ЭЛЕКТРОСТАНЦИЯ НА РАКЕТЕ


ГЛАВА 7

ЭЛЕКТРОСТАНЦИЯ НА РАКЕТЕ

Проблема подвода энергии, необходимой для работы ракетного двигателя, совершенно незнакома тем, кто имеет дело с обычными термохимическими двигателями — ведь источником энергии в этом случае является само рабочее вещество двигателя, т. е. его топливо. Такая проблема возникает только с того момента, как принимается решение разделить рабочее вещество и источник энергии, например с целью возможного увеличения удельного импульса, о чем шла речь выше. Так именно обстоит дело с электроракет-ными двигателями.

Чтобы рассмотреть вопрос о питании этих двигателей электроэнергией, следует прежде всего оценить порядок величины потребной энергии. Само собой разумеется, что этим будет определяться характер возникающих научно-технических задач — одно дело миниатюрная электробатарейка для карманного фонаря или ручных часов, другое — электростанция огромного города. К сожалению, как мы сейчас увидим, последний пример гораздо ближе к тому, с чем приходится иметь дело в ракетной технике, ибо именно таков порядок мощностей современных ракетных двигателей.

О мощности термохимического ракетного двигателя его создатели обычно не особенно беспокоятся и часто даже не думают. Для них важна тяга, удельный импульс, тепловые нагрузки, характерные для двигателя удельные параметры. А сколько лошадиных сил таится в сгорающем топливе или сколько их уносит с собой реактивная струя газов, вытекающих из двигателя, — не все ли равно, в конце концов?

Этим стоит заинтересоваться разве только при скрупулезном анализе энергетического баланса двигателя. Но для наших целей нам нужна именно мощность двигателя.

Если иметь в виду полезную мощность N любого ракетного двигателя, то она эквивалентна, очевидно, кинетической энергии реактивной струи; об этом уже говорилось в гл. 2. Следовательно,

7V_mW* G-W*

/V ""2-75"“ 150-g *

где С — секундный весовой расход газов в кГ/сек (^т = , W — скорость истечения (м/сек), N — мощность (л. с.).

Удобно, пожалуй, несколько преобразовать эту формулу. Это можно сделать, если учесть, что тяга двигателя

«-г*

а удельный импульс

Действительно, вводя в формулу мощности эти две величины, получаем

15 *

Чему же будет равняться полезная мощность современного мощного термохимического ракетного двигателя тягой, скажем, 100 Г? Если принять величину удельного импульса 300 сек, то эта мощность будет равна

10° °00 • 300 = 2 000 000 л, с.

Такая колоссальная величина мощности (2 миллиона лошадиных сил!) поневоле наводит на грустные размышления. В случае разделения источника энергии и рабочего вещества, например, при использовании электроракетных двигателей, на ракете должна находиться электростанция по крайней мере вдвое большей мощности (если учесть неизбежные потери энергии), т. е. мощнее Братской ГЭС! Не правда ли, сама идея применения электроракетных двигателей тем самым становится весьма сомнительной?

Однако мы вспоминаем, что тяга электроракетных двигателей может быть небольшой, неизмеримо меньше, чем приведенные в примере 100 Т. Если до сих пор законом

развития ракетной техники было непрерывное увеличение тяги двигателей, то электроракетные двигатели означают такой качественный скачок вперед, когда тонны заменяются... граммами! Таковы особенности полета в космосе. Но это значит, что мощность электроракетного двигателя тягой в 100 Г вместо 100 Т, принятых в примере, будет соответственно в миллион раз меньше, т. е. равна 2 л. с. Это уже совсем другое дело, тут уже, пожалуй, расстраиваться особенно не из-за чего.

Однако, мы, кажется, поспешили. Ведь если тяга электроракетного двигателя меньше, то удельный импульс больше, из-за этого-то так велик интерес к этим двигателям. Если принять, что удельный импульс больше, чем у термохимического двигателя, только на один порядок, т. е. равен 3000 сек (как известно, он может быть и еще значительно больше), то и тогда мощность нашего двигателя будет равна 20 л. с. Это возрастание мощности есть расплата за увеличение удельного импульса.

