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[原创] 地月往返新模式,能源科技新知:移动应用能源(下篇)

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踏实 发表于 2019-8-1 12:18 | 显示全部楼层 |阅读模式

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能源科技新知:移动应用能源(下篇)
今天我们介绍一种课本没有、常识不说的概念:移动应用能源。
在能源种类里,增加一个移动应用能源是否有必要。移动应用能源是指:能源载体跟随能源利用装置运动,能源装置不具备自发生产能源的能力,必须从外部补能。当前移动应用能源主要是有交通工具所用的能源,交通能源占到人类应用能源总量的20~40%之间。在未来人工智能、星际往返将是能源主要应用场合,其需求的能源总量远高于当前人类已使用能源的总量。而交通工具、人工智能、星际往返场景的能源都是移动应用能源的场景。
增加这样一个能源分类的目的是发现并利用其能源规律。
举例说明一下,煤炭在用来烧水做饭,不算是移动应用能源。利用煤炭燃烧加热蒸汽机驱动火车,这样的应用场景是移动应用能源。
移动应用能源有什么特点呢?
移动应用能源特点有:
1) 能源载体能量密度很重要、在合理范围内功率密度、能量密度越高越好。
2) 补能方式,能源利用装置内装载能量总量的有限,必须及时补充能量。
3) 能源利用装置本身也需要考虑能量转换效率、及能量利用密度。
4) 能源载体输出特性要更好匹配能源利用装置的需求。
5) 利用合理技术降低外部耗能需求因素,采用能源利用装置合理回收外部反馈能量。
上面5点特性,可以非常好低解释移动应用能源系统。可以非常好的解释并优化移动能源利用装置。
下面从电动化车辆的设计去说明:如何利用移动应用能源系统规律,优化其设计。(详见:能源科技新知:移动应用能源(上篇)内容)


