-
![[image]](https://www.balancer.ru/cache/sites/w/w/www.hour25online.com/pix/128x128-crop/exploration_of_mars01.jpg)
Дотянуться до Урана II
Теги:
RD
Streamflow> Встречный поток газообразного гелия-3, ранее сжатого в криогенном насосе до необходимого давления, при этом нагревается до температуры 50 К и сбрасывается в коллектор, сливаясь с потоком водорода, имеющим то же давление.
инфо
инструменты
Streamflow
RD>
Это сообщение редактировалось 11.02.2007 в 14:43
Wyvern-2
1. Зачем "насосы-компрессоры" если есть аэродинамический источник давления?
2. Не надо ли включить в цикл и водород? Тем более, что скорее всего он будет рабочим телом РД?
Ник
2. Не надо ли включить в цикл и водород? Тем более, что скорее всего он будет рабочим телом РД?
Ник
Крейсерский полёт и сепарация II
III. Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера. Пример 1 (SL II –1)
Так как системы, подобные уранианскому дайверу неизвестны, изначально необходимо выработать критерии его эффективности и найти область параметров, в которой следует проводить их оптимизацию. Для этого хотя бы в первом приближении необходимо увязать характеристики основных подсистем аппарата с его возможными лётными данными и получить, таким образом, первичные оценки его возможных вариантов.
В качестве критерия оптимизации дайвера выбран удельный расход энергии на единицу массы добытого гелия-3. Предварительный анализ показал, что в основном энергия будет расходоваться во время многодневного крейсерского полёта для сбора и концентрации гелия-3, рассеянного в атмосфере Урана. Они могут быть, минимум, на порядок, больше, чем энергозатраты на выход дайвера на орбиту. Поэтому в первом приближении минимизируются затраты на крейсерский полёт при ограничениях, позволяющих дайверу оставаться эффективным аэрокосмическим самолётом.
В качестве исходной аэродинамической компоновки дайвера SL II, как уже было написано ранее, выбрана та же самая компоновка, что и для АКС SL. В качестве силовой установки взят двухконтурный ядерный турбореактивный двигатель (ТРДД). Так как максимальное аэродинамическое качество этой компоновки достигается при M = 1.0, то в соответствии с выработанными многолетним опытом стереотипами, именно это число Маха и было выбрано для крейсерского полёта варианта 1 дайвера. Остаётся априорно выбрать разумные величины скоростного напора q при крейсерском полёте, степень сжатия компрессора ТРДД pi<c> и степень его двухконтурности m. Первая из них представляет собой половину произведения плотности газа на квадрат скорости полёта аппарата, имеет размерность давления и является мерой всех аэродинамических воздействий на аппарат, а последняя – это отношение расходов газа проходящих через внешний (вентиляторный) и через внутренний (газогенераторный) каналы двигателя.
Для этого, обратимся к земному авиационно-космическому опыту. Как легко посчитать, скоростной напор при крейсерском полёте дозвуковых самолётов (M = 0.82) на высоте 10 – 9 км составляет 12 – 15 кПа. При полёте сверхзвуковых самолётов типа Concorde крейсерский скоростной напор составляет 20 кПа. При разгоне обычно достигаются заметно большие скоростные напоры: у АКС SL на участке траектории разгона на синерджете принималось значение q = 50 кПа, а на участке разгона на скрэмджете q = 75 кПа. Так как дайвер SL II должен двигаться по траектории разгона с аналогичными значениями скоростного напора, а также вследствие того, что крылья современных самолётов переразмерены для условий крейсерского полёта, в качестве первого приближения на режиме его крейсерского полёта была выбрана близкая к разгонной величина q = 40 кПа – существенно большая, чем у типичных земных самолётов. Переразмеренность крыльев у них вызвана необходимостью выполнения взлёта и посадки на полосу ограниченной длины, а дайвер в отличие от них не садится, а только выходит на парковочную орбиту вокруг Урана
Предполагается, что двигатели для крейсерского полёта должны также использоваться при разгоне дайвера, поэтому у них не может быть большая степень сжатия компрессора, так как их тяга при разгоне будет падать тем быстрее, чем больше степень сжатия. У синергетического двигателя АКС SL степень сжатия фронтального компрессора на старте при M = 0 составляла pi<c> = 4.25, а при M = 1.2 pi<c> = 4.46. На основании этих довольно зыбких построений исходная степень компрессора ТРДД дайвера SL II на крейсерском режиме полёта была выбрана равной 4.5.
Чем выше степень двухконтурности ТРДД на режиме дозвукового крейсерского полёта, тем лучше. Однако, априори не ясно, удастся ли её обеспечить при возможной температуре перед турбиной и при имеющейся степени расширения на ней. Поэтому в первом расчёте была взята умеренная степень двухконтурности m = 4.0.
Итак, заданы: крейсерское число Маха M = 1.0, скоростной напор q = 40 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРДД pi<c> = 4.5 и степень его двухконтурности m = 4.0. После этого остальные параметры дайвера определяются «полуавтоматически».
В результате быстро сходящейся итерационной процедуры с использованием полученной ранее модели атмосферы определено, что SL II – 1 летит на высоте 22.5 км над уровнем p = 100 кПа, при давлении атмосферы 48.5 кПа, её температуре 61 К со скоростью 620 м/с. Несмотря на существенно разные значения числа Рейнольдса в натуре и при испытаниях в аэродинамической трубе, в качестве первого приближения взято трубное значение максимального аэродинамического качества Кmax = 8.5, которое снято с рисунка 5 [1]. Коэффициент подъёмной силы Cy opt (Cy, соответствующий Кmax) пересчитывается по известным закономерностям трансзвукового обтекания с M = 0.6 на M = 1.0, и в соответствии со сложившимися стереотипами уменьшается на 10% [2]. Получается, что Cy = 0.12 на крейсерском режиме полёта, и нагрузка на крыло G/S = 480 кПа, что в 1.4 – 1.6 раза выше, чем соответствующие значения этого показателя у SL. Примерно это значение и ожидалось при выборе уровня скоростного напора.
Степень сжатия в потока в газозаборнике pi<(i)> = 2.04, температура потока перед компрессором 80 К. Степень сжатия компрессора pi<c> = 4.50, температура за компрессором 148 К, давление 445 кПа. Общая степень повышения давления 9.18. Газ из газозаборника сжимается в компрессоре, поступает в газо-газовый теплообменник, в котором навстречу с равным массовым расходом движется газ обратного потока, полученный смешением водорода при температуре 20 К и гелия при температуре 50 К. В результате, температура смеси – 22.5 К. Встречный поток нагревается до 130 К. С учётом того, что теплоёмкость встречного потока составляет около 0.960 теплоёмкости исходного потока, изменение температуры исходного потока составит 103 К. Таким образом, на выходе из теплообменника температура газа прямого потока составит 45 К. Средний перепад температур на теплообменнике – 20 К.
Охладившийся до 45 К газ из теплообменника поступает на реактивный турбодетандер со степенью расширения pi<t> = 9.92, и выходит из него при температуре 20 К. Далее происходит ожижение водорода в ректификаторе, омываемом встречным потоком сжиженного ранее водорода, и отбор и переход газообразного гелия во второй охлаждающий контур, о работе которого было написано в предыдущем послании. После этого жидкий водород проходит через насос со степенью повышения давления 15.7 и движется в противоположном направлении, превращаясь во встречный поток теплоносителя. Затем он газифицируется, охлаждая ректификатор. В коллекторе в него из внутреннего контура системы сепарации сбрасывается поток гелия-4 при том же давлением, и смесь газов при температуре 22.5 К поступает в газо-газовый теплообменник. Затем, при температуре 130 К разделяется на два потока: 80% идёт во внешний контур ТРДД и выбрасывается через сопло, а 20% поступает во внутренний контур, где через теплообменник ядерного реактора нагревается до 1200 К.
Относительно собственно процесса ожижения водорода и охлаждение гелия можно повторить слова, написанные в предыдущем послании: «Следует отметить, что накапливание очень малой части ожижаемого потока кардинально упрощает проблему ожижения, так как, запустив единожды такой стационарный процесс, для ожижения последующих порций потока можно и нужно использовать ресурсы его предшествующих порций. Если бы не было потерь, то такой процесс практически не требовал бы никаких внешних источников энергии. В реальности, для компенсации внутренних потерь процесса ожижения на встречных потоках требуется подвод некоторой внешней механической энергии, тем меньшей, чем выше качество этого процесса».
При степени расширения сопла внешнего контура pi<n> = 13.45 удельная тяга внешнего контура (тяга, отнесённая к расходу газа) легко определятся (см. [3, 4]). Её величина составляет 600 м/с (надо отметить, что степень сжатия водородного насоса выбиралась из условия получения этого целевого параметра).
Во внутреннем контуре газ при температуре 1200 К проходит через турбину со степенью расширения pi<t> = 2.68, в результате чего на ней вырабатывается механическая мощность в 1/0.95 раза больше, чем та, что нужна для привода газового компрессора двигателя. В сопло со степенью расширения 13.45/2.68 = 5.02 газ поступает при температуре 930 К, что позволяет получить удельную тягу внутреннего контура 2945 м/с. С учётом соотношения расходов газа во внешнем и внутреннем контурах ТРДД его интегральная удельная тяга составляет 945 м/с.
Итак, на режиме крейсерского полёта дайвера: масса аппарата – 300 т, вес G = 2.53 МН, крейсерское трансзвуковое аэродинамическое качество – 8.5, тяга двигателей – 298 кН. Удельная тяга на крейсерском режиме полёта равна 945 м/с, тогда расход газа – 315 кг/с, приход He3 – f = 4.5 г/с или 390 кг/сутки.
Так как расход газа – Q = 315 кг/с, изменение температуры газа на теплообменнике от ядерного реактора – DT = 1070 К, а средняя теплоёмкость газа при постоянном давлении в диапазоне температур 130 – 1200 К составляет <cp> = 12.8 кДж/(кгК), изменение его энтальпии Di = <cp>DT = 13.7 МДж/кг.
Тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) N = QDi/(m + 1) = 865 МВт, и удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 у этого варианта дайвера будет равен omega = N/f = 190 ГДж/кг.
Литература
1. Лобановский Ю. И. – Интерференционная концепция аэродинамического проектирования гиперзвуковых компоновок. 2003. SYNERJETICS GROUP Возможно ли создание нового поколения гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту? В работе излагаются основные положения интерференцио
2. Кюхеман Д. – Аэродинамическое проектирование самолетов. Москва, "Машиностроение", 1983.
3. Седов Л. И. – Механика сплошной среды, т. II. Москва, «Наука», 1976.
4. Абрамович Г. Н. – Прикладная газовая динамика. Москва, «Наука», 1969.
III. Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера. Пример 1 (SL II –1)
Так как системы, подобные уранианскому дайверу неизвестны, изначально необходимо выработать критерии его эффективности и найти область параметров, в которой следует проводить их оптимизацию. Для этого хотя бы в первом приближении необходимо увязать характеристики основных подсистем аппарата с его возможными лётными данными и получить, таким образом, первичные оценки его возможных вариантов.
