах, где он имеет всё ещё достаточно высокую плотность. К сожалению, из-за этой достаточно высокой плотности имеется и слишком высокое аэродинамическое сопротивление, требующее достаточно мощного двигателя для преодоления сопротивления. Использование же собранного воздуха возможно как для снабжения космических аппаратов(КА) и космических кораблей(КК) кислородом(окислителем) и азотом(сжатым газом), так и для переработки воздуха в тетраоксид азота для заправки КА и КК(окислителем) и производства различных устройств из тетраоксидного льда. Использование полученных веществ в роли компонента ракетного топлива используется в концепции орбитальных заправочных станций, использование льда для формования устройств ранее не упоминалось.

На настоящее время известны два предложения проекта драг -- PROFAC и PHARO [1].

Первая из них(предложение 1959 г.) предполагает ядерную энергоустановку(ЯЭУ) в качестве источника энергии для электротермического ракетного двигателя на собранном атмосферном азоте. Предлагалось задать спутнику высоту рабочей орбиты в 100 км, а электрическая мощность ЯЭУ оценивалась в 0,4 МВт на каждый квадратный метр площади воздухозаборника.

Вторая, разрабатываемая в настоящее время, предполагает использование внешних солнечных энергостанций с передачей энергии на борт драги по лучу, электрореактивную двигательную установку на собираемом газе, высоту рабочей орбиты в 123 км, и потребную мощность в 175 киловатт -- при площади воздухозаборника в 20 м².

Как видно, оба варианта являются сложнореализуемыми. И ядерная энергетическая установка мегаваттной электрической мощности, способная работать в условиях работы PROFAC, и солнечные энергостанции PHARO, способные передавать в узком луче мегаваттные мощности с удержанием луча на малоразмерной движущейся цели, не являются простыми устройствами. При этом даже ядерный реактор на низкоорбитальном спутнике не является настолько ненадёжным и опасным устройством, как солнечная энергостанция на большой высоте, передающая энергию в луче мегаваттной мощности на малоразмерный маневрирующий спутник. При незначительно смещении луча будет не только потерян спутник со всем накопленным объёмом воздуха, но и нанесен ущерб планете. В то же время применение ядерных реакторов на низкоорбитальных спутниках имеет пример успешного решения проблемы нештатного отключения энергии -- т. е. включение резервной ДУ и выведение реактора на высокую орбиту захоронения [2].

Обойтись без таких экстремальных решений с энергообеспечением можно, повысив высоту рабочей орбиты, т. е. понизив аэродинамическое сопротивление и необходимую для работы мощность энергоустановки. Ценой этого будет значительное падение скорости сборки газа -- от 6 г/сек для PROFAC до единиц миллиграмм в секунду и ниже, т. е. в тысячи раз.

Определить расчётами необходимую мощность для каждой высоты с некоторыми допущениями возможно.

Допущение первое -- для расчётов параметров атмосферы используются данные стандартной атмосферы MSISE-90 Model of Earth's Upper Atmosphere в варианте для средней солнечной активности [3].

Допущение второе - для расчёта сопротивления использовался аппарат из проекта PHARO с воздухозаборником площадью 20 м2, постоянно ориентированный продольной осью ВЗ по вектору мгновенной скорости.

Допущение третье - для всех высот орбит, на которых считалось сопротивление воздуха, Cx принимается равным 2,5 - как верхняя оценка.

Рассматривать допустимые орбиты для сборщика имеет смысл, начиная со 140 километров - высоты спутниковой орбиты, на которой уже невозможен второй виток без компенсации аэроторможения. Как показывают расчёты авторов проектов PROFAC и PHARO, энергетика драги по большей части(99%) расходуется на компенсацию аэродинамического торможения - и при увеличении высоты резко падает - от десятков мегаватт на 100 км до сотен киловатт на 123 км.

Расчёт показывает, что на высоте круговой орбиты 140 км аэродинамическое давление составляет 0,25 Па, или для спутника PHARO 4,35 Н. Для остальных высот зависимость показана на графике(рис. 1).