Потребная мощность источника электроэнергии будет, очевидно, как уже отмечалось выше, еще примерно вдвое больше (мы, конечно, не учитываем здесь других неизбежных затрат электроэнергии на ракете), поскольку величину к. п. д. двигателя можно для наших целей принять равной 50%; она может быть и меньше. Получается, что в данном случае мощность электростанции на ракете равна 40 л. с. Это при тяге 100 Г\ Выходит, что каждый килограмм тяги требует затраты электроэнергии в 400 л. с., а если удельный импульс возрастет (по сравнению с 3000 сек), то пропорционально ему еще возрастет и потребная мощность.

Уже одно это показывает, почему электроракетные двигатели не могут быть близкими по тяге к обычным термохимическим. Да и при сравнительно ничтожной тяге питание этих двигателей электроэнергией, как видно, представляет собой нелегкую задачу. В особенности она усложняется для двигателей с высоким удельным импульсом. Вот почему в общем случае повышение удельного импульса требует уменьшения величины тяги двигателя, если не идти на значительное увеличение затрачиваемой электрической энергии.

Само собой разумеется, что когда речь идет о питании электроракетных двигателей энергией, то имеется в виду производство нужной электроэнергии в полете ракеты. Запасти на борту ракеты электроэнергию для длительной

работы двигателя пока еще, к сожалению, невозможно. Подобные мощные аккумуляторы электроэнергии — конденсаторы колоссальной емкости — не существуют, да й вряд ли их можно создать. Необходимо генерирование электроэнергии в полете на борту летательного аппарата за счет расходования какой-либо другой энергии).

Другой... Но какой же именно?

Обзор всех возможных ресурсов энергии, которая могла бы быть преобразованной на борту летящей в космосе ракеты в электрическую, приводит к выводу о том, что таких источников энергии в нашем распоряжении всего три. Два из этих источников находятся на борту ракеты, это — тоже своеобразные аккумуляторы энергии, именно, химической, если речь идет об обычном «химическом» топливе, и атомной — если на борту имеются запасы ядерного горючего. Естественно, что запасы обоих видов энергии на борту ракеты неизбежно ограничены. Иное дело — третий источник энергии, он практически бесконечно велик, так как находится вне ракеты и представляет собой, как легко догадаться, лучистую энергию Солнца.

Солнечная энергия — это практически единственный вид энергии, которую можно черпать из космоса для использования на борту ракеты. Конечно, в бездонных глубинах космоса есть и другие потенциальные источники энергии; о некоторых из них мы упоминаем ниже, о других, вероятно, еще даже не знаем, но их использование лежит за пределами возможностей ближайшего будущего:

Когда мы говорим о возможном использовании химической энергии для генерирования электрического тока, то, естественно, имеем в виду такие химические реакции, в которых не участвует окружающая нас на Земле атмосфера — ведь в космосе ее нет. Следовательно, в качестве химических топлив могут быть использованы лишь вещества, подобные ракетным горючим и окислителям — они должны заключать в себе все необходимое для протекания химической реакции.

Однако легко видеть, что обычный путь преобразования химической энергии в электрическую, применяющийся, например, на всех земных тепловых электростанциях, в данном случае не годится. Конечно, в топках паровых *)

*) Мы здесь опускаем возможность передачи микроволновой электромагнитной энергии на борт, о чем будет идти речь ниже.