В качестве критерия оптимизации дайвера выбран удельный расход энергии на единицу массы добытого гелия-3. Предварительный анализ показал, что в основном энергия будет расходоваться во время многодневного крейсерского полёта для сбора и концентрации гелия-3, рассеянного в атмосфере Урана. Они могут быть, минимум, на порядок, больше, чем энергозатраты на выход дайвера на орбиту. Поэтому в первом приближении минимизируются затраты на крейсерский полёт при ограничениях, позволяющих дайверу оставаться эффективным аэрокосмическим самолётом.
В качестве исходной аэродинамической компоновки дайвера SL II, как уже было написано ранее, выбрана та же самая компоновка, что и для АКС SL. В качестве силовой установки взят двухконтурный ядерный турбореактивный двигатель (ТРДД). Так как максимальное аэродинамическое качество этой компоновки достигается при M = 1.0, то в соответствии с выработанными многолетним опытом стереотипами, именно это число Маха и было выбрано для крейсерского полёта варианта 1 дайвера. Остаётся априорно выбрать разумные величины скоростного напора q при крейсерском полёте, степень сжатия компрессора ТРДД pi<c> и степень его двухконтурности m. Первая из них представляет собой половину произведения плотности газа на квадрат скорости полёта аппарата, имеет размерность давления и является мерой всех аэродинамических воздействий на аппарат, а последняя – это отношение расходов газа проходящих через внешний (вентиляторный) и через внутренний (газогенераторный) каналы двигателя.
Для этого, обратимся к земному авиационно-космическому опыту. Как легко посчитать, скоростной напор при крейсерском полёте дозвуковых самолётов (M = 0.82) на высоте 10 – 9 км составляет 12 – 15 кПа. При полёте сверхзвуковых самолётов типа Concorde крейсерский скоростной напор составляет 20 кПа. При разгоне обычно достигаются заметно большие скоростные напоры: у АКС SL на участке траектории разгона на синерджете принималось значение q = 50 кПа, а на участке разгона на скрэмджете q = 75 кПа. Так как дайвер SL II должен двигаться по траектории разгона с аналогичными значениями скоростного напора, а также вследствие того, что крылья современных самолётов переразмерены для условий крейсерского полёта, в качестве первого приближения на режиме его крейсерского полёта была выбрана близкая к разгонной величина q = 40 кПа – существенно большая, чем у типичных земных самолётов. Переразмеренность крыльев у них вызвана необходимостью выполнения взлёта и посадки на полосу ограниченной длины, а дайвер в отличие от них не садится, а только выходит на парковочную орбиту вокруг Урана
Предполагается, что двигатели для крейсерского полёта должны также использоваться при разгоне дайвера, поэтому у них не может быть большая степень сжатия компрессора, так как их тяга при разгоне будет падать тем быстрее, чем больше степень сжатия. У синергетического двигателя АКС SL степень сжатия фронтального компрессора на старте при M = 0 составляла pi<c> = 4.25, а при M = 1.2 pi<c> = 4.46. На основании этих довольно зыбких построений исходная степень компрессора ТРДД дайвера SL II на крейсерском режиме полёта была выбрана равной 4.5.
Чем выше степень двухконтурности ТРДД на режиме дозвукового крейсерского полёта, тем лучше. Однако, априори не ясно, удастся ли её обеспечить при возможной температуре перед турбиной и при имеющейся степени расширения на ней. Поэтому в первом расчёте была взята умеренная степень двухконтурности m = 4.0.
Итак, заданы: крейсерское число Маха M = 1.0, скоростной напор q = 40 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРДД pi<c> = 4.5 и степень его двухконтурности m = 4.0. После этого остальные параметры дайвера определяются «полуавтоматически».
В результате быстро сходящейся итерационной процедуры с использованием полученной ранее модели атмосферы определено, что SL II – 1 летит на высоте 22.5 км над уровнем p = 100 кПа, при давлении атмосферы 48.5 кПа, её температуре 61 К со скоростью 620 м/с. Несмотря на существенно разные значения числа Рейнольдса в натуре и при испытаниях в аэродинамической трубе, в качестве первого приближения взято трубное значение максимального аэродинамического качества Кmax = 8.5, которое снято с рисунка 5 [1]. Коэффициент подъёмной силы Cy opt (Cy, соответствующий Кmax) пересчитывается по известным закономерностям трансзвукового обтекания с M = 0.6 на M = 1.0, и в соответствии со сложившимися стереотипами уменьшается на 10% [2]. Получается, что Cy = 0.12 на крейсерском режиме полёта, и нагрузка на крыло G/S = 480 кПа, что в 1.4 – 1.6 раза выше, чем соответствующие значения этого показателя у SL. Примерно это значение и ожидалось при выборе уровня скоростного напора.
Степень сжатия в потока в газозаборнике pi<(i)> = 2.04, температура потока перед компрессором 80 К. Степень сжатия компрессора pi<c> = 4.50, температура за компрессором 148 К, давление 445 кПа. Общая степень повышения давления 9.18. Газ из газозаборника сжимается в компрессоре, поступает в газо-газовый теплообменник, в котором навстречу с равным массовым расходом движется газ обратного потока, полученный смешением водорода при температуре 20 К и гелия при температуре 50 К. В результате, температура смеси – 22.5 К. Встречный поток нагревается до 130 К. С учётом того, что теплоёмкость встречного потока составляет около 0.960 теплоёмкости исходного потока, изменение температуры исходного потока составит 103 К. Таким образом, на выходе из теплообменника температура газа прямого потока составит 45 К. Средний перепад температур на теплообменнике – 20 К.
Охладившийся до 45 К газ из теплообменника поступает на реактивный турбодетандер со степенью расширения pi<t> = 9.92, и выходит из него при температуре 20 К. Далее происходит ожижение водорода в ректификаторе, омываемом встречным потоком сжиженного ранее водорода, и отбор и переход газообразного гелия во второй охлаждающий контур, о работе которого было написано в предыдущем послании. После этого жидкий водород проходит через насос со степенью повышения давления 15.7 и движется в противоположном направлении, превращаясь во встречный поток теплоносителя. Затем он газифицируется, охлаждая ректификатор. В коллекторе в него из внутреннего контура системы сепарации сбрасывается поток гелия-4 при том же давлением, и смесь газов при температуре 22.5 К поступает в газо-газовый теплообменник. Затем, при температуре 130 К разделяется на два потока: 80% идёт во внешний контур ТРДД и выбрасывается через сопло, а 20% поступает во внутренний контур, где через теплообменник ядерного реактора нагревается до 1200 К.
Относительно собственно процесса ожижения водорода и охлаждение гелия можно повторить слова, написанные в предыдущем послании: «Следует отметить, что накапливание очень малой части ожижаемого потока кардинально упрощает проблему ожижения, так как, запустив единожды такой стационарный процесс, для ожижения последующих порций потока можно и нужно использовать ресурсы его предшествующих порций. Если бы не было потерь, то такой процесс практически не требовал бы никаких внешних источников энергии. В реальности, для компенсации внутренних потерь процесса ожижения на встречных потоках требуется подвод некоторой внешней механической энергии, тем меньшей, чем выше качество этого процесса».
При степени расширения сопла внешнего контура pi<n> = 13.45 удельная тяга внешнего контура (тяга, отнесённая к расходу газа) легко определятся (см. [3, 4]). Её величина составляет 600 м/с (надо отметить, что степень сжатия водородного насоса выбиралась из условия получения этого целевого параметра).
Во внутреннем контуре газ при температуре 1200 К проходит через турбину со степенью расширения pi<t> = 2.68, в результате чего на ней вырабатывается механическая мощность в 1/0.95 раза больше, чем та, что нужна для привода газового компрессора двигателя. В сопло со степенью расширения 13.45/2.68 = 5.02 газ поступает при температуре 930 К, что позволяет получить удельную тягу внутреннего контура 2945 м/с. С учётом соотношения расходов газа во внешнем и внутреннем контурах ТРДД его интегральная удельная тяга составляет 945 м/с.
Итак, на режиме крейсерского полёта дайвера: масса аппарата – 300 т, вес G = 2.53 МН, крейсерское трансзвуковое аэродинамическое качество – 8.5, тяга двигателей – 298 кН. Удельная тяга на крейсерском режиме полёта равна 945 м/с, тогда расход газа – 315 кг/с, приход He3 – f = 4.5 г/с или 390 кг/сутки.
Так как расход газа – Q = 315 кг/с, изменение температуры газа на теплообменнике от ядерного реактора – DT = 1070 К, а средняя теплоёмкость газа при постоянном давлении в диапазоне температур 130 – 1200 К составляет <cp> = 12.8 кДж/(кгК), изменение его энтальпии Di = <cp>DT = 13.7 МДж/кг.
Тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) N = QDi/(m + 1) = 865 МВт, и удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 у этого варианта дайвера будет равен omega = N/f = 190 ГДж/кг.
Литература
1. Лобановский Ю. И. – Интерференционная концепция аэродинамического проектирования гиперзвуковых компоновок. 2003. SYNERJETICS GROUP Возможно ли создание нового поколения гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту? В работе излагаются основные положения интерференцио
2. Кюхеман Д. – Аэродинамическое проектирование самолетов. Москва, "Машиностроение", 1983.
3. Седов Л. И. – Механика сплошной среды, т. II. Москва, «Наука», 1976.
4. Абрамович Г. Н. – Прикладная газовая динамика. Москва, «Наука», 1969.
Это сообщение редактировалось 23.02.2007 в 10:58
Какие конструкционные материалы предполагается применить для условий водорода до 1200К и многократного циклирования (гиперзвук-космос-гиперзвук)? И какой диапазон температур ожидается на поверхности корпуса при полёте в атмосфере? И каким предполагается ресурс этой конструкции (в тоннах доставленного на орбиту гелия-3 до выхода из строя)?
Ответы на поступившие вопросы зрителей
1. Для начала хочу снова привести выдержку из одного из самых первых моих постов по этой теме здесь (10. Streamflow, 2007-01-25, 12:53:19, #34):
"Я вообще отношусь к дайверу как к некой абстрактной технологической задаче, которая совершенно не обязательно должна быть реализована. Искусство для искусства. Просто как поэт пишет стихи, так и я кропаю что-то своё, и неважно, что будет дальше..."
2. Далее, очевидно, что более-менее полная проработка такого проекта требует, минимум, многомесячного, а то и многолетнего профессионального труда десятков полноценных научно-конструкторских коллективов. И соответствующего финансирования. Я работаю над проектом в свободное от профессиональных обязанностей время с 31.12.06.
3. Даже уже имеющиеся результаты полностью не представлены. Многие вопросы имеет смысл задавать по завершению этапа синтеза предварительного проекта, а оно (завершение) ещё не подошло.