0x01 graphic

Рис. 1. Зависимость аэродинамического сопротивления спутника-сборщика PHARO от высоты

Для компенсации сопротивления тягой ДУ разумно использовать наиболее экономичные из существующих ракетных двигателей, т.е. электрореактивные и в частности плазменные, а так же электродинамические нереактивные системы, например, электродинамические тросовые системы. К сожалению, они обладают невысокой тягой при высоком энергопотреблении, но использование более высокотяговых, и как следствие низкоимпульсных, РД лишает смысла идею драги, т.к. расход топлива будет значительно превышать поступление собираемого газа, который и предполагается использовать как топливо.

Для анализа мной выбраны три варианта электрических ДУ:

-- с использованием существующих СПД производства ОКБ "Факел",

-- с использованием перспективных плазменных РД с бесконтактной ВЧ ионизацией(mini-helicon thruster, геликонный двигатель),

-- с использованием электродинамической тросовой системы (ЭДТС) из патента (RU 2092401) [4].

При использовании в ЭДУ плазменных двигателей СПД-290, наиболее мощных, тяговитых и эффективных серийных двигателей, потребность в энергии составляет 30 кВт на 1,5 Н тяги.

Как видно из графика, на абстрактной высоте 140 км требуется примерно 90 кВт - при сопротивлении в 4,3 Н достаточно тяги трёх двигателей, т.е. 4,5 Н. На высоте 149 км уже достаточно 3 Н тяги, то есть двух СПД-290 и 60 кВт, а на высоте 166 км - 1 двигателя и 30 кВт. При этом в качестве рабочего тела выступает дорогой и редкий ксенон, а его расход при постоянной работе одного двигателя СПД-290 на полный ресурс (то есть в течении примерно трёх лет) составляет около 4,5 тонн. При увеличении числа двигателей масса рабочего тела заметно возрастает.

При использовании геликонных двигателей[5] одним из их несомненных достоинств перед СПД является возможность использования части собираемого атмосферного воздуха в качестве рабочего тела. К сожалению, достаточно точно оценить энергоэффективность двигателя на настоящий момент сложно, но в проекте PHARO предполагается, что она составляет десятки Вт на 1 мН тяги, т.е. для компенсации 4,35 Н аэродинамического сопротивления на высоте 140 км требуется около 50 кВт, при учёте того, что на создание тяги будет уходить некоторая часть собираемого газа, примерно 0,1-0,5.

При повышение высоты снижение потребности в энергии можно оценить следующими числами: в 35 кВт для высоты в 149 км, и 12 кВт для высоты в 166 км.

Оценка использования электродинамической тросовой системы по тяге, описанной в патенте[4], является менее грубой, но возникают дополнительные нюансы.

Так, оценка по тяге может быть следующей - для характерной длины тросовой системы в 10-20 км и мощности 20-200 кВт генерируется тяга 3-30 Н.

Таким образом ЭДТС является более эффективной и при этом более управляемой - регулируя силу тока в цепях ЭДТС, можно менять тягу в широких пределах и без особых проблем значительно повышать её при необходимости, что для сборщиков с СПД и геликонами возможно только за счёт включения дополнительного тягового двигателя.

Но при этом возникает следующая проблема - размеры тросовой системы, а именно создаваемое ею добавочное сопротивление к сопротивлению драги, которое только для тросов ЭДТС составляет порядка сотен квадратных метров. К тому же ЭДТС так же включает аппарат-носитель тросовой системы и орбитальную электростанцию, соединенные тросами ЭДТС. Они так же вносят добавочное сопротивление.

Энергоснабжение

Следует отметить, что близкой для всех этих ЭДУ является потребная мощность на 1 Н тяги - порядка десятков киловатт. Также следует уточнить, что рассматриваются только автономные энергоустановки.

Если использовать для энергоснабжения драги обычные солнечные батареи или солнечные газотурбинные установки(СГТУ), то их эффективность на околоземных орбитах составляет около 300 Вт на квадратный метр фотопанели или фокусирующей системы, при этом средневитковая мощность составляет едва ли треть от максимальной. Таким образом, при эффективности энергоустановки в требуемые десятки киловатт её площадь будет составлять более сотни квадратных метров. Впрочем, разместить СБ площадью порядка 100 м² в аэродинамической тени сборщика PHARO вполне возможно.

