Итак, я кое-что читал о тепловых ракетах, от НТР до идей о лучевых двигателях. Теперь основная концепция состоит в том, чтобы выжать больше Isp из традиционных видов топлива, таких как жидкий водород. В частности, если вы нагреваете H2 примерно до 2700K (в зависимости от давления), он распадается на количества H1, что дает большой прирост скорости выхлопа и, следовательно, Isp.
Я уверен, что я не первый, кто подумал об этом, но вместо сложных схем передачи энергии движущемуся кораблю, почему бы просто не использовать источник энергии на земле для создания тепла, возможно, плотной плазмы, как в термоядерные эксперименты, а затем использовать его для нагрева топлива, которое поднимет корабль на орбиту? По сути, подключите ракету. Вам нужно всего около 10 минут, чтобы выйти на орбиту, поэтому эта система должна быть жизнеспособной только в течение короткого времени. Вы можете использовать отражающие барьеры, чтобы свести к минимуму радиационные потери тепла и направить их в теплообменник.
Думаю, это скорее мысленный эксперимент, чем серьезное предложение. Каковы недостатки такой конструкции?
Проблема будет заключаться в огромном увеличении объема и/или увеличении давления на стенки резервуара, поэтому вы не можете просто предварительно нагреть весь объем криогенного топлива, вы хотите хранить его с высокой плотностью, но при этом контролируемом давлении, а затем предварительно нагреть их, когда они входят в расширительную камеру, чтобы улучшить скорость их выхлопа. Другой способ думать об этом заключается в том, что плотность запасенного топлива по отношению к его плотности после выброса ( тепловое расширение ) представляет собой накопленную энергию, которую ракета использует для движения. Это то, что мы называем реакционной массой.. Если бы вы все это предварительно нагрели, даже если бы вам удалось как-то стабильно хранить это, не увеличивая вес ракеты, вы бы выбросили много этой потенциальной энергии. Либо так, либо давление на стенки резервуара будет слишком высоким, и мы снова вернемся к проблемам веса и объема резервуара.
Если вы перегрели только часть этого топлива, чтобы использовать его позже в качестве источника тепловой энергии для предварительного нагрева остальной его части, когда она подается в двигатель, проблема становится одной из проблем изоляции этой высокотемпературной массы от остальной части вашего топлива. чтобы они оставались стабильными. Что снова потребовало бы большей изоляции, более прочной конструкции для ее удержания и излишнего увеличения веса и сложности ракеты. Он также будет иметь ограниченный тепловой потенциал, что-то вроде смешивания горячей воды из котла с холодной водой, и вы никогда не сможете использовать весь потенциал теплового расширения. Таким образом, просто проще и экономичнее предварительно нагревать топливо по требованию и повторно использовать столько запасенной термохимической энергии, которую они обеспечивают для него, поскольку они сгорают в камере сгорания ..
Как бы то ни было, ракеты на самом деле подключаются к стене с помощью шлангокабелей за несколько минут до запуска, когда они переключаются на внутреннее питание. Таким образом, они могут использовать весь ток , который им требуется от сети, для своих нужд в электроэнергии вплоть до самых последних нескольких минут (обычно около T-3 минут) перед полетом и, таким образом, экономить свои бортовые источники энергии.
Я не физик и точно не умею считать. Но давайте посмотрим на соответствующие цифры.
Очень (!!!) грубо говоря, ракетный двигатель первой ступени потребляет более 1000 л/сек топлива примерно за пять минут. Это 300 тонн топлива, обход, который нужно нагреть примерно на 2700 К.
Вы можете получить плазму с температурой 10^7 К в лаборатории... но это ничтожное количество, а это значит, что смешивание их даже с 1 л LH2 не даст вам больше, чем затяжку H2. На самом деле вам придется довольствоваться гораздо более низким нагревом.
Если вы допускаете десять тонн «аккумулирования тепла», даже при условии 100% эффективности потребуется, чтобы «аккумулятор» был нагрет до 81 000 К. (Представьте это в уме. Десять тонн чего-то, что в 25 раз горячее, чем температура кипения утюг.)
Теперь представьте инженерные проблемы, связанные с тем, чтобы сначала нагреть его, затем сохранить его изолированным, а затем передать тепло топливу в требуемом количестве за требуемое время.
Тогда помните, что вы не получите 100% КПД, только не с теплом как формой энергии. Вам нужно либо еще больше веса, либо еще больше K в хранилище.
И это при самых оптимистичных цифрах, от которых, я уверен, любой настоящий ученый поморщится и скажет, что я перестарался на несколько порядков.
Тепло как накопитель энергии? Без шансов.
Обычно это известно как Beamed Power Propulsion.
Силовая установка с лучевым приводом - это класс двигательных механизмов самолета или космического корабля, который использует энергию, передаваемую космическому кораблю от удаленной силовой установки, для обеспечения энергии. Большинство конструкций представляют собой тепловые ракеты, в которых энергия обеспечивается лучом и используется для перегрева топлива, которое затем обеспечивает движение, хотя некоторые получают движение непосредственно за счет светового давления, действующего на конструкцию легкого паруса, а на малой высоте нагрев воздуха дает дополнительную тягу.
О... старая добрая паровая ракета .
https://en.wikipedia.org/wiki/Skycycle_X-2
Эти модели не предназначались для выхода на орбиту. Некоторые более продвинутые конструкции паровых ракет имеют дополнительный внешний источник энергии (например, нагреваются лазером или микроволновым лучом), поскольку они не могут нести с собой достаточно энергии (тепла) (как уже было сказано ранее).
https://en.wikipedia.org/wiki/Steam_rocket
+1
AlanSE
AlanSE
Викки
СФ.
DevSolar