Однако, опыт показывает, что приблизительные ответы в тех задачах, которые я берусь решать, знаю до их решения. Поэтому, ответы, не всегда имеющие твёрдое обоснование, на многие вопросы у меня есть.
a) Напоминаю, что крейсерский полёт дайвера происходит, как будет показано в дальнейшем, на ДОЗВУКОВОЙ скорости в атмосфере со статической температурой 60 - 70 К. Вследствие этого, температура торможения (максимальная температура на поверхности аппарата вследствие его обтекания потоком) достигает 70 - 80 К.
b) По этой же причине максимальные степени сжатия потока вследствие при его торможении составляют 1.2 - 1.3. Поэтому необходимость насосов и компрессоров очевидна. Вариант с ПВРД без компрессоров и турбин на режиме сверхзвукового крейсерского полёта будет рассмотрен, но он явно (на порядок) проиграет варианту с ТРДД по энергозатратам.
c) Пока рассматривается номинальный режим сепарации гелия-3. Добавить на финише цикла забор некоторого количества жидкого водорода для собственных нужд и нужд межорбитальных разгонщиков труда не представляет.
d) Температура газа перед турбиной в последнем варианте ТРДД равна 970 К. Напомню, что у современных двигателей такие температуры приближаются к 2000 К (кажется, последнее, что было лет 15 назад - 1850 К в двигателях истребителей...) Вдвое выше, чем у ТРДД дайвера.
e) Температура поверхности дайвера при выходе на орбиту в отдельных точках может быть близка к 3000 К. Там может потребоваться активное охлаждение водородом. Но длиться это должно не слишком долго. Периодически повторяться должно, да.
f) Материалы конструкции, в целом должны быть типичными для АКС (алюминиевые, титановые, железо-никелевые сплавы, легированнные хромом, вольфрамом, молибденом, ниобием...углерод-углерод...плюс цирконий...плюс нанотрубки...) Отмечу, что к обычным проблемам АКС добавляются возможное наводораживание материалов конструкции, а также не очень интенсивное, я полагаю, радиоактивное облучение всей конструкции дайвера.
g) Некоторые соображения о ресурсе дайвера будут изложены в своё время. Однако, сразу скажу, что рассчитываю на добычу каждым дайвером массы гелия-3 в 3 - 5 раз превышающей его номинальную полётную массу.
1. Для начала хочу снова привести выдержку из одного из самых первых моих постов по этой теме здесь (10. Streamflow, 2007-01-25, 12:53:19, #34):
"Я вообще отношусь к дайверу как к некой абстрактной технологической задаче, которая совершенно не обязательно должна быть реализована. Искусство для искусства. Просто как поэт пишет стихи, так и я кропаю что-то своё, и неважно, что будет дальше..."
2. Далее, очевидно, что более-менее полная проработка такого проекта требует, минимум, многомесячного, а то и многолетнего профессионального труда десятков полноценных научно-конструкторских коллективов. И соответствующего финансирования. Я работаю над проектом в свободное от профессиональных обязанностей время с 31.12.06.
3. Даже уже имеющиеся результаты полностью не представлены. Многие вопросы имеет смысл задавать по завершению этапа синтеза предварительного проекта, а оно (завершение) ещё не подошло.
Однако, опыт показывает, что приблизительные ответы в тех задачах, которые я берусь решать, знаю до их решения. Поэтому, ответы, не всегда имеющие твёрдое обоснование, на многие вопросы у меня есть.
a) Напоминаю, что крейсерский полёт дайвера происходит, как будет показано в дальнейшем, на ДОЗВУКОВОЙ скорости в атмосфере со статической температурой 60 - 70 К. Вследствие этого, температура торможения (максимальная температура на поверхности аппарата вследствие его обтекания потоком) достигает 70 - 80 К.
b) По этой же причине максимальные степени сжатия потока вследствие при его торможении составляют 1.2 - 1.3. Поэтому необходимость насосов и компрессоров очевидна. Вариант с ПВРД без компрессоров и турбин на режиме сверхзвукового крейсерского полёта будет рассмотрен, но он явно (на порядок) проиграет варианту с ТРДД по энергозатратам.
c) Пока рассматривается номинальный режим сепарации гелия-3. Добавить на финише цикла забор некоторого количества жидкого водорода для собственных нужд и нужд межорбитальных разгонщиков труда не представляет.
d) Температура газа перед турбиной в последнем варианте ТРДД равна 970 К. Напомню, что у современных двигателей такие температуры приближаются к 2000 К (кажется, последнее, что было лет 15 назад - 1850 К в двигателях истребителей...) Вдвое выше, чем у ТРДД дайвера.
e) Температура поверхности дайвера при выходе на орбиту в отдельных точках может быть близка к 3000 К. Там может потребоваться активное охлаждение водородом. Но длиться это должно не слишком долго. Периодически повторяться должно, да.
f) Материалы конструкции, в целом должны быть типичными для АКС (алюминиевые, титановые, железо-никелевые сплавы, легированнные хромом, вольфрамом, молибденом, ниобием...углерод-углерод...плюс цирконий...плюс нанотрубки...) Отмечу, что к обычным проблемам АКС добавляются возможное наводораживание материалов конструкции, а также не очень интенсивное, я полагаю, радиоактивное облучение всей конструкции дайвера.
g) Некоторые соображения о ресурсе дайвера будут изложены в своё время. Однако, сразу скажу, что рассчитываю на добычу каждым дайвером массы гелия-3 в 3 - 5 раз превышающей его номинальную полётную массу.
Проверка оснований расчётов характеристик дайвера привела к выявлению погрешности в вычислении средней молекулярной массы смеси водорода и гелия. В череде различных решений перед разнообразными оценками было одно ошибочное - для смеси газов молекулярная масса определялась по молекулярным массам компонент и массовым долям газов в смеси. Правильно надо - по концентрациям газов. Пересчёт средней молекулярной массы приводит к её уменьшению на 6%, и, соответственно, к увеличению на 6% газовой постоянной смеси. Это даёт в результате изменения других расчётных параметров. Расчёты с правильными значениями этих параметров проведены, и данные в постах скорректированы. В целом качественно всё осталось по-прежнему, а в некоторых случаях стало ещё немного лучше. Все слова в постах остались неизменными, поправлены только некоторые цифры.
IV. Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера. Примеры 2 – 7 (SL II – 2 – SL II – 7). Оптимизация дайвера
a) В разделе III «Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера. Пример 1 (SL II – 1)» были рассмотрены крейсерский полёт и сепарация гелия-3 уранианским дайвером и получены основные характеристики его первого варианта SL II – 1 (полётная масса аппарата – 300 т) с объединённой двигательно-сепарационной установкой при следующих исходных параметрах проектирования:
крейсерское число Маха M = 1.0, скоростной напор q = 40 кПа (при этом нагрузка на крыло составляет 4.80 кПа, масса дайвера, отнесённая к площади крыла равна 570 кг/м2, что заметно выше типичных данных для земных сверхзвуковых самолётов и АКС (300 – 350 кг/м2); высота полёта над номинальным уровнем, давление на котором равно 100 кПа, – h = 22.5 км);
степень сжатия на компрессоре ТРДД – 4.5, степень его двухконтурности m = 4.0, удельная тяга вентиляторного контура двигателя RII = 600 м/с и температура газа после теплообменника ядерного реактора – T = 1200 К.
Полученные результаты: интегральная удельная тяга – 945 м/с, расход газа – 315 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 4.5 г/с или 390 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 865 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 190 ГДж/кг.
Удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 у этого варианта дайвера оказался очень велик. Это вызвано двумя причинами:
1. силовая часть объединённой двигательно-сепарационной установки построена на основе имеющегося земного опыта, и её параметры не ориентированы на специфические условия полёта в криогенной атмосфере, состоящей из смеси лёгких газов;
2. силовая установка в данном варианте дайвера не оптимизирована по значению целевого критерия.
Поэтому, данная часть работы будет посвящена оптимизации дайвера с турбореактивными двигателями по целевому критерию «удельный расход энергии на единицу массы гелия-3» в условиях крейсерского полёта на основе построенных ранее математических моделей дайвера и атмосферы Урана. Параметры контура ожижения гелия остаются неизменными для всех вариантов дайвера.
b) Анализ характеристик двигателей варианта дайвера SL II – 1 показывает, что в нём наиболее не оптимально выполнен внутренний (генераторный) контур: рабочее тело (смесь газов) нагревается перед основной газовой турбиной двигателя на теплообменнике от ядерного реактора до 1200 К. Вследствие этого температура газа перед соплом составляет 930 К, в то время как температура газа перед соплом внешнего (вентиляторного) контура составляет всего 130 К (в 7.2 раза ниже). Удельные тяги контуров равны, соответственно, 2235 м/с и 600 м/с (отношение удельных тяг – 3.7), при том, что предельные скорости истечения рабочего тела (скорости при бесконечном расширении) составляют, соответственно, 4830 м/с и 1610 м/с (отношение – 3.0). Если вспомнить, что предельная скорость истечения газа пропорциональна квадратному корню из его энтальпии, а последняя в идеальном газе пропорциональна его температуре, то становится ясно, что тепловая энергия ядерного реактора, вкладываемая в газ в единицу его массы в генераторном контуре в очень большом количестве, не может быть эффективно преобразована в тягу двигателя. При этом характеристики контура стремятся к соответствующим параметрам ракетных двигателей, что для воздушно-, а, вернее, атмосферно-реактивных двигателей в условиях практически неограниченного количества рабочего тела является уходом из зоны оптимума.
Таким образом, следует сблизить энерго-импульсные характеристики контуров силовой установки дайвера, уменьшив нагрев газа в генераторном контуре и скомпенсировав падение удельной тяги ростом расхода газа. При этом возникает вариант SL II – 2:
крейсерское число Маха M = 1.0, скоростной напор q = 40 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРДД – 4.5, степень его двухконтурности m = 4.0, удельная тяга обоих контуров двигателя RI = RII = 600 м/с.
Тогда при неизменных параметрах вентиляторного контура температура рабочего тела перед газовой турбиной генераторного контура составит 680 К, перед соплом – 405 К, и вследствие меньшей степени расширения по сравнению с вентиляторным контуром (часть созданного в двигателе перепада давления срабатывается на турбине) в обоих контурах силовой установки скорости истечения становятся равными, и величины их удельных тяг составляют 600 м/с.
В этом варианте интегральная удельная тяга составила 600 м/с, расход газа – 495 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 7.1 г/с или 610 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 670 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 94 ГДж/кг. Двукратная экономия энергии по сравнению с предыдущим вариантом дайвера на первом шаге оптимизации достигнута.
c) Если довести тягу генераторного контура вообще до 0, соответственно увеличив расход газа через двигатель для сохранения интегральной тяги, можно повысить скорость накопления гелия-3. При этом температура газа на выходе из теплообменника газового реактора может быть снижена, и, следовательно, затраты энергии на крейсерский полёт либо совсем не растут, либо увеличиваются незначительно. Из этих соображений, а также из результатов точного решения оптимальной задачи при условии пренебрежения начальной энтальпией потока и при нулевой скорости полёта, возникает вариант SL II – 3:
крейсерское число Маха M = 1.0, скоростной напор q = 40 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРДД pi<c> = 4.5, степень его двухконтурности m = 4.0, удельная тяга вентиляторного контура двигателя RI = 600 м/с, удельная тяга генераторного контура RII = 0.
При неизменных параметрах вентиляторного контура температура рабочего тела перед газовой турбиной генераторного контура снизится до 595 К, а перед соплом – до 320 К, скорость истечения газа из сопла становится такой же, как и скорость полёта, и генераторный контур тяги не создаёт, а только обеспечивает создание тяги вентиляторным контуром двигателя.