Производительность драг по высоте

С увеличением высоты в интересующем нас диапазоне 140-288 км плотность и, следовательно, количество доступного для сборки газа за один виток круговой орбиты падает следующим образом (рис. 2):

0x01 graphic

Рис. 2. Зависимость доступной для сбора за виток орбиты массы газа от высоты орбиты

Можно грубо оценить годовой ресурс добычи газа одной драгой (рис. 3):

0x01 graphic

Рис. 3. Зависимость доступной для сбора за год одним спутником массы газа от высоты орбиты

Итого максимальная эффективность сборщика ограничена сверху указанным выше графиком. При этом расчёты проекта PHARO говорят о производительности сборщика не выше 0,3 от доступной массы [1], но также в их работах говорится о возможностях, позволяющих поднять производительность до 0,5 и выше.

Можно сказать, что существуют две группы условий для спутника-сборщика. Первая из них - физико-техническая - уровень аэродинамического сопротивления, который можно скомпенсировать с помощью ЭДУ, запитанной от солнечных батарей. Без выполнения этих условий существование спутника невозможно.

Вторая группа условий - производственная - определение максимальной производительности возможных сборщиков и как одно из следствий её окупаемость.

Таким образом, требуется найти минимальную высоту, при котором драга уже способна на поддержание орбиты и следовательно эффективный сбор, и оценить её производительность на этой высоте.

Исходя из вышеизложенного, можно попробовать определить характерный облик КА-сборщика.

Первый вариант облика, компактный, укладывается в габариты драги PHARO, включая в качестве источника энергии панель солнечных батарей.

Второй вариант, мощный, должен оснащаться описанной в [4] тросовой двигательной системой, соединяющей три КА - драгу, носитель тросовой системы и энергоустановку.

Исходя из известных параметров, можно определить высоту рабочей орбиты для каждого варианта КА.

Компактный вариант предполагает аппарат с ВЗ площадью 20 м²(диаметр 5 м), СБ площадью до 100 м² в тени ВЗ и "прямоточным" геликонным ЭРД. Энерготяговую зависимость принимаем за 12 кВт/Н, как обозначено в проекте PHARO.

Тогда средневитковая мощность СБ такой площади составит 10 кВт. То есть маршевая тяга, которую способен поддерживать аппарат, не превышает 0,85 Н, а согласно рис. 1 это означает высоты выше 182 км. На такой высоте согласно рис. 3 годовой сборочный ресурс составляет около 3 тонн, то есть при производительности воздухозабора 0,3-0,6 составляет 1-2 тонны в год.

Таким образом, относительно простой КА весом порядка 15 тонн(по оценке разработчиков PHARO) может за год собрать 1-2 тонны воздуха, т.е. с одного аппарата можно получить за год 0,5-1 тонну кислорода или 1-2 тонны тетраоксида азота.

Оценить аэродинамическое сопротивление ЭДТС и трех КА в её составе можно, рассчитав отдельно сопротивление нижнего, среднего и верхнего КА на разных высотах и суммировав с общим сопротивлением ТС между ними.

Параметры нижнего КА-драги принимаем идентичными аппарату PHARO - S=20 м², S среднего КА принимаем 12 м², S энергоблока может быть постоянной величиной примерно 10 м²(при постоянной ориентации ребром панели по вектору скорости) или меняться в пределах от 10 до более 100 м²(при постоянной ориентации панели/фокусирующей системы на Солнце, это в полтора раза повышает средневитковую мощность, до половины максимальной и проще реализуется). Возьмем среднюю площадь - 50 м².

Длина нижней линии ЭДТС составляет 10 км, длина двух верхних суммарно 4 км - согласно рассмотренной в [4] системе. Диаметр троса можно принять за 2 см. Таким образом, суммарная площадь такой ЭДТС ~ 380 м², при длине(высоте) в 12 км и площади примерно 20 м² на километр троса. Как видно, можно значительно изменять площади сечения КА, по сравнению с площадью ТС они малы.

Расчётная средневитковая мощность энергосистемы - 15 кВт. Для данной ЭДТС маршевая тяга с такой мощностью составляет 2,4 Н.

Сопротивление всей системы изменяется с высотой как показано на рис.4 (высота считается по нижнему КА-драге):

0x01 graphic

Рис. 4. Зависимость сопротивления КА с ЭДТС от высоты орбиты

Как видно, маршевая тяга в 2,4 Н обеспечивает компенсацию атмосферного торможения только на высотах более 300 км. Можно определить высоту, на которой ЭДТС может скомпенсировать сопротивление атмосферы - это 365 км.