                               
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图 1 登月工程耗能巨大
阿波罗登月工程是一次装载能源,多次集中爆炸式释放能量,实现人和物体的有效位移的能源利用场景。其能源主要用于系统控制、克服地球月球引力、对物体运行状态(速度、位置、汇聚、分离)进行调整。能量做功的主要方式是直接燃烧,通过燃料的反向运动给火箭和飞行器加减速。其能量需求是固定。其能量供求关系是有明确的数学关系。
阿婆罗登月工程的能源总量有多少呢?土星5号火箭,第一级质量为2300吨,煤油/液氧为约2200吨。第二、三级600吨。液氢/液氧约554吨。飞行器LEO质量130吨,LLO质量45吨,液氢/液氧约85吨。月球低轨45吨中还有落月、升月、返回地球的燃料。具体未知,设定为25吨。由此,阿婆罗登月工程的总能量为2200吨煤油/液氧和664吨液氢/液氧。
2C12H26(l)+37O2(g)═24CO2(g)+26H2O(l),△H=-17142.8kJ•mol-1
H₂(g)+1/2O₂g)=H₂O(l) △H=-285.8KJ/mol
由上面燃烧热公式计算出每吨煤油/液氧折算电能是3125度,每吨液氢/液氧折算电能是4410度。整个火箭飞行器上具备的能源折算电能9803240度。其实这个能量的总量并不大,大致相当于1万辆百公里耗电20的电动车行走了5000公里。或者相当于辽宁号航母行驶了1630公里。
那么,我们如何才够让阿波罗载人登月工程"节油"呢?
依据移动应用能源的特点,从下面5个方面考虑。
1) 提升能量密度
火箭中液氢/液氧已经是能量最高的可以用能源载体了。就目前来看找不到更好的能源载体。唯一的办法是搭配,如使用核能电池。但核能电池的功率密度有限,仅能用于控制电源等等。
2) 补能方式
登月工程中途没有补能,如果能够引入补能方式。如LEO轨道补能,月面补能。由于受到齐奥尔科夫斯基公式的作用,如果在飞行器上引入补能方式,并补充了能源载体。那么可以使得整个登月工程的最初起飞质量大幅降低。
3) 能源利用装置的能量密度,转换效率
燃料直接经发动机燃烧的效率,火箭飞行器本身死重这两个方面是直接影响能源应用的结果。虽然我们可以知道液体燃料发动机效率高达70~90%直接转化为动能。如果引入电推,尽管电推能源最高只有50%以内的能量能够转化为动能,但是可以大幅降低燃料和推进剂的质量,从而实现了登月工程节能节油。
4) 特性匹配
阿婆罗登月工程的火箭发射阶段,其功率特性是非常高,而进入太空轨道之后的数次点火,功率需求也是很高。其他阶段的近似能源静默阶段,只需求少量控制能源。快速集中爆发是其能源需求特性。
5) 降低外因损耗、回收反馈能量
登月外因损耗主要有动能加减速损失,地面阻力损失。落月返地动能制动损失。可回收亏能几乎没有可行的技术方案。但可以认为缩减登月工程能源系统的范围,比如将土星5号第一级火箭设计为可重复利用火箭,将登月工程系统缩减为第二、三级火箭和航天飞行器。这样划分虽然总能量需求不变,有利于实现降低能源成本。
通过以上五点认识。我们认为登月工程可以改为如下:
土星5号火箭第一级更改为可重复利用火箭,其燃料是二甲醚/液氧,一级火箭整体质量会比煤油/液氧大很多,但由于二甲醚/液氧火箭燃烧温度更低,可以建造更大推力单体发动机、输送泵。并且可以预期,因发动机、输送泵质量小、液氧储罐减少,二甲醚储罐技术要求低二甲醚/液氧火箭的死重必定比煤油/液氧低。唯一缺点是二甲醚/液氧的能量密度低,仅为2857度电每吨,比煤油/液氧低8.9%,与二甲肼/四氧化二氮(神舟飞船的发射火箭长二F的燃料)相当。而可重复利用火箭的燃料成本远低于箭体成本。
人货分离的方式,载人飞船使用电推为辅助,化学直燃发动机为主。货运飞船使用电推为主,使用时间换能量,电推的电力来源是二甲醚/液氧发电,其产生二氧化碳和水作为电弧电推推进剂。另外一个电力来源是太阳能光伏发电。
无线补能和月面补能、补充推进剂将会是登月工程节能的最关键措施。
这些优化更改及具体的细节见本自媒体发布内容。这里只是做出一些方向性的研判,具体技术实施还需要更多技术论证。目前SpaceX使用甲烷/液氧作为火箭第一级燃料,还将甲烷/液氧作为火星地球往返燃料。这样的做法非常不可取,从能源角度来说,如果这个模式用来登月,其能源需求总量数倍于本文的登月模式。另外甲烷发动机技术难度比二甲醚大,甲烷储罐压力更高体积更大。液氧需求量也更多,储罐更大。更致命的是安全性能较二甲醚低。从能源利用角度上说,SpaceX的登陆火星方案不是最优的,此外登陆火星没有太多经济价值,完全依靠马斯克财主家财散尽及美国民众一时热情。SpaceX的载人登火,必定如果美国的载人登月,一时兴起快射火箭,项目快速萎缩,无法维系。而本文提供的新思路,从能源技术、电推技术及方案优选这些角度大幅降低成本,提升技术成熟程度。让地月火星际活动缓慢地成为现实。

cooldiy_cn 发表于 2019-8-2 10:18 | 显示全部楼层
都没有定量计算?二甲醚 液氧发动机的比冲多少?二甲醚密度多少?另外 二甲醚的安全性为何高于甲烷,从爆炸极限来说二甲醚爆炸极限:爆炸上限(%):27
爆炸下限(%):3.4

