ЭЛЕКТРОСТАНЦИЯ НА РАКЕТЕ 2


Работам по созданию топливных элементов для космических аппаратов в США уделяется большое внимание. В частности, разработку подобных элементов на водороде и кислороде ведет фирма Дженерал Электрик с ионообменными мембранами из полимерного материала. В 1960 г.

*) Информационный бюлл. «Прямое преобразование тепловой энергии в электрическую и топливные элементы», XII, 1967, вьш. 12, стр. 117.

фирма провела первые летные испытания небольшой топливной батареи на баллистической ракете в полете по суборбитальной траектории высотой около 1000 км; так была продемонстрирована работоспособность топливных элементов в условиях невесомости. В 1961 г. испытания в условиях невесомости проводились в полетах самолета по параболическим траекториям. Тогда же фирма начала разработку топливных элементов для двухместного пилотируемого искусственного спутника Земли «Джеминай» (рис. 107). Отдельные топливные элементы сводятся в блоки из 32 последовательно соединенных элементов, заключенные в контейнеры длиной 12,5 см, а затем три таких блока, соединяемые параллельно, помещаются в общий контейнер весом 30,8 кГ, длиной 63 см и диаметром 32 см

Рис. 108. Внешний вид топливной батареи космического корабля «Джеминай». Слева — блоки топливных элементов без внешнего контейнера, справа — контейнер (Interavia Air Letter, VIII, 1965, т. 20, № 8, стр. 297; Journal of Spacecraft and Rockets, VII, 1967,

t. 4, стр. 836).

(рис. 108). На корабле устанавливаются две такие батареи максимальной мощностью по 1 кет при напряжении 23—26,5 в (рис. 109) *). Вес обеих батарей со всем связанным с ними оборудованием равен 65,7 кГ. Рабочая температура элементов равна 38—60° С. Батареи подвергались длительным наземным испытаниям в течение 1100 часов), а затем успешно работали на кораблях «Джеминай» в семи суборбитальных и орбитальных космических полетах

*) Electronic Design, 21. VI. 1965, т. 13, № 13, стр. 6. ) Aviation Week, 30. XI. 1964, т. ф1, № 22, стр. 55.

f 3

Рис. 109. Схема энергетической установки космического корабля «Джеминай» с двумя батареями топливных элементов фирмы Дже-нерал Электрик.

1 — главные питающие шины электросистемы кораб

ля, 2 — коробка управления электросистемы, з —

аккумулятор для сбора образующейся воды, 4 —

три блока топливных элементов в контейнере,

5 — дополнительная топливная батарея, 6 — отвод образующейся воды, 7 — подача горючего (водорода) в батарею, 8 — подача окислителя (кислорода) в батарею, 9 — охлаждающая жидкость, 10 — насос охлаждающей жидкости, 11 — радиатор охлаждающей жидкости, 12 — предварительный подогрев компонентов топлива, поступающих в батарею (нагретой охлаждающей жидкостью), 13 — газификаторы для хранения жидкого водорода и жидкого кислорода,

в 1965 г. В качестве «побочного продукта» топливные элементы давали при работе воду, пригодную для питья космонавтов, в количестве примерно 0,47 л/квтч ). Были произведены специальные испытания на людях в течение двух недель, показавшие полную схожесть этой воды с дистиллированной ).

Аналогичные топливные элементы фирма Дженерал Электрик предназначает для установки на так называемых биологических искусственных спутниках: при 30-дневном полете такого спутника общий вес топливной батареи составит 95 кГ, тогда как при установке обычных аккумуляторов он достиг бы 365 кГ).

Водородно-кислородные топливные элементы с едким калием концентрацией 85% в качестве электролита устанавливаются и на трехместном космическом корабле «Аполлон», предназначенном для полета на Луну). Эти элементы разрабатываются фирмой Пратт Уитни, использовавшей приобретенный ею английский патент Бэкона на новые, усовершенствованные двуслойные пористые электроды. Один, тонкопористый слой при работе элемента заполняется электролитом, а второй слой, с более широкими порами — газами, что создает развитую трехфазную границу газ — жидкость — твердый электролит для интенсивного протекания электрохимических реакций). Мощность топливной батареи 2 кет* 2 3 4 5 6) (рис. 110); она также состоит из ряда блоков по 31 элементу в каждом блоке; контейнер батареи имеет длину 1 м и диаметр 0,5 м, причем на корабле устанавливаются три такие батареи. При разработке топливных батарей для корабля «Аполлон» фирма провела всего более 40000 часов их наземных испытаний; в одном из длительных испытаний в течение 1875 час, что в пять раз превышает расчетную максимальную длительность лунной экспедиции (14 суток), топливная батарея генерировала 1740 квтч электроэнергии и 680 л воды.