Для высоты в 365 км эффективность драги PHARO значительно ниже эффективности на более низких высотах. Расчёт показывает годовой ресурс добычи примерно 35 кг.

При увеличении площади ВЗ драги до 130 м² мы получаем рабочую высоту драги в 380 км и ресурс примерно 175 кг.

Можно сказать следующее. Такой аппарат с ЭДТС малопригоден в качестве драги, но если роль среднего и верхнего КА в ЭДТС выполняют орбитальная станция и её энергетический модуль, то можно найти некоторый смысл в снабжении ОС газами в объёмах десятки кг в год.

Также стоит рассмотреть нестандартные варианты. В качестве нестандартных вариантов энергопитания драги буду рассматривать вариант с аэроторможением при старте с Луны и с энергопитанием от ЯЭУ как в проекте PROFAC.

Возможно и осмысленно при запуске с Луны использовать возможность создания сборщика с одноразовым ТТ или ЖТ апогейным двигателем.

В этом случае аппарат производит многократное аэроторможение в достаточно высоких слоях атмосферы Земли, используя запас кинетической энергии(превышение перигейной скорости такой эллиптической орбиты над скоростью низкой круговой орбиты примерно 3 км/с) для компенсации аэроторможения. В верхних слоях атмосферы в районе перигея орбиты производится сбор газа. В результате нескольких последовательных погружений апогей орбиты понижается с высоты лунной орбиты до высоты подхвата межорбитальными буксирами(300-1000 км), после чего при прохождении апогея аппарат производит включение одноразового апогейного двигателя и ожидает подбора буксиром, после чего может использоваться повторно.

Естественно, данный вариант оправдан только при массовом производстве драг на Луне или в точках Лагранжа.

Приблизительно оценить производительность такого снаряда можно, задав вес аппарата в 5 тонн и площадь ВЗ в 10 м². Тогда примерный ресурс, который может собирать спутник до исчерпания импульса, составляет порядка 1 тонны. При увеличении начальной массы аппарата запасённый импульс и доступный ресурс увеличивается пропорционально.

Возможно использование близкой схемы для драги с геликонным двигателем, с использованием эллиптической орбиты с апогеем выше рабочей высоты и перигеем на ней или ниже. Это позволяет выполнять сбор газа в процессе снижения по спирали до рабочей орбиты при старте от, например, орбитальной заправки на высокой орбите -- но прирост собираемого газа не столь высок, как в лунном случае.

Рассмотрим также в качестве системы энергопитания сборщика перспективную российскую космическую ядерную энергоустановку электрической мощностью 40 кВт.

Такая установка обеспечивает с геликонным РД тягу в 3,5 Н. Соответствующая высота сборшика по графику в этом случае составляет около 145 км, а масса собранного газа может составлять от 4 до 8 тонн за год.

Важным параметром в этом случае является размер радиатора, отводящего тепло от реактора. Для ЯЭУ электрической мощностью 40 кВт тепловая мощность может составлять до мегаватта. Радиатор необходимой рассеиваемой мощности будет иметь площадь порядка десятков квадратных метров, что тем не менее меньше установленного нами ограничения в 100 м² для панелей солнечных батарей,

По описанным в предыдущих пунктах причинам в концепции компактной драги стоит стремиться к как можно меньшей стоимости аппарата и большему времени активного существования, так как только в этом случае концепция имеет шанс воплотиться в железе. На пути к этому стоит ряд технологических и ресурсных проблем:

-- износ воздухозаборника;

-- деградация со временем солнечных батарей;

-- сбор газа малой плотности;

-- дополнительные двигатели, в том числе двигатели ориентации драги.

По износу ВЗ можно сказать следующее: требуется его длительная работа на протяжении лет в условиях набегающего потока молекул и ионов, пусть невысокой массы и плотности, но высокой скорости(7,8 км/с) при отсутствии значительной эрозии, которая приводит к разрушению ВЗ и засорению собираемого газа материалом ВЗ.

При том, что ВЗ является одной из критичных и наиболее тяжелых частей драги, эти проблемы могут нейтрализовать все плюсы сборщиков.

