Возможности перспективных ТКС на ЖРД. В плане общих требований к ТКС будущего рассмотрим прежде всего возможности перспективных ТКС на базе ЖРД. Тяговые системы на базе ЖРД уже давно и успешно используются для изучения и освоения космического пространства. И, пожалуй, не будет преувеличением сказать, что в представлении большинства неспециалистов ЖРД – едва ли не единственное средство создания тяги в космосе. Однако это далеко не так. Транспортные системы на ЖРД, несмотря на возможность их совершенствования, ограничены по энергетике. В этом легко убедиться, если обратиться к известной формуле Циолковского, определяющей приращение скорости полета ракеты Δ V в пустоте в отсутствии сил тяготения: Δ V = W ln Z (W – скорость истечения рабочего вещества, Z – отношение начальной массы космического корабля к конечной, когда израсходован весь бортовой запас рабочего вещества или его часть; так называемое число Циолковского).
Максимальная величина скорости истечения рабочего вещества для ЖРД составляет около 5 км/с. Приращение скорости ракеты зависит также от отношения ее начальной и конечной масс. У современных ракет-носителей с ЖРД на долю топлива может приходиться до 85% стартовой массы. Несложный расчет показывает, что для одноступенчатого аппарата с ЖРД приращение скорости при этом не превышает 9,3 км/с, т. е. предельные энергетические возможности такого аппарата обеспечивают его выведение только на низкую околоземную орбиту. Естественно, использование принципов многоступенчатости расширяет эти возможности, но это удорожает и усложняет космические полеты и, как уже говорилось выше, приводит к засорению космоса отработавшими ступенями в случае отказа от их возвращения.
Таким образом, стремление в перспективе максимально упростить и удешевить ТКС на ЖРД, т. е. перейти к идеальной одноступенчатой схеме, вступает в противоречие с энергетическими возможностями таких систем, для которых с точки зрения повышения массовой отдачи или расширения области использования необходима многоступенчатость. При этом эффект от ожидаемого в перспективе конструктивного совершенствования ТКС, как правило, погашается дополнительным расходованием массы для обеспечения возвращения и повторного использования ТКС, что диктуется экономическими или экологическими соображениями. Многочисленные проекты перспективных ТКС на базе ЖРД, публикуемые сейчас в зарубежной печати, представляют собой попытку найти такое компромиссное техническое решение.
 Рис. 3. Схемы перспективных одно- или двухступенчатых ТКС на базе ЖРД: а) баллистические, б) крылатые, в) с применением ВРД
|
В основном это одно- или двухступенчатые аппараты крылатой или баллистической схемы (рис. 3а, б). Крылатая схема рассматривается для пилотируемых ТКС с относительно небольшими полезными нагрузками (для нее характерны комфортабельные условия возвращения – спуск с малыми перегрузками и самолетная посадка), баллистическая схема – для тяжелых грузовых беспилотных ТКС (она обеспечивает большую массовую отдачу по полезному грузу, т. е. отношение массы полезного груза к стартовой массе ТКС). Однако в целом массовая отдача перспективных ТКС на базе ЖРД не выше, чем у одноразовых ракет-носителей, и составляет несколько процентов от стартовой массы, т. е. при выведении модулей полезного груза от нескольких десятков тонн до нескольких сотен тонн стартовая масса таких ТКС составляет тысячи тонн.
Следует отметить, что удельные показатели перспективных ТКС на базе ЖРД (по массовой отдаче и стоимости выведения) улучшаются с ростом их масштабности, но из-за ограничений, вызванных существующими нормами по акустическим нагрузкам, резко возрастающим с ростом стартовой массы ТКС, предельная величина выводимого полезного груза не может превышать 500 т.
С целью повышения энергетических характеристик ТКС на базе химических ракетных двигателей рассматриваются проекты систем выведения с использованием комбинированных ДУ, объединяющих в едином агрегате ракетные и турбореактивные или воздушно-прямоточные двигатели. Предполагаемая эффективность использования комбинированных ДУ объясняется тем, что турбореактивные и прямоточные двигательные установки имеют удельный импульс в 8 – 20 раз больше, чем у ЖРД (подсчитанный, исходя из расхода топлива, запасенного на борту аппарата). Применение более эффективных, хотя и более тяжелых, ДУ на участке разгона в атмосфере (т. е. использование внешних ресурсов атмосферы, в данном случае воздуха как окислителя и рабочего вещества) заманчиво, особенно для одно- или полутораступенчатых ТКС. Как показывают оценки, относительная массовая отдача по полезной нагрузке у таких ТКС может быть повышена до 7 – 8%. При этом тип старта может быть как вертикальный, так и горизонтальный (рис. 3в).
