Александр Дмитриев - Космические двигатели будущего

Рис. 8. Типы реактивных двигательных систем (РДС) с внешними источниками электромагнитного излучения

Солнечный парус.Суть принципа действия таких систем, от названия которых веет романтикой бригантин и каравелл, в самом деле сходна с принципом действия паруса. В этом случае космический аппарат имеет чрезвычайно развитую поверхность, образуемую тонкой зеркальной пленкой. Солнечное излучение, падая перпендикулярно поверхности пленки и зеркально от нее отражаясь, создает тягу также перпендикулярно поверхности пленки. При частичном поглощении излучения направление тяги будет составлять некоторый угол с этой поверхностью, и, ориентируя парус, можно получить тягу в нужном направлении.

Достоинства таких тяговых систем очевидны: они не требуют расхода ни энергии, ни рабочего тела. Однако для получения достаточных ускорений необходимо использовать очень тонкую пленку, чтобы отношение площади паруса к массе корабля вместе с парусом было бы достаточно большим. Площадь паруса, по современным понятиям, тоже достаточно велика. Так, например, для создания тяги 1 кгс для аппарата, находящегося от Солнца на расстоянии 1 а. с. (150 млн. км), необходимо иметь площадь паруса 3 · 10 5м 2.

И все же задача создания таких конструкций с приемлемыми массовыми характеристиками вполне реальна для современной науки и техники. В частности, в США рассматривались различные типы солнечного паруса в связи с разработками космического аппарата, предназначенного для полета к комете Галлея. Одна из наиболее перспективных таких конструкций паруса — «солнечный гироскоп» — показана на рис. 9. Этот «гироскоп» состоит из 12 лопастей длиной 7,4 км и шириной 8 м, масса каждой лопасти 200 кг; для придания некоторой жесткости на лопастях через каждые 150 м предусмотрены «рейки». Согласно расчетам, подобный парус на удалении 1 а. е. от Солнца должен обеспечить тягу 0,5 кгс. С помощью паруса космическому аппарату при решении задачи полета к комете Галлея нужно было бы сообщить скорость 55 км/с.

Рис. 9. Одна из возможных конструкций солнечного паруса — «солнечный гироскоп».

По предварительным оценкам, для реализуемости проекта толщина пленки, образующей парус, должна составлять около 0,0025 мм, а удельная масса примерно 3 г/м 2. Поэтому главная трудность на пути реализации проекта — выбор материала пленки.

Кроме упомянутого полета к комете Галлея, в качестве возможных операций с применением солнечного паруса рассматриваются перемещения крупных грузов между низкими и геостационарными орбитами и доставка марсианского грунта на Землю. Использование же солнечного паруса для полетов к внешним планетам считается нецелесообразным.

Лазерные реактивные двигатели.Принцип действия лазерных реактивных двигателей основан на хорошо известном факте — возможности испарения материала под воздействием лазерного излучения. Испарение происходит быстро и приводит к образованию сверхзвуковой струи, когда поток энергии на поверхности вещества имеет высокую плотность. При еще более высоких потоках пар может быть ионизован, давая очень высокий удельный импульс. Количество движения струи приводит к созданию тяги точно так же, как в случае обычного реактивного двигателя. Идея использования энергии мощных наземных лазеров для вывода на орбиту ИСЗ была высказана А. Канторовицем в 1971–1972 гг.

В принципе лазерный двигатель сочетает в себе очень высокий удельный импульс, характерный для ядерных и электрических двигателей с большим отношением тяги к массе, с надежностью, свойственной двигателям на химическом топливе. Высоких значений удельного импульса можно достичь, так как в результате поглощения излучения рабочим телом образуется плазма с высокой температурой. Большое же отношение массы полезного груза к массе ракеты обеспечивается тем, что источник энергии находится на Земле.

Реализация этих основных преимуществ зависит, конечно, от решения двух проблем. Во-первых, должна быть обеспечена передача мощного лазерного луча с очень малым углом расходимости, а, во-вторых, требуется создание технологически и экономически доступных больших лазеров и источников их питания.

В настоящее время рассмотрены несколько методов получения тяги на основе использования лазерного излучения. Один из них, например, заключается в быстром испарении твердого топлива, которое поглощает излучение, вследствие чего образуется струя горячего пара. Если к тому же пар поглощает часть энергии лазерного излучения, то можно получить температуры 5000 — 12 000 К. Внутренняя поверхность сопла ракеты в этом случае представляет собой параболический отражатель, так что сопло одновременно служит зеркалом для лазерного излучения и соплом для истекающих газов.

Параболический отражатель принимает лазерный луч с плотностью мощности, меньшей, чем максимальный поток, проходящий без искажений через атмосферу, и фокусирует его на расположенный в фокусе стержень твердого топлива. Таким образом, испаряющееся топливо проходит через область лазерного излучения с высокой интенсивностью (10 7— 10 9Вт/см 2) и нагревается до высоких температур. Затем газ, нагретый до высокой температуры, расширяется, и его тепловая энергия преобразуется в кинетическую. Подобная система дает более высокую удельную тягу, чем простая испарительная система.

Для выведения ракет с полезным грузом, не превышающим 1 т, на геоцентрическую орбиту в одном из проектов предлагается использовать лазеры на углекислом газе, работающие в импульсном режиме. Такие лазеры позволяют получать импульсы света с расходимостью пучка менее 0,2" и длительностью в несколько миллисекунд.

По предварительным оценкам, стоимость выведения полезной нагрузки массой 1 кг на околоземную орбиту при помощи наземной лазерной установки составит около 50 долл. Основной проблемой при проектировании подобных ракетных систем является проблема наиболее эффективного преобразования энергии лазерного луча в кинетическую энергию движения ракеты, достаточную для выведения последней на околоземную орбиту. Полная энергия, поступающая в двигатель за время выведения ракеты на орбиту, пропорциональна произведению мощности источника на время выведения. Для одной и той же массы полезной нагрузки она почти не зависит от времени выведения. Это означает, что, увеличивая время выведения, можно снизить мощность источника и, наоборот, увеличивая мощность источника, — уменьшить время вывода ракеты на орбиту.