В этом варианте интегральная удельная тяга составила 480 м/с, расход газа – 620 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 8.85 г/с или 765 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 700 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 79 ГДж/кг.
a) В разделе III «Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера. Пример 1 (SL II – 1)» были рассмотрены крейсерский полёт и сепарация гелия-3 уранианским дайвером и получены основные характеристики его первого варианта SL II – 1 (полётная масса аппарата – 300 т) с объединённой двигательно-сепарационной установкой при следующих исходных параметрах проектирования:
крейсерское число Маха M = 1.0, скоростной напор q = 40 кПа (при этом нагрузка на крыло составляет 4.80 кПа, масса дайвера, отнесённая к площади крыла равна 570 кг/м2, что заметно выше типичных данных для земных сверхзвуковых самолётов и АКС (300 – 350 кг/м2); высота полёта над номинальным уровнем, давление на котором равно 100 кПа, – h = 22.5 км);
степень сжатия на компрессоре ТРДД – 4.5, степень его двухконтурности m = 4.0, удельная тяга вентиляторного контура двигателя RII = 600 м/с и температура газа после теплообменника ядерного реактора – T = 1200 К.
Полученные результаты: интегральная удельная тяга – 945 м/с, расход газа – 315 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 4.5 г/с или 390 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 865 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 190 ГДж/кг.
Удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 у этого варианта дайвера оказался очень велик. Это вызвано двумя причинами:
1. силовая часть объединённой двигательно-сепарационной установки построена на основе имеющегося земного опыта, и её параметры не ориентированы на специфические условия полёта в криогенной атмосфере, состоящей из смеси лёгких газов;
2. силовая установка в данном варианте дайвера не оптимизирована по значению целевого критерия.
Поэтому, данная часть работы будет посвящена оптимизации дайвера с турбореактивными двигателями по целевому критерию «удельный расход энергии на единицу массы гелия-3» в условиях крейсерского полёта на основе построенных ранее математических моделей дайвера и атмосферы Урана. Параметры контура ожижения гелия остаются неизменными для всех вариантов дайвера.
b) Анализ характеристик двигателей варианта дайвера SL II – 1 показывает, что в нём наиболее не оптимально выполнен внутренний (генераторный) контур: рабочее тело (смесь газов) нагревается перед основной газовой турбиной двигателя на теплообменнике от ядерного реактора до 1200 К. Вследствие этого температура газа перед соплом составляет 930 К, в то время как температура газа перед соплом внешнего (вентиляторного) контура составляет всего 130 К (в 7.2 раза ниже). Удельные тяги контуров равны, соответственно, 2235 м/с и 600 м/с (отношение удельных тяг – 3.7), при том, что предельные скорости истечения рабочего тела (скорости при бесконечном расширении) составляют, соответственно, 4830 м/с и 1610 м/с (отношение – 3.0). Если вспомнить, что предельная скорость истечения газа пропорциональна квадратному корню из его энтальпии, а последняя в идеальном газе пропорциональна его температуре, то становится ясно, что тепловая энергия ядерного реактора, вкладываемая в газ в единицу его массы в генераторном контуре в очень большом количестве, не может быть эффективно преобразована в тягу двигателя. При этом характеристики контура стремятся к соответствующим параметрам ракетных двигателей, что для воздушно-, а, вернее, атмосферно-реактивных двигателей в условиях практически неограниченного количества рабочего тела является уходом из зоны оптимума.
Таким образом, следует сблизить энерго-импульсные характеристики контуров силовой установки дайвера, уменьшив нагрев газа в генераторном контуре и скомпенсировав падение удельной тяги ростом расхода газа. При этом возникает вариант SL II – 2:
крейсерское число Маха M = 1.0, скоростной напор q = 40 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРДД – 4.5, степень его двухконтурности m = 4.0, удельная тяга обоих контуров двигателя RI = RII = 600 м/с.
Тогда при неизменных параметрах вентиляторного контура температура рабочего тела перед газовой турбиной генераторного контура составит 680 К, перед соплом – 405 К, и вследствие меньшей степени расширения по сравнению с вентиляторным контуром (часть созданного в двигателе перепада давления срабатывается на турбине) в обоих контурах силовой установки скорости истечения становятся равными, и величины их удельных тяг составляют 600 м/с.
В этом варианте интегральная удельная тяга составила 600 м/с, расход газа – 495 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 7.1 г/с или 610 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 670 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 94 ГДж/кг. Двукратная экономия энергии по сравнению с предыдущим вариантом дайвера на первом шаге оптимизации достигнута.
c) Если довести тягу генераторного контура вообще до 0, соответственно увеличив расход газа через двигатель для сохранения интегральной тяги, можно повысить скорость накопления гелия-3. При этом температура газа на выходе из теплообменника газового реактора может быть снижена, и, следовательно, затраты энергии на крейсерский полёт либо совсем не растут, либо увеличиваются незначительно. Из этих соображений, а также из результатов точного решения оптимальной задачи при условии пренебрежения начальной энтальпией потока и при нулевой скорости полёта, возникает вариант SL II – 3:
крейсерское число Маха M = 1.0, скоростной напор q = 40 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРДД pi<c> = 4.5, степень его двухконтурности m = 4.0, удельная тяга вентиляторного контура двигателя RI = 600 м/с, удельная тяга генераторного контура RII = 0.
При неизменных параметрах вентиляторного контура температура рабочего тела перед газовой турбиной генераторного контура снизится до 595 К, а перед соплом – до 320 К, скорость истечения газа из сопла становится такой же, как и скорость полёта, и генераторный контур тяги не создаёт, а только обеспечивает создание тяги вентиляторным контуром двигателя.
В этом варианте интегральная удельная тяга составила 480 м/с, расход газа – 620 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 8.85 г/с или 765 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 700 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 79 ГДж/кг.
Это сообщение редактировалось 18.02.2007 в 18:33
Продолжение
d) Мощность струи N, как известно [1, 2], пропорциональна произведению расхода на квадрат её скорости истечения w, а продуктивность сбора гелия-3 f – её расходу, то есть, в первом приближении, скорости полёта дайвера v. При этом, при фиксированной удельной тяге R, скорость истечения струи w = R + v. Таким образом, N ~ v(R + v)2, а f ~ v. Следовательно, N/f ~ (R + v)2, и, пока безразмерная газодинамическая функция расхода [2] слабо зависит от скорости, для увеличения эффективности дайвера следует снижать скорость его крейсерского полёта.
Следовательно, целесообразно рассмотреть следующий вариант дайвера SL II – 4:
крейсерское число Маха M = 0.60, скоростной напор q = 20 кПа (нагрузка на крыло при этом составит 2.65 кПа; коэффициент подъёмной силы Cy в противовес сложившимся стереотипам [4] увеличивается на 10 % до значения Cy = 0.132 по сравнению с Cy opt = 0.12 [5]); масса дайвера, отнесённая к площади крыла, составит 310 кг/м2, что соответствует типичным характеристикам для АКС; высота полёта над номинальным уровнем – h = 12.5 км);
степень сжатия на компрессоре ТРДД – 4.5, степень его двухконтурности m = 4.0, удельная тяга вентиляторного контура двигателя RI = 600 м/с, удельная тяга генераторного контура RII = 0.
Максимальное аэродинамическое качество дайвера уменьшилось с 8.5 до 8.0. Вес его, вследствие снижения «центробежной разгрузки», увеличился с 2.53 МН до 2.55 МН. Вследствие этого тяга двигателей на крейсерском режиме возросла с 298 кН до 319 кН и, соответственно, увеличился расход газа и скорость накопления гелия-3.
Скорость полёта дайвера, вследствие увеличения температуры атмосферы с 61 К до 67 К, снизилась меньше, чем число Маха – в 1.59 раза – с 620 м/с до 390 м/с. При неизменном скоростном напоре q = 40 кПа, аппарат опустился бы в метановый облачный слой, верхняя кромка которого находится на высоте 9 км, поэтому скоростной напор был уменьшен вдвое и доведен до уровней, характерных для крейсерского полёта сверхзвуковых самолётов типа Concorde. В расчётном случае дайвер должен крейсировать на 3.5 км выше верхней кромки метановых облаков [3].
Температура газа перед соплом вентиляторного контура снизилась со 130 К до 118 К вследствие падения степени сжатия в газозаборнике. По этой же причине в газогенераторном контуре стало невозможным обеспечивать нулевую тягу при той же, что и раньше температуре перед газовой турбиной, так как уменьшилась допустимая степень расширения на турбине и в сопле этого контура.
Для решения этой проблемы без повышения температуры перед турбиной обратные потоки газа внешнего и внутреннего контуров разделяются уже не после, а до газо-газового теплообменника подсистемы ожижения двигательно-сепарационной системы, совместно обеспечивая, как и ранее, охлаждение прямого потока газа до заданной температуры 45 К. При этом появляется возможность поставить раздельные насосы и увеличивать давление рабочего тела в обоих контурах по разному: в вентиляторном – меньше, а генераторном – больше. Тогда легко выполняются требования, накладываемые заданными величинами удельной тяги с каждого контура, – RI = 600 м/с и RII = 0 при фиксированной температуре газа. При той же степени расширения на газовой турбине, что и в предыдущем варианте силовой установки, температура рабочего тела перед газовой турбиной генераторного контура снизилась до 510 К, а перед соплом – до 275 К.
В этом варианте дайвера интегральная удельная тяга составила 480 м/с, расход газа – 665 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 9.5 г/с или 820 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 688 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 72 ГДж/кг.
e) Дальнейшие параметрические исследования влияния степени двухконтурности силовой установки на удельный расход энергии, отнесённый к единице массы гелия-3, показали, что оно обратно влиянию этого параметра на тяговую эффективность земных ТРДД (параметры которых и были взяты за основу) – чем ниже степень двухконтурности, тем ниже энергозатраты на добычу гелия-3.
В качестве примера рассмотрим вариант дайвера SL II – 5, отличающийся от предыдущего снижением вдвое степени двухконтурности двигателей:
крейсерское число Маха M = 0.60, скоростной напор q = 20 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРДД pi<c> = 4.5, степень его двухконтурности m = 2.0, удельная тяга вентиляторного контура двигателя RI = 720 м/с, удельная тяга генераторного контура RII = 0.
В этом случае степень расширения сопла вентиляторного контура повышена с 4.45 в предыдущем варианте двигателя, до 8.10 при соответствующем повышении давления в насосе, увеличивающем давление жидкого водорода, что позволили поднять скорость истечения струи с 990 м/с до 1110 м/с и обеспечить заданный уровень удельной тяги – 720 м/с при неизменной температуре газа. В генераторном контуре температура газа на входе в турбину вследствие снижения степени двухконтурности уменьшилась до 300 К, а температура газа перед соплом упала до 155 К.