甲烷爆炸极限:
爆炸上限(%):15.4
爆炸下限(%):5
甲烷明显比二甲醚更安全。


液态二甲醚密度是:668 kg/m3 ,液态甲烷的密度是:420kg/m3。但是液态甲烷的氧燃比高于二甲醚,靠着液氧的高密度 密度比冲未必就低于液态二甲醚。况且二甲醚的能量密度较低,恐怕比冲不会很高。密度比冲二甲醚也没有优势。

说不客气点 液态二甲醚 如果比冲没有显著高于煤油 ,还不如用液氧煤油



 楼主| 踏实 发表于 2019-8-2 11:25 | 显示全部楼层
cooldiy_cn 发表于 2019-8-2 10:18
都没有定量计算?二甲醚 液氧发动机的比冲多少?二甲醚密度多少?另外 二甲醚的安全性为何高于甲烷,从爆炸 ...

这是一个系统性工程,我只是提出一种假设。并依据目前学到的知识,觉得这个方向可行。我就这些能源方面写了15万字。但仍无法完成这样的设想,更别说实践了。你用心去核对数据了。
从你字面的意思看,感觉是对的。可实际你都搞错了。
爆炸极限是指气体混合,你不可能让燃料混合,或者让燃料跟空气混合。故这样核对安全性能不对。
二甲醚的安全在于,储罐压力更低,储罐温度高。储罐材质要求低。
二甲醚火箭死重更少,是因为发动机温度低,氧需求量较甲烷少,密度高甲醚储罐也小。当然可能会因能量密度低增加了燃料的重量。可是增加燃料,减少死重这是好事。
你要求说把二甲醚发动机参数列出,我查过搜索引擎能找到的数据,完全没有。相当于这只是一个开创性的领域。
从能源角度去考量,二甲醚火箭不会比长二F差。
仅此,我只是一个从能源角度提出设想的人,如何实现具体怎么实现,谁来实现?我一个民科,能写出这样的设想。已经不易,单凭我几乎无法实现,或者这原本就是错的
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 楼主| 踏实 发表于 2019-8-2 11:45 | 显示全部楼层
cooldiy_cn 发表于 2019-8-2 10:18
都没有定量计算?二甲醚 液氧发动机的比冲多少?二甲醚密度多少?另外 二甲醚的安全性为何高于甲烷,从爆炸 ...

CH3OCH3(g) + 3O2(g) = 2CO2(g) + 3H2O(l);△H = -1455 kJ/mol

2C12H26(l)+37O2(g)═24CO2(g)+26H2O(l),△H=-17142.8kJ•mol-1

CH4(g)+2O2(g)=CO2(g)+2H2O(l)△H=-896kJ•mol-1

C2H8N2(l)+2N2O4(l)═2CO2(g)+3N2(g)+4H2O(g)△H=-2550 kJ•mol-1知二甲醚、煤油、甲烷与氧气 和 二甲肼/四氧化二氮燃烧可做功分别为2847度电每吨,3125度电每吨,3111度电每吨,2902度电每吨从这个能量角度来看,SpaceX现在研发的甲烷火箭就是历史倒退。纯粹就是乱来。而中国很多科技迷还把马斯克当神一样崇拜。当然,火箭发动机是负责的系统工程。喷气速度,分子质量、和发动机内能转换成动力的三个因素决定了发动机的效率()。单单从能量密度考量不正确。但这个是根本原因。
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cooldiy_cn 发表于 2019-8-2 12:45 | 显示全部楼层
踏实 发表于 2019-8-2 11:45
CH3OCH3(g) + 3O2(g) = 2CO2(g) + 3H2O(l);△H = -1455 kJ/mol

2C12H26(l)+37O2(g)═24CO2(g)+ ...