И все же перспективные ТКС на базе ЖРД, несмотря на возможность снижения в несколько раз удельной стоимости выведения (стоимости выведения 1 кг полезного груза), продолжают оставаться достаточно сложными и громоздкими системами для реализации крупномасштабных грузопотоков (например, для развертывания на геостационарной орбите ССЭ). Если принять номинальную величину грузоподъемности перспективного сверхтяжелого носителя за 250 т, то создание первой штатной ССЭ массой 40 тыс. т на геостационарной орбите (соответственно 200 тыс. т на низкой околоземной орбите) при использовании межорбитальных транспортных аппаратов на базе ЖРД потребует 800 запусков, при этом будет израсходовано около 5 млн. т ракетного топлива. Такая программа пусков является предельной для носителя, а ведь подобных ССЭ потребуются десятки и сотни для обеспечения энергетики, необходимой в масштабах всей Земли. Интенсивные Полеты сверхтяжелых ТКС, основанных на ЖРД, с расходованием сотен миллионов тонн топлива будут сопровождаться значительными тепловыми выбросами в атмосферу, что чревато серьезными экологическими нарушениями.
Космический транспорт на ядерной энергии. Важным направлением в области повышения энергетики (массовой отдачи) ракет-носителей является переход на более высокоэффективные ракетные двигатели, например ядерные. При этом могут быть сокращены число запусков ракет-носителей и суммарный расход топлива при решении перспективных космических задач.
В ЖРД истекающее рабочее вещество образуется за счет сгорания топлива. При этом состав и температура продуктов сгорания и в конечном счете удельный импульс определяются свойствами используемых топлив. В отличие от этого в ядерном ракетном двигателе (ЯРД) для нагрева рабочего вещества используется тепло, выделяющееся в ядерных реакторах. Источник энергии и рабочее вещество здесь разделены. В качестве рабочего вещества предпочтителен водород, обладающий наибольшим значением газовой постоянной, определяющей наряду с температурой и степенью расширения сопла удельный импульс двигателя.
При нагреве водорода в ядерном реакторе удельный импульс в основном зависит от температуры в активной зоне. В зависимости от фазового состояния вещества активной зоны ЯРД делятся на твердофазные, жидкофазные и газофазные. Наибольший интерес представляют твердофазные ЯРД (по глубине проработки и техническому заделу) и газофазные ЯРД (по высоким удельным показателям). В качестве примера твердофазного ЯРД можно привести двигатель, разработанный в начале 70-х годов в США по программе «Нерва» (тяга двигателя 330 кН, удельный импульс 825 с).
Максимальный удельный импульс твердофазного ЯРД ограничен температурой плавления делящегося вещества и может составить 900 с, что вдвое больше, чем у лучших современных ЖРД. Однако выгоды, получаемые от этого увеличения удельного импульса, снижаются из-за возрастания массы конструкции ТКС на базе ЯРД, что обусловлено наличием ядерного реактора, радиационной защиты экипажа и полезной нагрузки и, наконец, массивного теплоизолированного бака, содержащего запас жидкого водорода. Для ракетных ступеней с ЖРД на кислородно-водородном топливе отношение массы рабочего вещества к массе конструкции находится в пределах 7 – 8, тогда как для ступеней с ЯРД этот параметр снижается до 3 – 5.
Вот почему, несмотря на задел в области твердофазных ЯРД и возможность их практической реализации, большее внимание с точки зрения создания перспективных (ТКС привлекают газофазные ЯРД, удельный импульс которых может достигать 2000 – 2500 с. Эти ЯРД, существующие пока только в проектах, не отличаются по основному принципу действия от твердофазных ЯРД, но в связи с тем, что при их работе вещество активной зоны реактора находится в газообразном состоянии, можно существенно повысить температуру нагрева рабочего вещества, а следовательно, и удельный импульс. В этом и заключается их преимущество, но соответственно их создание требует разрешения и более сложных технических задач.