*) Missiles and RocKets, 8. VI. 1964, т. 14, № 23, стр. 29.

) Technology Week, 5. VI. 1967.

) Interavia Review, III, 1963, № 3, стр. 418.

) VDI-Nachr., 1969, т. 23, № 19, стр. 17 и др.

) Информационный бюлл. «Прямое преобразование тепловой энергии ...», XII, 1967, вып. 12, стр. 140.

) Это — пиковая мощность, средняя равна 1,4 кет (Heating and Ventilating Engineer, III, 1967, стр. 488).

При испытаниях достигнут общий к. п. д. 60% ). Указывается, что при одной и той же мощности вес топливных элементов втрое меньше, чем у обычных химических батарей ).

Водородно-кислородные топливные элементы космического назначения активно разрабатывает в США также

Рис. 110. Топливные батареи для космического корабля «Аполлон» (Journal of Spacecraft and Rockets, VII, 1967, т. 4, № 7, стр. 836).

фирма Эллис-Чалмерс; эти элементы усовершенствованной конструкции («второго поколения») предназначены как для беспилотных искусственных спутников, так и для космических кораблей «Аполлон» с длительностью полета 60—90 суток). Элементы небольшой мощности для беспилотного спутника имеют мощность 50—200 вт и характеризуются большой простотой в связи с тем, что в них отсутствует^ свободный электролит (им пропитываются специальные абсестовые мембраны), а охлаждение осуще-

) J. Spacecraft and Rockets, VII, 1967, т. 4, № 7, стр. 836. ) Science News Letter, 4. IV. 1964, т. 85, № 14, стр. 211. ) Aerospace Technology, 6. XI. 1967, т. 21, № 10, стр. 4.

етвляется непосредственным излучением в космос (это позволяет обойтись без контура жидкостного или газового охлаждения с радиатором, насосом или вентилятором, трубопроводами и т. д.)). Для регулирования рабочей температуры топливного элемента он снабжается специальными автоматически раскрывающимися жалюзи (рис. 111).

Рис. 111. Топливные элементы фирмы 'Эллис-Чалмерс. Слева — пропитка асбестовых капиллярных 'мембран электролитом (КОН), справа — топливная батарея с термо регулирующими жалюзи (Aviation Week, 23, 1967).

Удельная энергоемкость такой батареи, рассчитанной на 720 часов работы, равна 1430 втч/кГ, что примерно в шесть раз больше, чем для обычных химических батарей. Подобные топливные элементы фирма испытала в суборбитальном полете на ракете «Титан-ЗС» в конце 1966 г., причем элементы выключались и снова запускались по команде с Земли. Топливные батареи по программе «Аполлон» (рис. 112) имеют номинальную мощность 2 кет (по другим данным — 2,5 кет)) при напряжении 28 в и рассчитаны на работу в течение 2500

0 Aviation Week, 17. VII. 1967, т. 87, № 3, стр. 10. ) Aviation Week, 23. I. 1967, стр. 67.

часов); поставка этих батарей планировалась на 1968 г., они уже неоднократно подвергались длительным наземным испытаниям большой длительности, более 3000 часов). Энергоемкость батареи равна 2400 втч/кГ, что по

крайней мере на 30%

Рис. 112. Усовершенствованная батарея топливных элементов фирмы Эллис-Чалмерс мощностью 2 кет.

выше, чем у других известных топливных элементов, а 3—5 лет назад соответствующая величина равнялась всего 660 атч/кГ.

Работают над космическими топливными элементами и другие фирмы США. Так, фирма Локхид Миссайлз энд Спейс в 1966 г. осуществила 30-суточные испытания разработанной ею водородокислородной топливной батареи мощностью 1800 вт; при собственном весе 43,5 кГ и весе топлива с емкостями для хранения 635 кГ эта батарея может обеспечить электроснабжение двухместного космического корабля в течение месяца, тогда как соответствующая обычная химическая батарея весила бы более 4500 кГ). Фирма Монсанто разработала батарею топ

ливных элементов в форме ленты из магниевой фольги шириной *25 мм, намотанной на катушку. Лента покрыта азотно-галогеновым составом и при взаимодействии с элек-

*) Aviation Week, 27. И. 1967, т. 86, № 9, стр. 26,

) Aerospace Technology, 6. XI. 1967, т. 21, № 10, стр. 4.

) New Scientist, 7. VII. 1966.

