सोलर थर्मल रॉकेट: Difference between revisions

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ताप विनिमायक सामग्री (लगभग 2800 [[केल्विन]]) का सामना कर सकने वाले तापमान की सीमाओं के कारण, अप्रत्यक्ष अवशोषण डिज़ाइन 900 सेकंड (9 kN · s/kg = 9 किमी/s) (या 1000 सेकंड तक) से अधिक विशिष्ट आवेग प्राप्त नहीं कर सकते हैं, देखें नीचे)। प्रत्यक्ष अवशोषण डिजाइन उच्च प्रणोदक तापमान और इसलिए उच्च विशिष्ट आवेगों की अनुमति देते हैं, जो 1200 सेकंड तक पहुंचते हैं। यहां तक ​​कि कम विशिष्ट आवेग पारंपरिक [[रासायनिक रॉकेट]]ों की तुलना में एक महत्वपूर्ण वृद्धि का प्रतिनिधित्व करता है, चूंकि, एक वृद्धि जो यात्रा के समय में वृद्धि की कीमत पर पर्याप्त पेलोड लाभ (कम पृथ्वी कक्षा-से-जियोसिंक्रोनस कक्षा मिशन के लिए 45 प्रतिशत) प्रदान कर सकती है (14) दिन 10 घंटे की तुलना में)।{{Citation needed|date=January 2011}}
ताप विनिमायक सामग्री (लगभग 2800 [[केल्विन]]) का सामना कर सकने वाले तापमान की सीमाओं के कारण, अप्रत्यक्ष अवशोषण डिज़ाइन 900 सेकंड (9 kN · s/kg = 9 किमी/s) (या 1000 सेकंड तक) से अधिक विशिष्ट आवेग प्राप्त नहीं कर सकते हैं, देखें नीचे)। प्रत्यक्ष अवशोषण डिजाइन उच्च प्रणोदक तापमान और इसलिए उच्च विशिष्ट आवेगों की अनुमति देते हैं, जो 1200 सेकंड तक पहुंचते हैं। यहां तक ​​कि कम विशिष्ट आवेग पारंपरिक [[रासायनिक रॉकेट]]ों की तुलना में एक महत्वपूर्ण वृद्धि का प्रतिनिधित्व करता है, चूंकि, एक वृद्धि जो यात्रा के समय में वृद्धि की कीमत पर पर्याप्त पेलोड लाभ (कम पृथ्वी कक्षा-से-जियोसिंक्रोनस कक्षा मिशन के लिए 45 प्रतिशत) प्रदान कर सकती है (14) दिन 10 घंटे की तुलना में)।{{Citation needed|date=January 2011}}
ग्राउंड टेस्ट मूल्यांकन के लिए [[वायु सेना रॉकेट प्रणोदन प्रयोगशाला]] (AFRPL) के लिए छोटे पैमाने के हार्डवेयर को डिजाइन और निर्मित किया गया है।<ref>[http://www.psicorp.com/pdf/library/sr-1228.pdf Solar Thermal Propulsion for Small Spacecraft - Engineering System Development and Evaluation PSI-SR-1228 publisher AIAA July 2005]</ref> एसएआरटी द्वारा 10 से 100 एन प्रणोद वाले सिस्टम की जांच की गई है।<ref>[http://www.la.dlr.de/ra/sart/projects/sto/sto.php.en Webpage DLR Solar Thermal Propulsion of the Institut für Raumfahrtantriebe Abteilung Systemanalyse Raumtransport (SART) date = November 2006] {{webarchive|url=https://web.archive.org/web/20070706053556/http://www.la.dlr.de/ra/sart/projects/sto/sto.php.en |date=2007-07-06 }}</ref>
ग्राउंड टेस्ट मूल्यांकन के लिए [[वायु सेना रॉकेट प्रणोदन प्रयोगशाला]] (एएफआरपीएल) के लिए छोटे पैमाने के हार्डवेयर को डिजाइन और निर्मित किया गया है।<ref>[http://www.psicorp.com/pdf/library/sr-1228.pdf Solar Thermal Propulsion for Small Spacecraft - Engineering System Development and Evaluation PSI-SR-1228 publisher AIAA July 2005]</ref> एसएआरटी द्वारा 10 से 100 एन प्रणोद वाले सिस्टम की जांच की गई है।<ref>[http://www.la.dlr.de/ra/sart/projects/sto/sto.php.en Webpage DLR Solar Thermal Propulsion of the Institut für Raumfahrtantriebe Abteilung Systemanalyse Raumtransport (SART) date = November 2006] {{webarchive|url=https://web.archive.org/web/20070706053556/http://www.la.dlr.de/ra/sart/projects/sto/sto.php.en |date=2007-07-06 }}</ref>
पुन: प्रयोज्य कक्षीय स्थानांतरण वाहन (ओटीवी), जिसे कभी-कभी (इंटर-ऑर्बिटल) स्पेस टग्स कहा जाता है, सौर तापीय रॉकेट द्वारा संचालित प्रस्तावित किया गया है। सोलर इलेक्ट्रिक ओटीवी के सोलर ऐरे की तुलना में वैन एलन बेल्ट में सोलर थर्मल टग्स पर कंसंट्रेटर्स रेडिएशन के प्रति कम संवेदनशील होते हैं।<ref name="OTV_options">{{cite web |last1=John H. Schilling|first1=Frank S. Gulczinski III |title=मिड-टर्म पावर और प्रोपल्शन विकल्पों का उपयोग करते हुए ऑर्बिट ट्रांसफर व्हीकल कॉन्सेप्ट की तुलना|url=http://erps.spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_articledownload_1988-2007/2003index/0022-0303iepc-full.pdf |accessdate=May 23, 2018 }}</रेफरी>
पुन: प्रयोज्य कक्षीय स्थानांतरण वाहन (ओटीवी), जिसे कभी-कभी (इंटर-ऑर्बिटल) स्पेस टग्स कहा जाता है, सौर तापीय रॉकेट द्वारा संचालित प्रस्तावित किया गया है। सोलर इलेक्ट्रिक ओटीवी के सोलर ऐरे की तुलना में वैन एलन बेल्ट में सोलर थर्मल टग्स पर कंसंट्रेटर्स रेडिएशन के प्रति कम संवेदनशील होते हैं।<ref name="OTV_options">{{cite web |last1=John H. Schilling|first1=Frank S. Gulczinski III |title=मिड-टर्म पावर और प्रोपल्शन विकल्पों का उपयोग करते हुए ऑर्बिट ट्रांसफर व्हीकल कॉन्सेप्ट की तुलना|url=http://erps.spacegrant.org/uploads/images/images/iepc_articledownload_1988-2007/2003index/0022-0303iepc-full.pdf |accessdate=May 23, 2018 }}</रेफरी>