При температурах нагрева рабочего вещества, на которые рассчитываются газофазные ЯРД, ядерное горючее находится в реакторе в виде плазмы под высоким давлением (500–1000 атм), иначе плотность делящегося вещества будет слишком мала, чтобы обеспечить критическую загрузку реактора. Поэтому необходимо создание высокопрочной конструкции двигателя. Другой трудностью является проблема отделения (сепарации) ядерного горючего от нагретого рабочего тела в активной зоне реактора. Наиболее перспективным в этом направлении является газофазный ЯРД с магнитным удержанием ядерного горючего. Предполагается, что газофазные ЯРД с магнитным удержанием ядерного горючего будут иметь тягу в диапазоне от нескольких десятков до десятков тысяч килоньютонов, обеспечивая достаточно высокую тяговооруженность ТКС.
Однако общей проблемой применения ТКС на базе ЯРД продолжает оставаться обеспечение радиационной безопасности. Работающий ЯРД является мощным источником радиации гамма- и нейтронного излучения. Под действием радиации может произойти недопустимый нагрев рабочего тела и конструкции, охрупчивание металлических и разрушение пластмассовых деталей, нарушение изоляции электрокабелей и выход из строя электронной аппаратуры, но главное – существует опасность лучевого поражения экипажа (рис. 4).
 Рис. 4. Характер радиационной опасности при работе ЯРД: 1 – действие реактивной выхлопной струи, 2 – радиационное повреждение конструкции ТКС, 3 – активация пускового устройства, 4 – нагрев рабочего вещества в баке, 5 – прямое распространение излучения в отсек полезного груза путем рассеяния в конструкция (6) и путем рассеяния в воздухе (7)
|
Наибольшая радиационная опасность при эксплуатации ТКС на базе ЯРД существует при наземном старте и полете в атмосфере. В условиях открытого космоса можно применять ограниченную, так называемую «теневую» защиту, которая гарантирует защиту экипажа только в космическом вакууме, где нет рассеянного излучения от воздуха. Для ТКС, стартующих с Земли, нужна гораздо более тяжелая круговая защита. И всегда опасность радиационного заражения при эксплуатации таких ТКС существует за счет наведенной радиации на конструкцию, излучения реактора после выключения ЯРД, возможного заражения атмосферы и пр.
По всей видимости, ТКС на базе ЯРД найдут применение вне атмосферы Земли – в межорбитальных транспортных операциях, при доставке тяжелых грузов на геостационарную орбиту, в грузовых операциях по трассе «околоземная орбита – Луна». Большие возможности открываются перед ТКС на базе ЯРД в межпланетных полетах.
Рассматривая применение ядерной энергий в космическом транспорте, особо следует остановиться на возможности создания в перспективе термоядерного ракетного двигателя (ТЯРД), что явится принципиально новым шагом на пути развития космических тяговых систем. По предварительной оценке, ТЯРД тягой в несколько тысяч килоньютонов способен достигать удельного импульса 18 000 с, что более чем в 30 раз выше удельного импульса перспективных ЖРД. Относительная грузоподъемность ТКС на базе ТЯРД поднимется в десятки раз по сравнению с существующими системами.
Проекты ТКС на базе ТЯРД во многом стимулируются работами по освоению термоядерной энергии, ведущимися уже несколько десятков лет. Указанные работы в первую очередь направлены на создание управляемых термоядерных реакторов, в которых предусматривается начальный инициирующий нагрев реагирующего вещества (тяжелых изотопов водорода – дейтерия и трития) до температуры в несколько миллионов градусов. Эта температура должна соответствовать энергии, достаточной для слияния ядер, в результате которого и выделяется огромная энергия термоядерного синтеза.
Правда, следует сказать, что чрезвычайно удобное для использования в будущих промышленных термоядерных реакторах дейтерий-тритиевое топливо может оказаться малопригодным в ТЯРД, так как при сгорании этого топлива 80% энергии приходится на быстрые нейтроны, которые беспрепятственно покидают плазму и вызывают нагрев конструкции ТЯРД, тем самым ограничивая величину удельного импульса. Более удобна смесь дейтерия с легким изотопом гелия (лишь 2% энергии приходится на нейтроны). Однако это сталкивается с другой, не менее сложной проблемой: для осуществления данной реакции требуется температура уже в сотни миллионов градусов.
Таким образом, ТЯРД является еще довольно проблематичным устройством, но ТКС на его основе позволят человеку, в подлинном смысле слова, стать хозяином. Солнечной системы (поэтому тяговых систем на базе ТЯРД мы еще коснемся далее, в разделе о перспективных ТКС для межпланетных полетов).