Таким образом, интегральная удельная тяга составила 480 м/с, расход газа – 665 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 9.5 г/с или 820 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 503 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 53 ГДж/кг.
d) Мощность струи N, как известно [1, 2], пропорциональна произведению расхода на квадрат её скорости истечения w, а продуктивность сбора гелия-3 f – её расходу, то есть, в первом приближении, скорости полёта дайвера v. При этом, при фиксированной удельной тяге R, скорость истечения струи w = R + v. Таким образом, N ~ v(R + v)2, а f ~ v. Следовательно, N/f ~ (R + v)2, и, пока безразмерная газодинамическая функция расхода [2] слабо зависит от скорости, для увеличения эффективности дайвера следует снижать скорость его крейсерского полёта.
Следовательно, целесообразно рассмотреть следующий вариант дайвера SL II – 4:
крейсерское число Маха M = 0.60, скоростной напор q = 20 кПа (нагрузка на крыло при этом составит 2.65 кПа; коэффициент подъёмной силы Cy в противовес сложившимся стереотипам [4] увеличивается на 10 % до значения Cy = 0.132 по сравнению с Cy opt = 0.12 [5]); масса дайвера, отнесённая к площади крыла, составит 310 кг/м2, что соответствует типичным характеристикам для АКС; высота полёта над номинальным уровнем – h = 12.5 км);
степень сжатия на компрессоре ТРДД – 4.5, степень его двухконтурности m = 4.0, удельная тяга вентиляторного контура двигателя RI = 600 м/с, удельная тяга генераторного контура RII = 0.
Максимальное аэродинамическое качество дайвера уменьшилось с 8.5 до 8.0. Вес его, вследствие снижения «центробежной разгрузки», увеличился с 2.53 МН до 2.55 МН. Вследствие этого тяга двигателей на крейсерском режиме возросла с 298 кН до 319 кН и, соответственно, увеличился расход газа и скорость накопления гелия-3.
Скорость полёта дайвера, вследствие увеличения температуры атмосферы с 61 К до 67 К, снизилась меньше, чем число Маха – в 1.59 раза – с 620 м/с до 390 м/с. При неизменном скоростном напоре q = 40 кПа, аппарат опустился бы в метановый облачный слой, верхняя кромка которого находится на высоте 9 км, поэтому скоростной напор был уменьшен вдвое и доведен до уровней, характерных для крейсерского полёта сверхзвуковых самолётов типа Concorde. В расчётном случае дайвер должен крейсировать на 3.5 км выше верхней кромки метановых облаков [3].
Температура газа перед соплом вентиляторного контура снизилась со 130 К до 118 К вследствие падения степени сжатия в газозаборнике. По этой же причине в газогенераторном контуре стало невозможным обеспечивать нулевую тягу при той же, что и раньше температуре перед газовой турбиной, так как уменьшилась допустимая степень расширения на турбине и в сопле этого контура.
Для решения этой проблемы без повышения температуры перед турбиной обратные потоки газа внешнего и внутреннего контуров разделяются уже не после, а до газо-газового теплообменника подсистемы ожижения двигательно-сепарационной системы, совместно обеспечивая, как и ранее, охлаждение прямого потока газа до заданной температуры 45 К. При этом появляется возможность поставить раздельные насосы и увеличивать давление рабочего тела в обоих контурах по разному: в вентиляторном – меньше, а генераторном – больше. Тогда легко выполняются требования, накладываемые заданными величинами удельной тяги с каждого контура, – RI = 600 м/с и RII = 0 при фиксированной температуре газа. При той же степени расширения на газовой турбине, что и в предыдущем варианте силовой установки, температура рабочего тела перед газовой турбиной генераторного контура снизилась до 510 К, а перед соплом – до 275 К.
В этом варианте дайвера интегральная удельная тяга составила 480 м/с, расход газа – 665 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 9.5 г/с или 820 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 688 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 72 ГДж/кг.
e) Дальнейшие параметрические исследования влияния степени двухконтурности силовой установки на удельный расход энергии, отнесённый к единице массы гелия-3, показали, что оно обратно влиянию этого параметра на тяговую эффективность земных ТРДД (параметры которых и были взяты за основу) – чем ниже степень двухконтурности, тем ниже энергозатраты на добычу гелия-3.
В качестве примера рассмотрим вариант дайвера SL II – 5, отличающийся от предыдущего снижением вдвое степени двухконтурности двигателей:
крейсерское число Маха M = 0.60, скоростной напор q = 20 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРДД pi<c> = 4.5, степень его двухконтурности m = 2.0, удельная тяга вентиляторного контура двигателя RI = 720 м/с, удельная тяга генераторного контура RII = 0.
В этом случае степень расширения сопла вентиляторного контура повышена с 4.45 в предыдущем варианте двигателя, до 8.10 при соответствующем повышении давления в насосе, увеличивающем давление жидкого водорода, что позволили поднять скорость истечения струи с 990 м/с до 1110 м/с и обеспечить заданный уровень удельной тяги – 720 м/с при неизменной температуре газа. В генераторном контуре температура газа на входе в турбину вследствие снижения степени двухконтурности уменьшилась до 300 К, а температура газа перед соплом упала до 155 К.
Таким образом, интегральная удельная тяга составила 480 м/с, расход газа – 665 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 9.5 г/с или 820 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 503 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 53 ГДж/кг.
Это сообщение редактировалось 18.02.2007 в 18:43
Продолжение
f) Несмотря на то, что все аэротермодинамические знания и навыки, выработанные на Земле за последний век при оптимизации полётов на максимальную дальность, в виде инстинктов буквально толкали автора на противоположные действия, естественным продолжением данного процесса оптимизации двигательно-сепарационной системы стал отказ от двухконтурности её основной подсистемы – силовой установки и превращение её в турбореактивный двигатель (ТРД) с единственным контуром и блоком ожижения рабочего тела для его сепарации.
Вариант дайвера SL II – 6 имеет одноконтурные ТРД, остальные проектные параметры остались неизменными:
крейсерское число Маха M = 0.60, скоростной напор q = 20 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРД pi<c> = 4.5, удельная тяга двигателя R = 480 м/с.
Степень сжатия в потока в газозаборнике pi<(i)> = 1.32, температура потока перед компрессором 75 К. Степень сжатия компрессора pi<c> = 4.50, температура за компрессором 137 К, давление 400 кПа. Общая степень повышения давления 5.94. Газ из газозаборника сжимается в компрессоре, поступает в газо-газовый теплообменник, в котором навстречу с равным массовым расходом движется газ обратного потока, полученный смешением водорода при температуре 20 К и гелия при температуре 50 К, поступающего из контура ожижения гелия. В результате, температура смеси – 22.5 К. Встречный поток нагревается до 118 К. С учётом того, что теплоёмкость встречного потока составляет около 0.970 теплоёмкости исходного потока, изменение его температуры составит 92 К. Таким образом, на выходе из теплообменника температура газа прямого потока будет равна 45 К, что и требуется для ожижения водорода в турбодетандере. Средний перепад температур на теплообменнике – 20 К.
Нагретый в теплообменнике ядерного реактора со 118 К до 140.5 К газ проходит через турбину со степенью расширения pi<t> = 7.78, в результате чего на ней вырабатывается механическая мощность, достаточная для привода газового компрессора двигателя и его основного насоса (или бустера и основного насоса), степень повышения давления на котором составляет 120 – от 37 кПа до 4.50 МПа. В сопло со степенью расширения 7.50 газ поступает при температуре 72 К, что при падении температуры газа до 32.5 К позволяет получить скорость истечения 870 м/с и требуемую удельную тягу 480 м/с. При этом предполагается, что коэффициент эффективности основного насоса водорода составляет nju<(p)> = 0.85, а между турбиной и соплом последовательно установлен ещё один форсажный теплообменник системы нагрева рабочего тела теплом ядерного реактора, не задействованный на крейсерском режиме полёта с коэффициентом восстановления полного давления sigma<(i)> = 0.925. Коэффициент восстановления полного давления в каналах от насоса до газовой турбины принят равным 0.95.
Итак, для варианта дайвера SL II – 6: расход газа – 665 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 9.5 г/с или 820 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 163 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 17 ГДж/кг.
g) Дальнейшее уменьшение крейсерского числа Маха до M = 0.50 при условии сохранении трёхкилометрового превышения высоты полёта над метановыми облаками (давление атмосферы – не ниже 67.5 кПа), требует при выходе на граничное значение массы дайвера, отнесённой к площади крыла, увеличения несущей способности аэродинамической компоновки на 15 %, что возможно при использования крыла изменяемой геометрии по типу известного «изделия 200» (Т-4МС) [6]. Предварительные оценки показывают, что консоли с удлинением 7.5 и относительной площадью 9 % от несущей площади дайвера с учётом потерь от взаимной интерференции в 20 % могут обеспечить увеличение коэффициента подъёмной силы до требуемого значения Cy = 0.152.
Тогда крейсерское число Маха варианта дайвера SL II – 7 будет равно M = 0.50, скоростной напор q = 14 кПа (как у современных дозвуковых пассажирских лайнеров на крейсерском режиме полёта; нагрузка на крыло при этом составит 2.15 кПа, масса дайвера, отнесённая к площади крыла – 250 кг/м2, то есть ещё находится в допустимых пределах; высота полёта – h = 12 км);
Остальные проектные параметры не изменились:
степень сжатия на компрессоре ТРДД pi<c> = 4.5, удельная тяга двигателя R = 480 м/с.
Максимальное аэродинамическое качество дайвера, вес и тяга двигателей практически сохранились. Поэтому остались прежними расход газа и скорость накопления гелия-3. Скорость полёта дайвера снизилась с 390 м/с до 325 м/с.
Степень сжатия в потока в газозаборнике pi<(i)> = 1.22, температура потока перед компрессором 72 К. Степень сжатия компрессора pi<c> = 4.50, температура за компрессором 133 К, давление 370 кПа. Общая степень повышения давления 5.49. Газ из газозаборника сжимается в компрессоре, поступает в газо-газовый теплообменник, в котором навстречу с равным массовым расходом движется газ обратного потока, полученный смешением водорода при температуре 20 К и гелия при температуре 50 К. В результате, температура смеси – 22.5 К. Встречный поток нагревается до 113.5 К. Изменение температуры встречного потока составит 88 К. Таким образом, на выходе из теплообменника температура газа прямого потока будет равна 45 К. Средний перепад температур на теплообменнике – 20 К.
Нагретый в теплообменнике ядерного реактора со 113.5 К до 139 К газ проходит через турбину со степенью расширения pi<t> = 8.22, в результате чего на ней вырабатывается механическая мощность в достаточная для привода газового компрессора двигателя и его основного насоса, степень повышения давления которого составляет 137 – от 34.5 кПа до 4.70 МПа. В сопло со степенью расширения 7.50 газ поступает при температуре 70 К, что при падении температуры газа до 31.5 К позволяет получить скорость истечения 805 м/с и требуемую удельную тягу 480 м/с.
Итак, расход газа – 665 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 9.5 г/с или 820 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 183 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 19 ГДж/кг.