тролитом генерирует электроэнергию в количестве примерно 140 втч на 1 кГ веса. Эти элементы диффузионного типа должны служить надежным аварийным источником энергии в полете)* Фирма Эллисон предложила высоко* температурный регенерируемый топливный элемент с жидкометаллическим горючим, галогенным окислителем и электролитом из расплавленных солей). Работают над космическими топливными элементами также во Франции, Англии, ФРГ.

Как показывают проведенные исследования и испытания уже изготовленных топливных элементов, их применение выгодно при длительности работы в сотни и, может быть, тысячи часов, при мощности не более десятков киловатт (такие элементы еще должны быть созданы). При большей мощности выгоднее в весовом отношении обычная машинная теплосиловая установка, работающая на тех же компонентах топлива, т. е. жидком водороде и жидком кислороде. В случае же необходимости в более длительной работе предпочтение должно быть отдано не химической, а атомной или солнечной энергии.

Как ни кажется странным на первый взгляд, но в ряде случаев может найти применение в космосе и обычный «древний» поршневой двигатель внутреннего сгорания. Конечно, он должен работать на ракетном топливе, например, тех же жидких водороде и кислороде, что и рассмотренные выше топливные элементы, но в остальном, по конструкции и рабочему процессу, может весьма походить на обычные, например, автомобильные или, еще больше, мотоциклетные двигатели. Так, фирма Виккерс (США) работает над двухтактными кислородо-водородными поршневыми двигателями для использования на космических летательных аппаратах (рис. 113). Двигатель мощностью 8 л. с. при 6000 об/мин расходует 0,34—0,45 кг/л. с. час топлива). Другой двигатель мощностью 3 кет, вес всей установки равен 39,5 кГ). Ведутся работы над двигателями, работающими на других ракетных топливах, например, аэрозине-50 и азоттетроксиде ).

*) Interavia Air Letter, 14. VII. 1967, № 2696, стр. 6. ) Space/Aeronautics, VIII, 1964, стр. 75.

) Missiles and Rockets, 25. III. 1963, ctp. 6.

' J. Spacecraft, III, 1966, t. 3, № 3, стр. 443.

) SAE Journal, XII, 1963,

Привлекает внимание ученых и так называемый двигатель Стирлинга, изобретенный еще в 1816 г., но только в последние годы появившийся из «небытия» и получающий различные применения, в том числе и в космосе, в связи с присущими ему достоинствами — бесшумностью,

Рис. 113. Поршневой водородо-кислородный двигатель „ внутреннего сгорания фирмы Виккерс для применения в космосе.

1 — впуск кислорода, 2 — преобразователь давления, 3 — коробка распределительных шестерен, 4 — маховик, 5 — впуск водорода, 6 — головка цилиндра, 7 — выхлоп, 8 — маслопровод, 9 — муфта сцепления (Aviation Week,

18. II. 1963, стр. 119).

способностью к длительной работе в течение года и более, хорошей экономичностью *). Однако не с этими двигателями свя^айы основные надежды космонавтики.

Вряд ли нужно говорить о том, как заманчивы перспективы использования солнечной энергии для питания электроракетных двигателей и всех вспомогательных

*) Mechanical Engineering, IX, 1965 и др,

устройств космической ракеты — ведь уникальной особенностью этого источника энергии является его неисчерпаемость. Но какой может быть мощность бортовой солнечной электростанции и какими методами может быть получена на ракете электрическая энергия из солнечной?

Количество солнечной энергии, падающей на каждый квадратный метр поверхности, расположенной перпендикулярно к солнечным лучам на земной орбите, равно 1160 ккал в час (солнечная постоянная), или примерно 1,8 л. с.) (периодические изменения равны 5—6%). Следовательно, даже при полном, стопроцентном преобразовании этой энергии в электрическую для использования на ракете мощности электроустановки в 10 л. с. должна соответствовать поверхность коллектора (т. е. сборника солнечной энергии) примерно 5,5 м. В действительности, конечно, из-за различных неизбежных потерь в указанном процессе преобразования энергии требуемая поверхность коллектора будет во много раз больше; она обратно пропорциональна величине полного коэффициента полезного действия установки. Естественно, что она возрастает и по мере удаления от Солнца — вблизи Марса ее величина должна быть вдвое больше, чем у Земли. Для современных солнечных батарей площадь облучаемой поверхности составляет примерно 12 кв. м на каждый киловатт генерируемой электрической мощности).