ТКС с использованием электроракетных двигателей. Наряду с ТКС большой тяги, но ограниченной экономичности по расходу топлива (ЖРД, ЯРД) в ракетно-космической технике существуют высокоэкономичные системы малой тяги на базе электроракетных двигателей (ЭРД). Впервые идея об использовании электричества для создания реактивной тяги была высказана К. Э. Циолковским в 1911 г., а первые в мире работы по конструированию ЭРД были начаты в 1929 г. по предложению и под руководством В. П. Глушко.
В отличие от ЖРД и ЯРД, в которых рабочее вещество (соответственно газообразные продукты сгорания химического топлива и нагретый при прохождении через реактор водород) разгоняется при истечении через сопло (где тепловая энергия преобразуется в кинетическую), в ЭРД рабочее вещество получает ускорение посредством электрической энергии. При этом рабочее вещество и источник энергии разделены. Благодаря подводу в ЭРД большого количества энергии к малой массе вещества можно получить удельный импульс, на порядок и более превосходящий, чем в ЖРД и ЯРД.
Рабочим веществом в ЭРД является плазма, т. е. ионизованный газ, проводящий электрический ток. Плазма разгоняется электродинамическими силами, возникающими в результате взаимодействия электрического тока, проходящего через плазму, с магнитным полем, создаваемым внешним источником, или током, протекающим через ускоритель. Кроме плазменного ускорителя, в состав ЭРД входит система подачи рабочего вещества, элементы системы коммутации и преобразования тока, система регулирования и т. д.
Электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) включает в себя, помимо ЭРД, источник энергии (в качестве которого могут быть использованы ядерный реактор или солнечная батарея), систему преобразования энергии, систему хранения рабочего вещества и холодильник-излучатель. В отличие от космических ДУ с ЖРД или ЯРД электроракетная двигательная установка – это комплексная энергосиловая система, сочетающая высокоэффективный ЭРД и мощную бортовую энергоустановку.
Для питания ЭРД требуются источники и преобразователи электрической энергии, имеющие большую массу, возрастающую по мере роста необходимой тяги и удельного импульса двигателя. Поэтому ЭРД при возможных в настоящее время стартовых массах является двигателем малой тяги, которая в существующих экспериментальных образцах не превышает десятки ньютонов. Так как создаваемая в ЭРДУ тяга значительно меньше веса ЭРДУ на Земле, то эту двигательную установку можно использовать только в качестве космической тяговой системы в условиях невесомости (после выведения космического аппарата на орбиту ИСЗ), эффективной при больших временах полета. ЭРДУ характеризуется высокой экономичностью расходования запасенной на борту космического аппарата массы рабочего вещества, причем для каждого космического полета существует оптимальное значение эффективной скорости истечения. Это свойство является следствием разделения источников энергии и рабочего вещества.
ЭРДУ целесообразно использовать при полетах, требующих относительно больших энергетических затрат и не лимитированных по времени: при транспортировке больших грузов с низкой околоземной орбиты на геостационарную или с орбиты спутника Земли на окололунную орбиту, на автоматических станциях при полетах к дальним планетам. По оценкам специалистов применение ЭРД на межорбитальном транспортном аппарате (МТА), обслуживающем геостационарную орбиту, позволяет повысить массовую отдачу аппарата по полезной нагрузке до 70% против 25% у МТА с ЖРД (при временах полета соответственно 170 сут и 7 сут). Но особенно выгодным будет применение ЭРД для транспортировки блоков ССЭ на геостационарную орбиту при их монтаже на опорной околоземной орбите. Во-первых, можно будет использовать в ЭРД солнечную энергию, вырабатываемую элементами самой ССЭ, которые они транспортируют. Во-вторых, ЭРД обеспечит возможность транспортировки грузов с небольшими ускорениями, действующими на блоки станции. А это существенно для снижения требований прочности к крупногабаритным элементам ССЭ и соответственно для уменьшения их массы.
 Рис. 5. Конструктивно-компоновочная схема разгонной ступени с ядерной ЭРДУ: 1 – реактор-генератор, 2 – «теневая» защита, 3 – ЭРД, 4 – преобразователи электрической энергии, 5 – бак с рабочим веществом, 6 – холодильник-излучатель, 7 – приборный отсек, 8 – ферма, 9 – отсек полезного груза
|
Типичная конструктивно-компоновочная схема разгонной ступени на базе ЭРДУ с ядерным реактором-генератором электрической энергии представлена на рис. 5. Ступень компонуется в виде последовательно соединенных отсеков, расположенных внутри конуса, в вершине которого помещен реактор-генератор (принцип лучевого построения). Вслед за реактором-генератором и «теневой» защитой от его излучений размещаются преобразователи электрической энергии и отсек ЭРД. Для сброса неиспользованной тепловой энергии имеется холодильник-излучатель, внутри которого располагается отсек рабочего вещества. Далее на наибольшем удалении от реактора-генератора помещены приборный отсек и отсек полезной нагрузки. Лучевое построение ступени обеспечивает минимальную массу радиационной защиты.