Таким образом, снижение крейсерского числа Маха с 0.60 до 0.50 при сохранении удельной тяги R = 480 м/с приводит к некоторому увеличению энергозатрат. При этом возрастает и сложность конструкции дайвера вследствие введения изменяемой геометрии крыла. Следовательно, подобный вариант не может считаться целесообразным.
h) На данном этапе работы в качестве оптимального принимается вариант уранианского дайвера SL II – 6, удельный расход энергии которого при крейсерском полёте на единицу массы гелия-3 составляет 17 ГДж/кг, что в 11 раз ниже, чем у исходного варианта SL II – 1, имевшегося до начала процесса оптимизации, и в 150 – 300 раз ниже, чем при добыче гелия-3 из лунного реголита. Энергозатраты на выведение дайвера на низкую уранианскую орбиту сильно зависят от организации цикла сепарация–доставка гелия-3, и, видимо, не должны превысить уровня 2 – 3 ГДж/кг.
Следует отметить, что использованная в процессе оптимизации математическая модель на основе идеального газа со средними значениями параметров в рассчитываемых процессах, безусловно, приводит к погрешностям, особенно вблизи температуры конденсации водорода (T = 20 К), а также в окрестностях характеристической температуры его вращательного движения (T = 85 К), где наиболее быстро изменяются теплоёмкости и показатель адиабаты. Отклонения отдельных параметров, видимо, могут достигать десятков процентов, но в целом, я полагаю, точность выходных параметров дайвера, полученных сейчас, – не ниже 20 – 30%, что соизмеримо с возможными улучшениями этих показателей при дальнейшем развитии проекта.
Литература
1. Седов Л. И. – Механика сплошной среды, т. II. Москва, «Наука», 1976.
2. Абрамович Г. Н. – Прикладная газовая динамика. Москва, «Наука», 1969.
3. Lunine J. I. – The atmospheres of Uranus and Neptune. Annual Review of Astronomy and Astrophysics, 31, 1993.
4. Кюхеман Д. – Аэродинамическое проектирование самолетов. Москва, "Машиностроение", 1983.
5. Лобановский Ю. И. – Интерференционная концепция аэродинамического проектирования гиперзвуковых компоновок. 2003. SYNERJETICS GROUP Возможно ли создание нового поколения гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту? В работе излагаются основные положения интерференцио
6. Т-4МС («200») – стратегический бомбардировщик. Т4МС("200")
f) Несмотря на то, что все аэротермодинамические знания и навыки, выработанные на Земле за последний век при оптимизации полётов на максимальную дальность, в виде инстинктов буквально толкали автора на противоположные действия, естественным продолжением данного процесса оптимизации двигательно-сепарационной системы стал отказ от двухконтурности её основной подсистемы – силовой установки и превращение её в турбореактивный двигатель (ТРД) с единственным контуром и блоком ожижения рабочего тела для его сепарации.
Вариант дайвера SL II – 6 имеет одноконтурные ТРД, остальные проектные параметры остались неизменными:
крейсерское число Маха M = 0.60, скоростной напор q = 20 кПа, степень сжатия на компрессоре ТРД pi<c> = 4.5, удельная тяга двигателя R = 480 м/с.
Степень сжатия в потока в газозаборнике pi<(i)> = 1.32, температура потока перед компрессором 75 К. Степень сжатия компрессора pi<c> = 4.50, температура за компрессором 137 К, давление 400 кПа. Общая степень повышения давления 5.94. Газ из газозаборника сжимается в компрессоре, поступает в газо-газовый теплообменник, в котором навстречу с равным массовым расходом движется газ обратного потока, полученный смешением водорода при температуре 20 К и гелия при температуре 50 К, поступающего из контура ожижения гелия. В результате, температура смеси – 22.5 К. Встречный поток нагревается до 118 К. С учётом того, что теплоёмкость встречного потока составляет около 0.970 теплоёмкости исходного потока, изменение его температуры составит 92 К. Таким образом, на выходе из теплообменника температура газа прямого потока будет равна 45 К, что и требуется для ожижения водорода в турбодетандере. Средний перепад температур на теплообменнике – 20 К.
Нагретый в теплообменнике ядерного реактора со 118 К до 140.5 К газ проходит через турбину со степенью расширения pi<t> = 7.78, в результате чего на ней вырабатывается механическая мощность, достаточная для привода газового компрессора двигателя и его основного насоса (или бустера и основного насоса), степень повышения давления на котором составляет 120 – от 37 кПа до 4.50 МПа. В сопло со степенью расширения 7.50 газ поступает при температуре 72 К, что при падении температуры газа до 32.5 К позволяет получить скорость истечения 870 м/с и требуемую удельную тягу 480 м/с. При этом предполагается, что коэффициент эффективности основного насоса водорода составляет nju<(p)> = 0.85, а между турбиной и соплом последовательно установлен ещё один форсажный теплообменник системы нагрева рабочего тела теплом ядерного реактора, не задействованный на крейсерском режиме полёта с коэффициентом восстановления полного давления sigma<(i)> = 0.925. Коэффициент восстановления полного давления в каналах от насоса до газовой турбины принят равным 0.95.
Итак, для варианта дайвера SL II – 6: расход газа – 665 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 9.5 г/с или 820 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 163 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 17 ГДж/кг.
g) Дальнейшее уменьшение крейсерского числа Маха до M = 0.50 при условии сохранении трёхкилометрового превышения высоты полёта над метановыми облаками (давление атмосферы – не ниже 67.5 кПа), требует при выходе на граничное значение массы дайвера, отнесённой к площади крыла, увеличения несущей способности аэродинамической компоновки на 15 %, что возможно при использования крыла изменяемой геометрии по типу известного «изделия 200» (Т-4МС) [6]. Предварительные оценки показывают, что консоли с удлинением 7.5 и относительной площадью 9 % от несущей площади дайвера с учётом потерь от взаимной интерференции в 20 % могут обеспечить увеличение коэффициента подъёмной силы до требуемого значения Cy = 0.152.
Тогда крейсерское число Маха варианта дайвера SL II – 7 будет равно M = 0.50, скоростной напор q = 14 кПа (как у современных дозвуковых пассажирских лайнеров на крейсерском режиме полёта; нагрузка на крыло при этом составит 2.15 кПа, масса дайвера, отнесённая к площади крыла – 250 кг/м2, то есть ещё находится в допустимых пределах; высота полёта – h = 12 км);
Остальные проектные параметры не изменились:
степень сжатия на компрессоре ТРДД pi<c> = 4.5, удельная тяга двигателя R = 480 м/с.
Максимальное аэродинамическое качество дайвера, вес и тяга двигателей практически сохранились. Поэтому остались прежними расход газа и скорость накопления гелия-3. Скорость полёта дайвера снизилась с 390 м/с до 325 м/с.
Степень сжатия в потока в газозаборнике pi<(i)> = 1.22, температура потока перед компрессором 72 К. Степень сжатия компрессора pi<c> = 4.50, температура за компрессором 133 К, давление 370 кПа. Общая степень повышения давления 5.49. Газ из газозаборника сжимается в компрессоре, поступает в газо-газовый теплообменник, в котором навстречу с равным массовым расходом движется газ обратного потока, полученный смешением водорода при температуре 20 К и гелия при температуре 50 К. В результате, температура смеси – 22.5 К. Встречный поток нагревается до 113.5 К. Изменение температуры встречного потока составит 88 К. Таким образом, на выходе из теплообменника температура газа прямого потока будет равна 45 К. Средний перепад температур на теплообменнике – 20 К.
Нагретый в теплообменнике ядерного реактора со 113.5 К до 139 К газ проходит через турбину со степенью расширения pi<t> = 8.22, в результате чего на ней вырабатывается механическая мощность в достаточная для привода газового компрессора двигателя и его основного насоса, степень повышения давления которого составляет 137 – от 34.5 кПа до 4.70 МПа. В сопло со степенью расширения 7.50 газ поступает при температуре 70 К, что при падении температуры газа до 31.5 К позволяет получить скорость истечения 805 м/с и требуемую удельную тягу 480 м/с.
Итак, расход газа – 665 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 9.5 г/с или 820 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 183 МВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 19 ГДж/кг.
Таким образом, снижение крейсерского числа Маха с 0.60 до 0.50 при сохранении удельной тяги R = 480 м/с приводит к некоторому увеличению энергозатрат. При этом возрастает и сложность конструкции дайвера вследствие введения изменяемой геометрии крыла. Следовательно, подобный вариант не может считаться целесообразным.
h) На данном этапе работы в качестве оптимального принимается вариант уранианского дайвера SL II – 6, удельный расход энергии которого при крейсерском полёте на единицу массы гелия-3 составляет 17 ГДж/кг, что в 11 раз ниже, чем у исходного варианта SL II – 1, имевшегося до начала процесса оптимизации, и в 150 – 300 раз ниже, чем при добыче гелия-3 из лунного реголита. Энергозатраты на выведение дайвера на низкую уранианскую орбиту сильно зависят от организации цикла сепарация–доставка гелия-3, и, видимо, не должны превысить уровня 2 – 3 ГДж/кг.
Следует отметить, что использованная в процессе оптимизации математическая модель на основе идеального газа со средними значениями параметров в рассчитываемых процессах, безусловно, приводит к погрешностям, особенно вблизи температуры конденсации водорода (T = 20 К), а также в окрестностях характеристической температуры его вращательного движения (T = 85 К), где наиболее быстро изменяются теплоёмкости и показатель адиабаты. Отклонения отдельных параметров, видимо, могут достигать десятков процентов, но в целом, я полагаю, точность выходных параметров дайвера, полученных сейчас, – не ниже 20 – 30%, что соизмеримо с возможными улучшениями этих показателей при дальнейшем развитии проекта.
Литература
1. Седов Л. И. – Механика сплошной среды, т. II. Москва, «Наука», 1976.
2. Абрамович Г. Н. – Прикладная газовая динамика. Москва, «Наука», 1969.
3. Lunine J. I. – The atmospheres of Uranus and Neptune. Annual Review of Astronomy and Astrophysics, 31, 1993.
4. Кюхеман Д. – Аэродинамическое проектирование самолетов. Москва, "Машиностроение", 1983.
5. Лобановский Ю. И. – Интерференционная концепция аэродинамического проектирования гиперзвуковых компоновок. 2003. SYNERJETICS GROUP Возможно ли создание нового поколения гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту? В работе излагаются основные положения интерференцио
6. Т-4МС («200») – стратегический бомбардировщик. Т4МС("200")
Это сообщение редактировалось 23.02.2007 в 11:30
Крейсерский полёт и сепарация IV
IV. Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера. Пример 8 (SL II – 8). Дайвер с ПВРД
i) В разделах III – IV предыдущих посланий urbi et orbi «Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера…» были рассмотрены 7 вариантов уранианского дайвера с объединённой двигательно-сепарационной установкой на основе ТРД (ТРДД). Удельный расход энергии при крейсерском полёте на единицу массы гелия-3 оптимального варианта дайвера SL II – 6 составляет 17 ГДж/кг, что в 150 – 300 раз ниже, чем при добыче гелия-3 из лунного реголита.
Для завершения картины добычи гелия-3 уранианскими дайверами в качестве последнего мазка рассмотрим вариант аппарата с прямоточным (атмосферно-) воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), эксплуатируемым на крейсерском режиме полёта – SL II – 8.