Вывод очевиден: солнечные электростанции на ракете могут применяться лишь при относительно небольших мощностях, как это имеет место на современных искусственных спутниках Земли и космических ракетах. Обычно эта мощность колеблется от десятков до сотен ватт; так, например, рекордной для зарубежных спутников является мощность солнечной электростанции «Орбитальной астрономической обсерватории», равная 980 вт), что почти вдвое больше, чем для других спутников. Считается возможным создание космических гелиоэлектростанций мощностью в десятки киловатт и даже больше, что потребует

*) Около 0,135 вт/см.

) Spaceflight, XI, 1967.

) Информационный бюлл. «Прямое преобразование Тепловой энергии в электрическую и топливные элементы», XII, 1967, вып. 12, стр. 79. На трех секретных спутниках, разработанных в США фирмой Локхид и запущенных на орбиту, установлены солнечные электростанции мощностью до 3 кет (см. стр. 285),

развертывания в космосе солнечного коллектора площадью в сотни, а может быть, и в тысячи квадратных метров.

Следует подчеркнуть, что для непрерывной работы солнечной электростанции ракеты эта станция должна так же непрерывно освещаться Солнцем. Если, как это случается обычно со спутниками Земли, временами ракета оказывается неосвещенной (в земной тени), то для того, чтобы силовая установка продолжала работать, должен быть предусмотрен какой-нибудь аккумулятор энергии. При достаточно большой мощности установки это превращается в нелегкую проблему и, вообще говоря, является серьезной трудностью на пути использования солнечной энергии.

Известен ряд методов преобразования солнечной энергии в электрическую, но все они делятся на две группы. В одном случае солнечная энергия сначала преобразуется в какую-либо иную—-химическую или тепловую, а та уже, с помощью одного из возможных преобразователей, в электрическую. В другом случае осуществляется непосредственное преобразование солнечной энергии в электрическую, и ясно, что принципиально этот путь более предпочтителен — ведь любое дополнительное преобразование усложняет установку и делает ее менее эффективной. Именно этот метод и нашел уже использование на искусственных спутниках Земли и космических ракетах.

Энергия солнечного излучения может быть преобразована непосредственно в электрическую с помощью так называемых солнечных фотоэлементов, в основе которых лежит использование чудесных свойств полупроводниковых материалов — кремния, германия и др. Кванты солнечной энергии — фотоны, падающие на поверхность полупроводникового фотоэлемента, генерируют в нем электрический ток. Впервые свет вызвал ток в опыте А. Г. Столетова 26 февраля 1888 г. О возникновении такого тока свидетельствует, например, отклоняющаяся стрелка обычного селенового фотоэкспонометра, хорошо известного фотолюбителям. Однако в таком селеновом фотоэлементе в электроэнергию ^преобразуется всего 1% падающей солнечной энергии. В лучших из известных кремниевых фотоэлементов эта величина достигает 9—12% ), а теоретически она может достигать 20—25% (интересно, что зеленые части

0 Mechanical Engineering, X, 1966, стр. 38.

растений улавливают не более 8% падающей энергии). Это значит, что в лучшем случае лишь U—Vs солнечной энергии может быть превращена в электроэнергию и для мощности в 1 кет понадобится поверхность батареи более

4—5 м. В настоящее же время с 1 м поверхности солнечных фотоэлементов удается получать не более 100 вг, т. е. для мощности в 1 кет требуется поверхность в 10 м . Практически же для применяющихся космических солнечных батарей величина общего к. п. д. батареи не превышает 7—8%, а часто снижается даже до 1 %; поэтому, например, станция мощностью 980 eri о которой упоминалось выше, имеет площадь солнечной батареи более 21 кв. м; она состоит из 80 000 отдельных солнечных фотоэлементов).

Устройство фотоэлемента принципиально очень просто, хотя вовсе не просто его конструктивное выполнение, а еще сложнее физические процессы, происходящие в фотоэлементе и приводящие к генерированию электрического тока.

По существу, именно все в суть этих процессов позволяет ученым непрестанно совершенствовать фотоэлементы, повышая их к. п. д., т. е. отдачу электроэнергии с единицы площади облучаемой поверхности элемента, и, одновременно, удельную мощность, т. е. мощность, приходящуюся на единицу веса батареи.

Принципиальная схема современного кремниевого фотоэлемента представлена на рис. 114. Такие элементы изготовляются, как правило, из пластинок монокристалла

Информационный бюлл. «Прямое преобразование тепловой энергии в электрическую и тепловые элементы», XII, 1967, вып. 12, стр. 79,

Рис. 114. Схема кремниевого фотоэлемента. Относительные размеры не выдержаны.