котлов, цилиндрах дизелей или камерах сгорания газовых турбин такой электростанции может сгорать и не нефть или другие обычные горючие, а ракетные топлива — в этом никакой особой хитрости нет, дело не в этом. На Земле мы еще можем мириться с довольно-таки архаическим методом последовательного преобразования химической энергии топлива сначала в тепловую, а затем в механическую и электрическую. Для длительного использования на ракете этот путь можно считать практически исключенным. С одной стороны, потому, что тепловая энергия — настоящий бич инженеров, поскольку лишь часть этой энергии может быть (даже теоретически) преобразована в другие виды энергии, в том числе механическую энергию вращения ротора динамо-машины. Значительная часть тепловой энергии обязательно должна быть безвозвратно потеряна при таком преобразовании. В соответствии со вторым законом термодинамики это является своеобразной расплатой за переход от хаотического движения молекул, лежащего в основе тепловой энергии, к более упорядоченным видам движения. Но дело не столько в этих неизбежных потерях энергии, сколько в огромных трудностях отвода в космос теряемой энергии. Она как бы становится двойной потерей, и второй раз это воспринимается гораздо болезненнее.

И все же даже не это самое главное. Основное зло связано с массивными и громоздкими тепловыми машинами, служащими для преобразования тепловой энергии в механическую. Несмотря на огромный прогресс теплотехники, даже в земных условиях гигантские здания теплосиловых станций кажутся несуразными — слишком много металла, слишком все громоздко. Вряд ли нужно говорить о полной неприемлемости подобных сооружений на ракете или искусственном спутнике Земли. Конечно, соответствующее оборудование, специально разработанное для ракет, оказывается неизмеримо более легким и компактным, но это достигается ценой катастрофического уменьшения его срока жизни — обычно он сводится к минутам и даже секундам.

Основные перспективы использования химической энергии на электростанции ракеты связаны с возможностями так называемого безмашинного преобразования тепловой, а еще лучше, непосредственно химической энергии в электрическую. Эти возможности живо интересуют и «земную» технику, что же говорить о ракетной... Ведь прямое пре

образование решает сразу две задачи-—позволяет избавиться от громоздких, сложных, вибрирующих, тяжелых, одним словом, непригодных для ракет машин, и одновременно обеспечивает существенное повышение к. п. д. такого преобразования.

Мы хорошо знаем один давно и широко используемый метод непосредственного преобразования химической энергии в электрическую. Речь идет об электрических элементах, батареях или аккумуляторах. Такие электрохимические аккумуляторы широко используются, конечно, и в ракетной технике и в космонавтике. В частности, первые летные испытания электроракетных двигателей на ракетах в СССР и США были осуществлены именно с помощью аккумуляторов. Идея аккумулятора, как и всякого устройства для непосредственного преобразования химической энергии в электрическую, очень проста и логична; она основана на том обстоятельстве, что в ходе химических реакций в качестве их своеобразных «полупродуктов» образуются электрически заряженные частицы — ионы и электроны. Не прощели попытаться прервать ход реакции и использовать эти заряды для создания электрического тока (для этого необходимо их разделить и заставить течь в нужном направлении)? Ведь идти по обычному пути, это значит позволить образовавшимся зарядам снова нейтрализоваться в результате образования конечных продуктов закончившейся реакции с выделением тепла, а затем с большим трудом и малой эффективностью преобразовывать это тепло в электричество.

Однако обычные аккумуляторы обладают серьезными недостатками, не позволяющими рассчитывать на то, что они могут быть использованы для длительного питания электроракетных двигателей. Главный недостаток связан с тем, что «топливом» обычных аккумуляторов являются их расходуемые при работе электроды. Это, естественно, ограничивает продолжительность действия аккумулятора, не зря они названы именно «аккумуляторами» — отдаваемая энергия должна быть заранее накоплена, аккумулирована внутри аккумулятора. Кроме того, электроды изготовляются из довольно дорогих металлов — свинца, цинка, серебра, кадмия и др.

Метод непосредственного преобразования химической энергии в электрическую мог бы быть радикально усовершенствован, если бы удалось осуществлять непрерывную

подачу реагентов в генератор электроэнергии. Это удалось осуществить в результате более чем столетних исследований (они велись еще П. Н. Яблочковым) в так называемых электрохимических топливных элементах, которым в последнее время уделяют исключительно большое внимание, причем вовсе не только в связи с космонавтикой ).