Revision as of 11:16, 3 February 2023

सौर तापीय रॉकेट एक सैद्धांतिक अंतरिक्ष यान प्रणोदन प्रणाली है जो सीधे प्रतिक्रिया द्रव्यमान को गर्म करने के लिए सौर ऊर्जा का उपयोग करेगी, और इसलिए विद्युत जनरेटर की आवश्यकता नहीं होगी, जैसे कि सौर-संचालित प्रणोदन के अधिकांश अन्य रूप। रॉकेट को केवल सौर ऊर्जा पर कब्जा करने के साधन, जैसे कि सौर ऊर्जा और दर्पण को केंद्रित करना होगा। जोर पैदा करने के लिए गर्म प्रणोदक को एक पारंपरिक रॉकेट नोजल के माध्यम से खिलाया जाएगा। इसका इंजन थ्रस्ट सीधे सौर कलेक्टर के सतह क्षेत्र और सौर विकिरण की स्थानीय तीव्रता से संबंधित होगा।

कम अवधि में, सौर तापीय प्रणोदन को लंबे जीवन, कम लागत, सूर्य के अधिक कुशल उपयोग और अधिक लचीले क्रायोजेनिक ऊपरी चरण के लॉन्च वाहनों और ऑन-ऑर्बिट प्रणोदक डिपो दोनों के लिए प्रस्तावित किया गया है। पुन: प्रयोज्य इंटर-ऑर्बिटल टग्स में उपयोग के लिए सौर तापीय प्रणोदन भी एक अच्छा उदहारण है, क्योंकि यह एक उच्च दक्षता वाली कम-थ्रस्ट प्रणाली है जिसे सापेक्ष सरलता से ईंधन भरा जा सकता है।