1 — металлический контакт, 2 — покрытие, уменьшающее отражение солнечного света, з — поверхностная диффузионная зона толщиной порядка 1/4 мк, 4 — слой, разделяющий^ зоны с электронной (р) и «дырочной» (п) проводимостью, 5 — слой с р- или n-проводимостью толщиной порядка десятых долей миллиметра, 6 — металлический контакт, 7 — пайка (не обязательна), 8 — падающая солнечная энергия (Mechanical Engineering, X, 1966, стр. 38).

более глубокое проникновение

кремния, в которых путем насыщения (диффузии) небольшими количествами некоторых веществ создаются зоны с различным характером проводимости — электронной или «дырочной». Пограничный между этими зонами слой служит как бы затвором (вентилем), пропускающим электроны лишь в одном направлении; когда кванты солнечного света падают на фотоэлемент, то электроны, выбиваемые ими из атомов элемента, собираются водной зоне (зона п), вследствие чего между обеими зонами создается разность потенциалов и генерируется электрический ток. Стандартные фотоэлементы имеют размер 1X2 см, но в некоторых космических солнечных батареях применены элементы размером 2X2 см; исследуется возможность дальнейшего увеличения размеров до 3X3 см, поскольку при этом повышается эффективность и надежность батареи. Толщина современных элементов обычно близка к 0,5 мм (хотя для батареи в сборе она достигает 10—15 мм), но ее стремятся сделать возможно меньшей с тем, чтобы уменьшить вес батареи.

Поверхность солнечных фотоэлементов приходится защищать от ударов микрометеоритной пыли (повреждение одного элемента может вывести из строя всю батарею), перегрева и других вредных воздействий. Для этого их обычно снабжают стеклянным фильтром или покрывают тонкой пленкой специального вещества, разработанного для использования на космических ракетах. Слой такого покрытия, нанесенный на солнечный элемент, свободно пропускает коротковолновое излучение Солнца, но отражает длинноволновые тепловые лучи, способные вызвать перегрев фотоэлемента.

Особенно вредным может оказаться воздействие радиации при длительном полете в земных радиационных поясах — ореоле заряженных частиц, окружающем Землю. В результате исследований), проведенных в 1959— 1960 гг., было установлено, что если расположить активные слои фотоэлемента в обратном порядке по сравнению с обычно применявшимися до того времени (именно, п — р вместо /f—п), то стойкость элемента к радиационному воздействию сильно возрастает, что увеличивает срок службы элемента до 10-кратного. С тех пор в основном

*) Space/Aeronautics, 1967, т. 48, № 2, стр. 101.

) Electronics, 21.Х. 1960 и др.

изготовляются именно такие элементы. Другой перспективный метод значительного (до 50 раз!) повышения радиационной стойкости заключается в введении в кристалл небольших легирующих примесей лития)*» изучаются и применяются и другие подобные методы, что весьма важно для обеспечения длительной работы солнечных батарей. Можно думать, что эти исследования сделают вполне надежной и эффективной многолетнюю длительность такой работы, необходимую, например, для межпланетных полетов. Уже сейчас некоторые солнечные батареи работают в космосе по нескольку лет.

Обычно космические солнечные батареи выполняются в виде сотовых конструкций из большого числа отдельных соединенных общей электрической цепью фотоэлементов, монтируемых либо непосредственно на поверхности космического летательного аппарата, либо на специальных выносных панелях, имеющих форму крыльев или лопастей. Достаточно взглянуть, например, на советские космические аппараты, экспонированные в павильоне «Космос» ВДНХ в Москве, чтобы бросилось в глаза большое разнообразие конструктивных форм солнечных батарей. Разумеется, солнечные батареи должны быть всегда ориентированными на Солнце, и эта необходимость точного «слежения» за Солнцем является существенным недостатком таких батарей. Другой, пожалуй, еще более важный их недостаток связан с необходимостью защищать батареи при взлете космической ракеты, что часто требует применения хитроумных способов свертывания, складывания батарей для помещения в обтекатель, с последующим развертыванием уже в космосе.

Легко видеть, что размеры жестких панелей солнечных батарей оказываются ограниченными условиями космического пуска. Считается, что близкими к предельно возможным являются, в частности, панели американского искусственного спутника «Нимбус», каждая из которых имеет размеры 0,9X2,4 кв. м при мощности около 500 вт ).

*) Aviation Week, 28. VTII. 1967, стр. 94 и др.

) На трех американских секретных спутниках, запущенных' на орбиту, установлено по четыре панели солнечных элементов общей площадью 33 квадратных метра, наибольшей для всех зарубежных солнечных батарей. Средняя мощность этих батарей равна 500 вт, но если бы они были всегда ориентированы на Солнце, то она достигла бы 3 кет. При выводе на орбиту панели складываются, как ширма



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



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