На данный момент я могу предложить следующее - необходимо максимально уменьшить контакт молекул и ионов воздуха с ВЗ, например, положительно заряжая ВЗ, а также обеспечить фильтрацию пылевых частиц материала ВЗ из собранного ресурса.

Деградация солнечных батарей происходит под действием солнечного излучения и частиц атмосферы, как планетной, так и собственной. Необратимое падение выходной мощности СБ за несколько лет может составить до половины мощности.

Сбор газа малой плотности(единицы на 10^-10 кг/м3) и малого давления(единицы на 10^-4 Па), даже сжатого в ВЗ до давления на порядок более высокого, тоже составляет некоторую трудность. По сути, требуется вакуумный насос достаточного качества для повышения вакуума от высокого до сверхвысокого и достаточной производительности. При этом среда для сборки несколько отличается от обычной для серийно производящихся вакуумных насосов.

Дополнительный перигейный двигатель на драге предназначен для выхода с рабочей орбиты на более высокую орбиту, с которой уже возможно достижение ОЗС с использованием маршевого геликонного двигателя. Данный двигатель не является чем-то сложным, и его возможно сделать двигателем на жидком топливе. Высокий расход топлива здесь не столь важен, так как приращение скорости требуется небольшое и однократное.

Двигатели ориентации драги должны удовлетворять следующим требованиям:

-- Обеспечение постоянной ориентации по вектору скорости;

-- Возможно меньшее образование собственной атмосферы КА, т.е. минимальный выхлоп рабочего тела.

В сумме этим требованиям наилучшим образом удовлетворяют гиродины, но при использовании гиродины требуют периодической разгрузки. То есть необходимо и наличие реактивных двигателей ориентации.

Вторым по пригодности вариантом является аэродинамическая стабилизация. Но данные органы управления будут испытывать те же проблемы, что и ВЗ. На данный момент недостаточно практических результатов для оценки того или иного варианта.

Заключение

Реализация спутника-сборщика наиболее вероятна только при использовании концепции малого автономного спутника с питанием от солнечной энергии. Менее вероятными в настоящий момент являются лунная и ядерная концепции, первая из которых требует разворачивания производственных мощностей на Луне или астероидах, вторая - ликвидации нынешних соглашений о неиспользовании ядерной энергии в космосе на низких орбитах.

Производительность одной малой драги мала, и не превышает единиц тонн в год. Поэтому аппарат должен быть максимально простым и дешёвым, чему препятствует ряд технологических проблем. При условии их решения и серийном производстве драг производительность спутниковой группировки составит до сотни тонн в год, что позволит решить как ряд проблем текущего момента, так и составить некоторые перспективы на будущее.

Литература:

1. PROFAC and PHARO: Changing Perception of an Idea in Aerospace // http://www.wpi.edu/Pubs/E-project/Available/E-project-042313-162241/unrestricted/PROFACPHARO-IQP.pdf

2. И. Афанасьев. К истории разработки спутников морской радиоразведки // Новости космонавтики - 2007 г. - N 1.

3. MSISE-90 Model of Earth's Upper Atmosphere // http://www.braeunig.us/space/atmos.htm

4. Способ электродинамического взаимодействия с магнитоплазменной околопланетной средой и электродинамическая тросовая система для его осуществления(патент RU 2092401) // http://www.findpatent.ru/patent/209/2092401.html

5. А.И. Цаглов, А.В. Лоян, Н.Н. Кошелев, О.П. Рыбалов. Испытания инженерной модели безэлектродного электрореактивного двигателя малой мощности с высокочастотной ионизацией рабочего тела // Авиационно-космическая техника и технология. - 2011. - N 7. - c. 115.

Статья отправлена 05.03.2014

Захаров Г.В.

Комментарии: 6, последний от 24/03/2019. © Copyright Захаров Григорий Викторович (mlsv@rambler.ru) Размещен: 14/01/2014, изменен: 12/01/2015. 23k. Статистика. Статья: Изобретательство Космос всё ещё рядом Иллюстрации/приложения: 9 шт.		Ваша оценка:

Захаров Григорий Викторович : другие произведения.

Энергетический анализ концепта спутника-сборщика атмосферных газов