सौर-तापीय डिजाइन अवधारणाएं

दो सौर तापीय प्रणोदन अवधारणाएँ हैं, जो मुख्य रूप से उस विधि में भिन्न हैं जिसके द्वारा वे प्रणोदक को गर्म करने के लिए सौर ऊर्जा का उपयोग करते हैं:[citation needed]

  • अप्रत्यक्ष सौर तापन में प्रणोदक को सौर विकिरण द्वारा गर्म किए गए उष्मा का आदान प्रदान करने वाला में पैसेज के माध्यम से पंप करना सम्मिलित है। विंडोलेस हीट एक्सचेंजर कैविटी अवधारणा इस विकिरण अवशोषण दृष्टिकोण को अपनाने वाला एक डिज़ाइन है।
  • डायरेक्ट सोलर हीटिंग में प्रोपेलेंट को सीधे सोलर रेडिएशन के संपर्क में लाना सम्मिलित है। रोटेटिंग बेड अवधारणा प्रत्यक्ष सौर विकिरण अवशोषण के लिए पसंदीदा अवधारणाओं में से एक है; यह एक बरकरार बीज (टैंटलम करबैड या हेफ़नियम कार्बाइड) दृष्टिकोण का उपयोग करके अन्य प्रत्यक्ष ताप डिजाइनों की तुलना में उच्च विशिष्ट आवेग प्रदान करता है। प्रणोदक एक घूर्णन सिलेंडर की झरझरा दीवारों के माध्यम से बहता है, बीजों से गर्मी उठाता है, जो कि दीवारों पर रोटेशन द्वारा बनाए रखा जाता है। कार्बाइड उच्च तापमान पर स्थिर होते हैं और उत्कृष्ट गर्मी हस्तांतरण गुण होते हैं।

ताप विनिमायक सामग्री (लगभग 2800 केल्विन) का सामना कर सकने वाले तापमान की सीमाओं के कारण, अप्रत्यक्ष अवशोषण डिज़ाइन 900 सेकंड (9 kN · s/kg = 9 किमी/s) (या 1000 सेकंड तक) से अधिक विशिष्ट आवेग प्राप्त नहीं कर सकते हैं, देखें नीचे)। प्रत्यक्ष अवशोषण डिजाइन उच्च प्रणोदक तापमान और इसलिए उच्च विशिष्ट आवेगों की अनुमति देते हैं, जो 1200 सेकंड तक पहुंचते हैं। यहां तक ​​कि कम विशिष्ट आवेग पारंपरिक रासायनिक रॉकेटों की तुलना में एक महत्वपूर्ण वृद्धि का प्रतिनिधित्व करता है, चूंकि, एक वृद्धि जो यात्रा के समय में वृद्धि की कीमत पर पर्याप्त पेलोड लाभ (कम पृथ्वी कक्षा-से-जियोसिंक्रोनस कक्षा मिशन के लिए 45 प्रतिशत) प्रदान कर सकती है (14) दिन 10 घंटे की तुलना में)।[citation needed] ग्राउंड टेस्ट मूल्यांकन के लिए वायु सेना रॉकेट प्रणोदन प्रयोगशाला (एएफआरपीएल) के लिए छोटे पैमाने के हार्डवेयर को डिजाइन और निर्मित किया गया है।[1] एसएआरटी द्वारा 10 से 100 एन प्रणोद वाले सिस्टम की जांच की गई है।[2] पुन: प्रयोज्य कक्षीय स्थानांतरण वाहन (ओटीवी), जिसे कभी-कभी (इंटर-ऑर्बिटल) स्पेस टग्स कहा जाता है, सौर तापीय रॉकेट द्वारा संचालित प्रस्तावित किया गया है। सोलर इलेक्ट्रिक ओटीवी के सोलर ऐरे की तुलना में वैन एलन बेल्ट में सोलर थर्मल टग्स पर कंसंट्रेटर्स रेडिएशन के प्रति कम संवेदनशील होते हैं।Cite error: Closing </ref> missing for <ref> tag अमोनिया को प्रणोदक के रूप में प्रस्तावित किया गया है।[3] यह पानी की तुलना में उच्च विशिष्ट आवेग प्रदान करता है, लेकिन -77 डिग्री सेल्सियस के हिमांक बिंदु और -33.34 डिग्री सेल्सियस के क्वथनांक के साथ आसानी से संग्रहित किया जा सकता है। निकास हाइड्रोजन और नाइट्रोजन में अलग हो जाता है, जिससे कम औसत आणविक भार होता है, और इस प्रकार एक उच्च Isp (हाइड्रोजन का 65%) होता है।[citation needed] एक सौर-तापीय प्रणोदन आर्किटेक्चर इलेक्ट्रोलिसिस और पानी से हाइड्रोजन के द्रवीकरण से जुड़े आर्किटेक्चर को परिमाण के एक क्रम से अधिक से बेहतर बनाता है, क्योंकि इलेक्ट्रोलिसिस के लिए भारी शक्ति जनरेटर की आवश्यकता होती है, जबकि आसवन के लिए केवल एक सरल और कॉम्पैक्ट ताप स्रोत (या तो परमाणु या सौर) की आवश्यकता होती है; इसलिए प्रणोदक उत्पादन दर उपकरण के किसी भी प्रारंभिक द्रव्यमान के लिए संगत रूप से कहीं अधिक है। चूंकि इसका उपयोग सौर प्रणाली में जल बर्फ के स्थान के स्पष्ट विचारों पर निर्भर करता है, विशेष रूप से चंद्र और क्षुद्रग्रह निकायों पर, और ऐसी जानकारी ज्ञात नहीं है, सिवाय इसके कि क्षुद्रग्रह बेल्ट के भीतर और सूर्य से आगे के निकायों की अपेक्षा की जाती है। जल बर्फ से समृद्ध होना।Cite error: Closing </ref> missing for <ref> tag