Одним из наиболее известных, доведенных и перспективных топливных электрохимических элементов является водородно-кислородный элемент. Такой элемент представляет собой замкнутый герметический прибор, в который поступают газообразные водород и кислород, а из него отводится вода (тоже небесполезный продукт на космическом корабле!) и... электрический ток. Электроэнергия выделяется в результате перехода в нее химической энергии, высвобождающейся при реакции образования воды, т. е. в элементе происходит процесс, обратный обычному электролизу воды. Элемент очень прост по своей принципиальной схеме (рис. 106): он состоит из двух пористых металлических электродов, разделенных пористой перегородкой (в других типах этого же элемента перегородка заменяется слоем жидкого электролита, например едкого калия или натрия). По одну сторону перегородки подается газообразный водород, по другую — кислород; конечно, храниться на ракете они должны в жидком виде. Перегородка изготовлена из такого материала, что через него происходит диффузия, т. е. проникновение ионов водорода, ионизация которого с освобождением электронов осуществляется на поверхности электрода (электроды могут иметь дополнительное каталитическое покрытие). Свободные электроны текут во внешнем контуре цепи, создавая электрический ток (таким образом, при этом электрохимическом холодном «сгорании» движение электронов оказывается уже не хаотическим, как при обычном сгорании, а организованным) ко второму, кислородному электроду. Здесь происходит образование воды из отрицательных ионов кислорода, выделяющихся на этом электроде, и положительных ионов водорода. Элемент может работать при обычных значениях температуры и давления, но его эффективность сильно повышается с их увеличением. *)

*) См., например, статью акад. А. Н. Фрумкина и проф. В. С. Багоцкого («Вестник Академии наук СССР», VII, 1962).

V- J.

e 4 e~

Рис. 106. Схемы устройства электрохимических «топливных элементов». Сверху — с жидким электролитом (едкий калий КОН), снизу — с пористой ионнообменной мембраной. Приведены также химические реакции, происходящие в разных зонах элемента.

1 — пористый металлический электрод (отрицательный),

2 — пористый металлический электрод (положительный),

3 — электролит, 4 — электрическая нагрузка, 5 — ионнообменная мембрана, в — газовая камера, 7 — каталитическое покрытие (Astronomie und Raumfahrt, 1966.

N? з, етр. 90).

У современных топливных элементов к. п. д. преобразования химической энергии в электрическую достигает 55— 70%, а теоретически возможная величина может приближаться к 100% (недостижимый идеал для тепловой энергии! *). Практически для описанных выше водородокислородных элементов к. п. д. равен примерно 50%.

Топливные элементы облада-Q ют и многими другими досто-

Рис. 107. Схема топливного элемента фирмы Дженерал Электрик для космического корабля «Джеминай».

1 — ионнообменная мембрана; 2 — электрод; 3 — токосъемник водородного электрода; 4 — патрубок для ввода водорода; 5 — распределительные каналы для водорода; 6 — фитили; 7 — токосъемник кислородного электрода; 8 — вход хладоносителя; 9 — выход хладо-носителя.

инствами — высокой достижимой удельной мощностью, т. е. мощностью на 1 кГ веса; отсутствием движущихся частей, что позволяет получить надежные установки с большим сроком службы; отсутствие вибраций, шума и вредных выделений. В настоящее время существует большое разнообразие типов топливных элементов, различающихся по виду применяемых компонентов топлив, составу электролита, материалу и конструкции электродов и т. п. Однако в большинстве случаев в качестве горючего применяется водород, а в качестве окислителя — кислород, что объясняется преимуществом таких топливных элементов в величине удельной мощности и др. Именно такие топливные

элементы уже получили применение в космонавтике, хотя в будущем возможно применение и элементов иных типов.



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



Блондинка за углом смотреть фильм
Маленькая Вера смотреть фильм
Любовь и голуби смотреть фильм