Примем крейсерское число Маха этого варианта равным M = 3.0, которое является типичным для аппаратов с ПВРД при дозвуковом горении (нагреве), а скоростной напор q = 50 кПа. Коэффициент подъёмной силы Cy opt пересчитывается по известным закономерностям сверхзвукового обтекания и в соответствии со сложившимися стереотипами уменьшается на 10 % [1]. Получается, что Cy = 0.081 на крейсерском режиме полёта, нагрузка на крыло G/S = 385 кПа, масса дайвера, отнесённая к площади крыла, составляет 475 кг/м2, высота полёта над номинальным уровнем – h = 84 км.
Максимальное аэродинамическое качество дайвера равно 6.0 [2]. Вес его, вследствие «центробежной разгрузки», составляет 2.43 МН. Вследствие этого тяга двигателей на крейсерском режиме равна 405 кН. Удельная тяга двигателя R = 480 м/с, степень расширения потока в сопле – p<n> = 30.0
Степень сжатия в потока в газозаборнике pi<(i)> = 24.4 (коэффициент восстановления полного давления равен 0.73), температура потока перед теплообменником 185 К, давление 165 кПа. Газ из газозаборника поступает в газо-газовый теплообменник, в котором навстречу с равным массовым расходом движется газ обратного потока, полученный смешением водорода при температуре 20 К и гелия при температуре 50 К, поступающего из контура ожижения гелия. В результате, температура смеси – 22.5 К. Встречный поток нагревается до 165 К. С учётом того, что теплоёмкость встречного потока составляет около 0.980 теплоёмкости исходного потока, изменение его температуры составит 140 К. Таким образом, на выходе из теплообменника температура газа прямого потока будет равна 45 К. Средний перепад температур на теплообменнике – 21 К.
Охладившийся до 45 К газ из теплообменника поступает на реактивный турбодетандер со степенью расширения pi<t> = 9.92. Давление жидкого водорода на выходе из турбодетандера составит 2.46 от входного, то есть 16.5 кПа. Далее давление водорода повышается в основном насосе в 13.9 раза от 16.5 кПа до 230 кПа. Для этого насоса необходимо создать специальный привод, очевидно, в виде турбоагрегата, работающего на части потока нагретого газа. Эти затраты в данной оценке не учитывались.
Нагретый в теплообменнике ядерного реактора со 165 К до 305 К газ выходит через сопло со степенью расширения 30.0. Его температура уменьшается до 105 К, что позволяет получить скорость истечения 2215 м/с и требуемую удельную тягу 480 м/с.
Итак, для варианта дайвера SL II – 8: расход газа – 845 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 12.0 г/с или 1040 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 1.50 ГВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 125 ГДж/кг, что в 7.4 раза больше, чем у оптимального варианта дайвера SL II – 6 с TРД. Кроме того, бОльший расход газа при меньшем давлении и бОльшей скорости требует, примерно, двукратного увеличения входной площади газозаборника.
Литература
1. Кюхеман Д. – Аэродинамическое проектирование самолетов. Москва, "Машиностроение", 1983.
2. Лобановский Ю. И. – Интерференционная концепция аэродинамического проектирования гиперзвуковых компоновок. 2003. SYNERJETICS GROUP Возможно ли создание нового поколения гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту? В работе излагаются основные положения интерференцио
IV. Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера. Пример 8 (SL II – 8). Дайвер с ПВРД
i) В разделах III – IV предыдущих посланий urbi et orbi «Синтез двигательно-сепарационной системы, аэродинамики и траектории полёта дайвера…» были рассмотрены 7 вариантов уранианского дайвера с объединённой двигательно-сепарационной установкой на основе ТРД (ТРДД). Удельный расход энергии при крейсерском полёте на единицу массы гелия-3 оптимального варианта дайвера SL II – 6 составляет 17 ГДж/кг, что в 150 – 300 раз ниже, чем при добыче гелия-3 из лунного реголита.
Для завершения картины добычи гелия-3 уранианскими дайверами в качестве последнего мазка рассмотрим вариант аппарата с прямоточным (атмосферно-) воздушно-реактивным двигателем (ПВРД), эксплуатируемым на крейсерском режиме полёта – SL II – 8.
Примем крейсерское число Маха этого варианта равным M = 3.0, которое является типичным для аппаратов с ПВРД при дозвуковом горении (нагреве), а скоростной напор q = 50 кПа. Коэффициент подъёмной силы Cy opt пересчитывается по известным закономерностям сверхзвукового обтекания и в соответствии со сложившимися стереотипами уменьшается на 10 % [1]. Получается, что Cy = 0.081 на крейсерском режиме полёта, нагрузка на крыло G/S = 385 кПа, масса дайвера, отнесённая к площади крыла, составляет 475 кг/м2, высота полёта над номинальным уровнем – h = 84 км.
Максимальное аэродинамическое качество дайвера равно 6.0 [2]. Вес его, вследствие «центробежной разгрузки», составляет 2.43 МН. Вследствие этого тяга двигателей на крейсерском режиме равна 405 кН. Удельная тяга двигателя R = 480 м/с, степень расширения потока в сопле – p<n> = 30.0
Степень сжатия в потока в газозаборнике pi<(i)> = 24.4 (коэффициент восстановления полного давления равен 0.73), температура потока перед теплообменником 185 К, давление 165 кПа. Газ из газозаборника поступает в газо-газовый теплообменник, в котором навстречу с равным массовым расходом движется газ обратного потока, полученный смешением водорода при температуре 20 К и гелия при температуре 50 К, поступающего из контура ожижения гелия. В результате, температура смеси – 22.5 К. Встречный поток нагревается до 165 К. С учётом того, что теплоёмкость встречного потока составляет около 0.980 теплоёмкости исходного потока, изменение его температуры составит 140 К. Таким образом, на выходе из теплообменника температура газа прямого потока будет равна 45 К. Средний перепад температур на теплообменнике – 21 К.
Охладившийся до 45 К газ из теплообменника поступает на реактивный турбодетандер со степенью расширения pi<t> = 9.92. Давление жидкого водорода на выходе из турбодетандера составит 2.46 от входного, то есть 16.5 кПа. Далее давление водорода повышается в основном насосе в 13.9 раза от 16.5 кПа до 230 кПа. Для этого насоса необходимо создать специальный привод, очевидно, в виде турбоагрегата, работающего на части потока нагретого газа. Эти затраты в данной оценке не учитывались.
Нагретый в теплообменнике ядерного реактора со 165 К до 305 К газ выходит через сопло со степенью расширения 30.0. Его температура уменьшается до 105 К, что позволяет получить скорость истечения 2215 м/с и требуемую удельную тягу 480 м/с.
Итак, для варианта дайвера SL II – 8: расход газа – 845 кг/с, скорость накопления гелия-3 – 12.0 г/с или 1040 кг/сутки, тепловая мощность теплообменника (ядерного реактора) 1.50 ГВт, удельный расход энергии на единицу массы гелия-3 – 125 ГДж/кг, что в 7.4 раза больше, чем у оптимального варианта дайвера SL II – 6 с TРД. Кроме того, бОльший расход газа при меньшем давлении и бОльшей скорости требует, примерно, двукратного увеличения входной площади газозаборника.
Литература
1. Кюхеман Д. – Аэродинамическое проектирование самолетов. Москва, "Машиностроение", 1983.
2. Лобановский Ю. И. – Интерференционная концепция аэродинамического проектирования гиперзвуковых компоновок. 2003. SYNERJETICS GROUP Возможно ли создание нового поколения гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЛА), совершающих скоростной крейсерский полет в атмосфере или разгон для выхода на низкую околоземную орбиту? В работе излагаются основные положения интерференцио
Это сообщение редактировалось 23.02.2007 в 11:47
RD, 2007-02-09, 08:30:33, #9
RD> Добавлю ссылок...
RD> И облака Урана на рисунке
Дмитрий, а как Вы добыли этом график распределения облаков на Уране и Нептуне - clouds.jpg?
RD> Добавлю ссылок...
RD> И облака Урана на рисунке
Дмитрий, а как Вы добыли этом график распределения облаков на Уране и Нептуне - clouds.jpg?
Streamflow>Дмитрий, а как Вы добыли этом график распределения облаков на Уране и Нептуне - clouds.jpg?
см. e-mail
см. e-mail
Рвусь из сил, и из всех сухожилий,
Но сегодня - не так, как вчера,-
Обложили меня, обложили,
Но остались ни с чем егеря!
В. С. Высоцкий
Но сегодня - не так, как вчера,-
Обложили меня, обложили,
Но остались ни с чем егеря!
В. С. Высоцкий
Причины, из-за которых атомолеты не залетали – заключаются совсем не в технической нереализуемости. Но эти же причины совершенно несущественны на Уране.
Это сообщение редактировалось 02.03.2007 в 09:44
RD> Причины, из-за которых атомолеты не залетали – заключаются совсем не в технической нереализуемости. Но эти же причины совершенно несущественны на Уране.
Ну, да.
1. Задачи, которые они должны были решать, решены другими способами.
2. Пожалели экипажи.
3. Пожалели окрестное население.
На Уране:
1. Других способов нет.
2. Экипажей нет.
3. Окрестного населения нет
Комментарии к картинкам:
1. NB-36 вживую не видел (видимо, к счастью ), но B-36, несмотря на всю его архаичность, впечатление производит.
http://jpcolliat.free.fr/x6/x6-7.htm
2. Быстро же B-58 потерял свой реактор...
http://jpcolliat.free.fr/x6/x6-8.htm
3. Советские ядерные самолёты - Старфайтер и Виджилент (с другими воздухозаборниками)
http://jpcolliat.free.fr/x6/x6-11.htm
Ну, да.
1. Задачи, которые они должны были решать, решены другими способами.
2. Пожалели экипажи.
3. Пожалели окрестное население.
На Уране:
1. Других способов нет.
2. Экипажей нет.
3. Окрестного населения нет
Комментарии к картинкам:
1. NB-36 вживую не видел (видимо, к счастью
), но B-36, несмотря на всю его архаичность, впечатление производит.http://jpcolliat.free.fr/x6/x6-7.htm
2. Быстро же B-58 потерял свой реактор...
http://jpcolliat.free.fr/x6/x6-8.htm
3. Советские ядерные самолёты - Старфайтер и Виджилент (с другими воздухозаборниками)
http://jpcolliat.free.fr/x6/x6-11.htm
Это сообщение редактировалось 02.03.2007 в 17:27
Наконец, тяга скрэмджета превысила сопротивление дайвера. Оптимизация...
Привет вам, близнецы, Марса порождение!
И. Кеплер
Итак, целенаправленная работа над аэрокосмической системой добычи гелия-3 в атмосфере Урана, начатая 31 декабря 2006 года, то есть 85 дней назад, завершена. Ключевым элементом этой системы является дайвер с ядерным источником энергии SL II.
Оценки первого уровня сделаны. Получены настолько неожиданные результаты, что я решил не выносить пока их на форум. Сообщу только, что для рассмотренного сценария затраты энергии на добычу килограмма гелия-3 составили, по оценкам, 7.8 ГДж, что, примерно, в 700 раз меньше, чем при добыче гелия-3 из лунного реголита.