ग्राउंड लॉन्च के लिए सोलर-थर्मल

सौर तापीय रॉकेट प्रस्तावित किए गए हैं [4] एक छोटे व्यक्तिगत अंतरिक्ष यान को कक्षा में प्रक्षेपित करने के लिए एक प्रणाली के रूप में। डिजाइन एक उच्च ऊंचाई वाले एयरशिप पर आधारित है जो एक ट्यूब पर सूर्य के प्रकाश को केंद्रित करने के लिए अपने लिफाफे का उपयोग करता है। प्रणोदक, जो संभवतः अमोनिया होगा, को जोर देने के लिए खिलाया जाता है। संभावित डिजाइन दोषों में सम्मिलित है कि क्या इंजन ड्रैग को दूर करने के लिए पर्याप्त जोर पैदा कर सकता है, और क्या एयरशिप की त्वचा हाइपरसोनिक वेगों में विफल नहीं होगी। जेपी एयरोस्पेस द्वारा प्रस्तावित कक्षीय एयरशिप में इसकी कई समानताएं हैं।

प्रस्तावित सौर-तापीय अंतरिक्ष प्रणाली

As of 2010, इन-स्पेस पोस्ट-लॉन्च अंतरिक्ष यान प्रणालियों पर सौर-तापीय प्रणोदन का उपयोग करने के लिए दो प्रस्ताव किए गए थे।