1、用燃烧焓来计算做功量是不准确的,要考虑熵变。这个后面再谈。
2、影响火箭运载能力的是总冲量和载荷分到的冲量。具体算起来,与比冲和火箭的干质比有关系。火箭干质比暂且不提,火箭发动机的比冲,如果不考虑循环方式造成的浪费,和燃料的燃烧热有关,还和燃气平均分子量有关。为何如此?因为燃料本身也是火箭重量的一部分。如果燃料燃烧产生的动能除了要分给火箭箭体和载荷,也会分给剩下的燃料,还有燃气的动能和内能。并不是简单的考虑内能。
3、就算单纯从比冲看 煤油液氧也没有甲烷液氧高。你所谓的倒退不知从何说起。目前最强的煤油机真空比冲为372s真空比冲 这还是采用了特制的全合成煤油Syntin,猛禽的真空比冲为383s。4、按你的说法 二甲醚还没有偏二甲肼的放热多

5、氧需求量少不见得是好事,因为燃料比氧轻 需要的储罐更大。氧燃比低会需要更大的储箱 造成更大的死重
喵科动物 发表于 2019-8-2 13:47 | 显示全部楼层
二甲醚分子式相当于乙醇的同分异构体,看看液氧乙醇为什么被淘汰。
 楼主| 踏实 发表于 2019-8-2 14:37 | 显示全部楼层
喵科动物 发表于 2019-8-2 13:47
二甲醚分子式相当于乙醇的同分异构体,看看液氧乙醇为什么被淘汰。

也对,那么简单的想法肯定不行的。行的话从业技术人员肯定都做出来了。
hyperion 发表于 2019-8-2 16:23 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
喵科动物 发表于 2019-8-2 13:47
二甲醚分子式相当于乙醇的同分异构体,看看液氧乙醇为什么被淘汰。


搭车问下:笑气烃推进剂怎么样?
貌似笑气的安全性比过氧化氢还高?
NOFBX单组元推进剂有希望在空间发动机上发展没?笑气方案貌似是新一代绿色推进剂(不算不稳定的过氧化氢方案)中唯一能在比冲上和MMH/NTO比肩的了?
 楼主| 踏实 发表于 2019-8-2 16:25 | 显示全部楼层
cooldiy_cn 发表于 2019-8-2 12:45
1、用燃烧焓来计算做功量是不准确的,要考虑熵变。这个后面再谈。
2、影响火箭运载能力的是总冲量和载荷 ...

1.png
这是之前找到二甲醚比冲350。不是工程实例参数。
比较而言二甲醚比甲烷差4.1%。我是依据这样的计算值来评估的。
但实际如何就不得而知。只有工程实例数据才有说服力。
喵科动物 发表于 2019-8-2 19:33 | 显示全部楼层
踏实 发表于 2019-8-2 16:25
这是之前找到二甲醚比冲350。不是工程实例参数。
比较而言二甲醚比甲烷差4.1%。我是依据这样的计算值 ...

比煤油差,比煤油麻烦,不能常温常压储存
 楼主| 踏实 发表于 2019-8-2 20:19 | 显示全部楼层
喵科动物 发表于 2019-8-2 19:33
比煤油差,比煤油麻烦,不能常温常压储存

煤油燃烧不充分,重复利用火箭还是二甲醚好
hyperion 发表于 2019-8-2 20:56 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
踏实 发表于 2019-8-2 20:19
煤油燃烧不充分,重复利用火箭还是二甲醚好

如果要复用的话,用甲烷不好吗?干嘛用什么二甲醚。这东西一样有积碳的问题,也就是比煤油轻点呗
 楼主| 踏实 发表于 2019-8-3 07:24 | 显示全部楼层
hyperion 发表于 2019-8-2 20:56
如果要复用的话,用甲烷不好吗?干嘛用什么二甲醚。这东西一样有积碳的问题,也就是比煤油轻点呗

相对优势 综合指标  二甲醚要好一些。
hyperion 发表于 2019-8-3 07:33 来自航空航天港手机版! | 显示全部楼层
踏实 发表于 2019-8-3 07:24
相对优势 综合指标  二甲醚要好一些。

比冲低,也会积碳,推进剂综合密度低,临界压力大对泵压需要更高入口压力
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