Так как мы постепенно возвращаемся в средневековье, то по аналогии с анаграммами, которые составлялись учёными тех времён, например, Кеплером, для утверждения своего приоритета, с той же целью привожу в этом посте анаграмму:
"Боже, тя не быть лаптем от газет!"
При правильном прочтении она имеет значительно больше смысла, чем в представленном варианте, и описывает самый неожиданный результат данного проекта
И. Кеплер
Итак, целенаправленная работа над аэрокосмической системой добычи гелия-3 в атмосфере Урана, начатая 31 декабря 2006 года, то есть 85 дней назад, завершена. Ключевым элементом этой системы является дайвер с ядерным источником энергии SL II.
Оценки первого уровня сделаны. Получены настолько неожиданные результаты, что я решил не выносить пока их на форум. Сообщу только, что для рассмотренного сценария затраты энергии на добычу килограмма гелия-3 составили, по оценкам, 7.8 ГДж, что, примерно, в 700 раз меньше, чем при добыче гелия-3 из лунного реголита.
Так как мы постепенно возвращаемся в средневековье, то по аналогии с анаграммами, которые составлялись учёными тех времён, например, Кеплером, для утверждения своего приоритета, с той же целью привожу в этом посте анаграмму:
"Боже, тя не быть лаптем от газет!"
При правильном прочтении она имеет значительно больше смысла, чем в представленном варианте, и описывает самый неожиданный результат данного проекта
Это сообщение редактировалось 26.03.2007 в 07:06
tmp_Kweni
tmp_Kweni
новичок
Всем хороша идея идея добычи гелия на Уране, но содержит она один печальный изъян, способный, по-видимому, её похоронить.
Итак, предлагается летать в атмосфере Урана на космическом самолёте и, прогоняя атмосферу Урана сквозь двигатель, одновременно разделять содержащиеся в ней газы методом охлаждения, выделяя гелий-3. Таким образом Streamflow обрабатывал 315 кг газа в секунду и при расчётах у него получалась просто сказочная эффективность добычи.
К сожалению, при скорости самолёта 620 м/с, длине газоперерабатывающего тракта 5 м и сжатии газа в тракте в 9,18 раз время нахождения атмосферных газов в аппарате составляет всего 0,074с. И за эту ничтожную долю секунды предлагается охладить газ со 148 К до 20 К с помощью теплообменника, отделить водород, сжать остаток ещё в 10 раз, охладить до 9К и так далее... Если первая операция займёт половину всего времени, то скорость охлаждения на теплообменнике должна в среднем составлять 3460 градусов в секунду - хотел бы я увидеть теплообменник с такими характеристиками.
Таким образом, совмещение двигательной и газоразделительной установок является не достоинством системы, как считает Streamflow, а её недостатком из-за сильно различающейся пропускной способности подсистем. В результате только очень малую долю газа, забираемого газозаборником двигателя, можно будет пустить на газоразделительную переработку, и соответственно эффективность добычи во много (подозреваю - в десятки тысяч) раз упадёт, а время, потребное самолёту для добычи единицы массы гелия-3, чрезвычайно сильно увеличится.
Итак, предлагается летать в атмосфере Урана на космическом самолёте и, прогоняя атмосферу Урана сквозь двигатель, одновременно разделять содержащиеся в ней газы методом охлаждения, выделяя гелий-3. Таким образом Streamflow обрабатывал 315 кг газа в секунду и при расчётах у него получалась просто сказочная эффективность добычи.
К сожалению, при скорости самолёта 620 м/с, длине газоперерабатывающего тракта 5 м и сжатии газа в тракте в 9,18 раз время нахождения атмосферных газов в аппарате составляет всего 0,074с. И за эту ничтожную долю секунды предлагается охладить газ со 148 К до 20 К с помощью теплообменника, отделить водород, сжать остаток ещё в 10 раз, охладить до 9К и так далее... Если первая операция займёт половину всего времени, то скорость охлаждения на теплообменнике должна в среднем составлять 3460 градусов в секунду - хотел бы я увидеть теплообменник с такими характеристиками.
Таким образом, совмещение двигательной и газоразделительной установок является не достоинством системы, как считает Streamflow, а её недостатком из-за сильно различающейся пропускной способности подсистем. В результате только очень малую долю газа, забираемого газозаборником двигателя, можно будет пустить на газоразделительную переработку, и соответственно эффективность добычи во много (подозреваю - в десятки тысяч) раз упадёт, а время, потребное самолёту для добычи единицы массы гелия-3, чрезвычайно сильно увеличится.
Сначала общий ответ: насколько мне известно, мною впервые рассмотрена аэрокосмическая система добычи гелия-3 в атмосфере Урана на уровне внутренне согласованной концепции, опирающейся на числовые оценки, а не на уровне более или менее правдоподобных высказываний. Эта концепция полностью опирается либо на существующие технологии, либо на такие, которые могут быть при необходимости реализованы "здесь и сейчас" за минимальное время, либо даже на те технологии, которые, насколько я могу судить, уже в какой-то мере утеряны за последние десятилетия. При этом технологии должны использоваться в необычных условиях и, поэтому, требования к агрегатам, реализующим их, могут отличаться от привычных. Вдобавок, характеристики этих агрегатов выбраны, насколько я понимаю, близкими к предельным.
Поэтому, только при переходе от уровня концепции к уровню НИР и ОКР можно более точно сказать, реализуемо ли то, что заложено в концепции, или уже находится за гранью возможного. Если мы выходим за грань, требуются иные, в том числе и концептуальные решения. В качестве критических проблем, которые видятся мне, мог бы отметить следующие:
1. Доставка дайвера на низкую орбиту около Урана;
2. Создание скрэмджета, работающего до M = 18.7, что обеспечивает выход дайвера на орбиту без использования доразгонных ракетных двигателей;
3. Создание ядерной силовой установки, обеспечивающей в течение примерно часа за полёт тепловую мощность от 10 до 15 ГВт;
4. Разработка теплозащиты дайвера;
5. Работа аппаратуры и конструкции дайвера в течение порядка 10 лет, возможно при наличии заметного радиоактивного облучения и без обслуживания людьми;
6. И, наконец, создание эффективной объединённой двигательно-сепарирующей установки с её теплообменниками.
Теперь ответ частный: да, теплообменники - это один из ключевых элементов дайвера. И если они не будут достаточно эффективны, то ничего не получится. Однако, приведённые в предыдущем сообщении цифры не имеют ничего общего с правильными данными. Скорость потока газа в воздухозаборнике летательного аппарата, не использующего скрэмджет, много ниже, чем скорость полёта. Скорость потока на выходе из компрессора ниже, чем в воздухозаборнике. Скорость потока газа как в камере сгорания ТРД, так и в теплообменнике объединённой двигательно-сепарирующей установке, меньше, чем на выходе из компрессора. Порядок скорости потока газа там ~ 10 м/с.
Далее, я думаю, можно не продолжать. Для того, чтобы разрешить проблемы, поднятые уважаемым оппонентом, необходимо просто попытаться спроектировать соответствующий теплообменник, и, как мне кажется он, будет отличаться от многих прототипов, в основном, только более низким уровнем температур. Хотя гарантии отсутствия проблем сейчас, я думаю, никто дать не сможет.
Поэтому, только при переходе от уровня концепции к уровню НИР и ОКР можно более точно сказать, реализуемо ли то, что заложено в концепции, или уже находится за гранью возможного. Если мы выходим за грань, требуются иные, в том числе и концептуальные решения. В качестве критических проблем, которые видятся мне, мог бы отметить следующие:
1. Доставка дайвера на низкую орбиту около Урана;
2. Создание скрэмджета, работающего до M = 18.7, что обеспечивает выход дайвера на орбиту без использования доразгонных ракетных двигателей;
3. Создание ядерной силовой установки, обеспечивающей в течение примерно часа за полёт тепловую мощность от 10 до 15 ГВт;
4. Разработка теплозащиты дайвера;
5. Работа аппаратуры и конструкции дайвера в течение порядка 10 лет, возможно при наличии заметного радиоактивного облучения и без обслуживания людьми;
6. И, наконец, создание эффективной объединённой двигательно-сепарирующей установки с её теплообменниками.
Теперь ответ частный: да, теплообменники - это один из ключевых элементов дайвера. И если они не будут достаточно эффективны, то ничего не получится. Однако, приведённые в предыдущем сообщении цифры не имеют ничего общего с правильными данными. Скорость потока газа в воздухозаборнике летательного аппарата, не использующего скрэмджет, много ниже, чем скорость полёта. Скорость потока на выходе из компрессора ниже, чем в воздухозаборнике. Скорость потока газа как в камере сгорания ТРД, так и в теплообменнике объединённой двигательно-сепарирующей установке, меньше, чем на выходе из компрессора. Порядок скорости потока газа там ~ 10 м/с.
Далее, я думаю, можно не продолжать. Для того, чтобы разрешить проблемы, поднятые уважаемым оппонентом, необходимо просто попытаться спроектировать соответствующий теплообменник, и, как мне кажется он, будет отличаться от многих прототипов, в основном, только более низким уровнем температур. Хотя гарантии отсутствия проблем сейчас, я думаю, никто дать не сможет.
Streamflow> 2. Создание скрэмджета, работающего до M = 18.7, что обеспечивает выход дайвера на орбиту без использования доразгонных ракетных двигателей;
Отмечу, однако, что Kweni в чём-то прав, только поднятая им проблема относится к скрэмджету. При избранном мной несколько экстремальном подходе в существующей версии концепции предполагается, что дайвер выходит на низкую уранианскую орбиту(1000 км от уровня давления 0.1 МПа) без использования доразгонных ракетных двигателей. При этом скорость его полёта относительно атмосферы на высоте около 200 км (и в перевернутом положении) должна составлять 12.4 км/с (M = 18.7). Скорость потока в теплообменнике скрэмджета будет около 11.5 км/с (отмечу, что сейчас в скрэмджетах предполагается применять камеры сгорания, а не теплообменники). Вот это, видимо и есть главная технологическая проблема предлагаемой концепции. Правда, длина этого теплообменника может быть не 5 м, а видимо, на порядок больше. И об ожижении газа речи уже не идёт...
Отмечу, однако, что Kweni в чём-то прав, только поднятая им проблема относится к скрэмджету. При избранном мной несколько экстремальном подходе в существующей версии концепции предполагается, что дайвер выходит на низкую уранианскую орбиту(1000 км от уровня давления 0.1 МПа) без использования доразгонных ракетных двигателей. При этом скорость его полёта относительно атмосферы на высоте около 200 км (и в перевернутом положении) должна составлять 12.4 км/с (M = 18.7). Скорость потока в теплообменнике скрэмджета будет около 11.5 км/с (отмечу, что сейчас в скрэмджетах предполагается применять камеры сгорания, а не теплообменники). Вот это, видимо и есть главная технологическая проблема предлагаемой концепции. Правда, длина этого теплообменника может быть не 5 м, а видимо, на порядок больше. И об ожижении газа речи уже не идёт...
Copyright © Balancer 1997..2020
Создано 08.02.2007
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
Создано 08.02.2007
Связь с владельцами и администрацией сайта: anonisimov@gmail.com, rwasp1957@yandex.ru и admin@balancer.ru.