लो अर्थ ऑर्बिट (एलइओ) प्रणोदक डिपो प्रदान करने के लिए एक अवधारणा जिसे अन्य अंतरिक्ष यान के लिए रास्ते-स्टेशनों के रूप में उपयोग  किया जा सकता है और आगे-एलइओ मिशनों के रास्ते में ईंधन भरने के लिए प्रस्तावित किया गया है कि अपशिष्ट गैसीय हाइड्रोजन-दीर्घकालिक तरल का एक अनिवार्य उपोत्पाद है। अंतरिक्ष के विकिरण ताप वातावरण में हाइड्रोजन का भंडारण- सौर-तापीय प्रणोदन प्रणाली में मोनोप्रोपेलेंट रॉकेट के रूप में प्रयोग योग्य होगा। अपशिष्ट हाइड्रोजन का उपयोग कक्षीय स्टेशनकीपिंग और अंतरिक्ष यान दृष्टिकोण नियंत्रण दोनों के लिए उपयोगी रूप से किया जाएगा, साथ ही ऑर्बिटल पैंतरेबाज़ी # गैर-आवेगपूर्ण युद्धाभ्यास के लिए उपयोग करने के लिए सीमित प्रणोदक और थ्रस्ट प्रदान करने के लिए अन्य अंतरिक्ष यान के साथ उन्नत अंतरिक्ष मिलन स्थल के लिए उपयोग किया जाएगा जो ईंधन प्राप्त करने के लिए इनबाउंड होगा। डिपो।[5] सोलर-थर्मल मोनोप्रॉप हाइड्रोजन थ्रस्टर भी संयुक्त राज्य अमेरिका द्वारा प्रस्तावित अगली पीढ़ी के क्रायोजेनिक अपर स्टेज राकेट के निर्माण के अभिन्न अंग हैं। कंपनी यूनाइटेड लॉन्च एलायंस (यूएलए)। उन्नत क्रायोजेनिक विकसित चरण (एसीइएस) का उद्देश्य कम लागत, अधिक सक्षम और अधिक लचीले ऊपरी चरण के रूप में था, जो मौजूदा यूएलए Centaur (रॉकेट चरण) और यूएलए डेल्टा IV # वाहन विवरण (डीसीएसएस) को पूरक और शायद प्रतिस्थापित करेगा। ) ऊपरी चरण के वाहन। एसीइएस एकीकृत वाहन तरल पदार्थ विकल्प अंतरिक्ष यान से सभी हाइड्राज़ीन मोनोप्रोपेलेंट और सभी हीलियम प्रेशरेंट को समाप्त कर देता है - आमतौर पर रवैया नियंत्रण और स्टेशन कीपिंग के लिए उपयोग किया जाता है - और इसके अतिरिक्त अपशिष्ट हाइड्रोजन का उपयोग करने वाले सौर-थर्मल मोनोप्रॉप थ्रस्टर्स पर निर्भर करता है।[5]: p. 5 [needs update] 2003 में गॉर्डन वुडकॉक और डेव बायर्स द्वारा सौर तापीय प्रणोदन का उपयोग करते हुए विभिन्न यात्राओं की व्यवहार्यता की जांच की गई।[clarification needed][6] 2010 के बाद का एक प्रस्ताव सोलर मोथ अंतरिक्ष यान था जो सौर तापीय इंजन पर सौर विकिरण को केंद्रित करने के लिए हल्के दर्पणों का उपयोग करेगा।[7][8]


यह भी देखें

संदर्भ

  1. ↑ Solar Thermal Propulsion for Small Spacecraft - Engineering System Development and Evaluation PSI-SR-1228 publisher AIAA July 2005
  2. ↑ Webpage DLR Solar Thermal Propulsion of the Institut für Raumfahrtantriebe Abteilung Systemanalyse Raumtransport (SART) date = November 2006 Archived 2007-07-06 at the Wayback Machine
  3. ↑ PSI. "लघु अंतरिक्ष यान_इंजीनियरिंग प्रणाली विकास और मूल्यांकन के लिए सौर तापीय प्रणोदन" (PDF). PSI. Retrieved August 12, 2017.
  4. ↑ "Interplanetary transportation» Solar Thermal Ground to Orbit - Solar Thermal Tech to launch". NewMars. Retrieved January 19, 2023.
  5. ↑ 5.0 5.1 Zegler, Frank; Bernard Kutter (2010-09-02). "Evolving to a Depot-Based Space Transportation Architecture" (PDF). AIAA SPACE 2010 Conference & Exposition. AIAA. p. 3. Retrieved March 31, 2017. the waste hydrogen that has boiled off happens to be the best known propellant (as a monopropellant in a basic solar-thermal propulsion system) for this task. A practical depot must evolve hydrogen at a minimum rate that matches the station keeping demands.
  6. ↑ Byers, Woodcock (2003). "Evaluation of Solar Thermal Propulsion for In-Space Propulsion Application". Results of Evaluation of Solar Thermal Propulsion, AIAA 2003-5029. doi:10.2514/6.2003-5029. {{cite book}}: |journal= ignored (help)
  7. ↑ Nick Stevens Graphics, 18 January 2018, accessed 20 January 2019.
  8. ↑ Rocket engine performance as a function of exhaust velocity and mass fraction for various spacecraft, Project Rho, accessed 20 January 2019.


बाहरी कड़ियाँ

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