На рис. 6 дана типичная схема разгонной ступени солнечной ЭРДУ панельного типа с пленочными плоскими фотопреобразователями. Конструкцией, поддерживающей преобразователи, является плоская панель с мачтами и реями. Между двумя такими симметричными панелями располагается центральный блок, включающий в себя систему баков для хранения рабочего вещества, электроракетные двигатели, аппаратуру и полезную нагрузку. Менаду солнечными батареями и центральным блоком располагается блок коммутации и преобразования электрического напряжения. Центральный блок может поворачиваться относительно солнечных батарей с помощью привода поворота. При этом электрический ток подается к центральному блоку через специальные скользящие контакты.
 Рис. 6. Конструктивно-компоновочная схема разгонной ступени с солнечной ЭРДУ: 1 – панель солнечной батареи, 2 – блок коммутации и преобразования напряжения; 3 – отсек с ЭРД, 4 – баковая система для хранения рабочего вещества, 5 – привод поворота центрального блока со скользящими контактами, в – отсек полезной нагрузки, 7 – приборный отсек, 8 – мачта, 9 – рея, 10 – ЭРД ориентации
|
Рассматриваются также солнечные ЭРДУ с параболическими концентраторами солнечной энергии и турбомашинными (работающими по циклам Брайтона или Ренкина) или термоэмиссионными преобразователями.
Полеты в атмосфере с электромагнитным двигателем. Если эффективность транспортных операций в околоземном космосе (межорбитальные перевозки) в перспективе можно повысить за счет перехода на более энергетичные ракетные двигатели – ЯРД и ЭРД, то совершенствование ТКС на трассе «Земля – орбита – ИСЗ» в первую очередь предполагает широкое использование ресурсов земной атмосферы. Мы уже упоминали о проектах космопланов, использующих аэродинамическое качество и воздушно-реактивные двигатели на участке разгона в атмосфере. Другим направлением в использовании ресурсов атмосферы, по мнению некоторых зарубежных исследователей, является создание ТКС на базе электромагнитного двигателя, генерирующего для получения тяги электромагнитное поле в окружающей атмосфере.
Механизм создания тяги электромагнитным двигателем связан с эффектами, вызываемыми сильно возбужденными атомами и молекулами. Возбужденные атомы образуются за счет селективного поглощения фотонов (генерируемых, например, с помощью лампы-вспышки), которые сообщают энергию внешним электронам (время жизни возбужденных атомов от нескольких миллисекунд до 1 с). Предполагается, что с помощью интенсивного излучения можно создать в окружающей электромагнитный двигатель атмосфере возбужденные молекулы азота, паров воды и кислорода.
Возбужденные молекулы, называемые экситронами, легко ионизуются. Ускорение этих молекул обеспечивается воздействием переменного электромагнитного поля определенной частоты. Соударяясь с остальными молекулами газовой среды, возбужденные молекулы и их приведут в движение. В результате вся масса воздуха, находящаяся в зоне действия осциллирующего электромагнитного поля, получает ускорение, что сопровождается возникновением тяги у космоплана. При напряженности электрического поля 100 кВт/м, магнитной индукции 1 Т, рабочей частоте несколько десятков мегагерц возникает тяга 1000 Н на 1 м3 воздуха. Об эффективности такого типа ТКС можно судить, сравнивая американский проект космолета, обладающего электромагнитным двигателем, с МТКК «Спейс Шаттл». Если для последнего отношение затрачиваемой мощности к создаваемой тяге составляет 4500 Вт/Н, то перспективный электромагнитный двигатель может обеспечить эту величину на уровне 300 Вт/Н (при условии приращения скорости окружающего космолет воздуха около 300 м/с).
На космолете предполагается использовать комбинированную ДУ, у которой подъемная сила и тяга обеспечиваются за счет совместного действия аэродинамических сил, сил электромагнитного поля и тяги ЖРД. В принципе возможно использовать электромагнитное поле и для торможения космолета при его возвращении на Землю. Космолет с электромагнитным двигателем рассчитан на горизонтальный взлет и посадку и представляет собой биплан, между крыльями которого генерируется электромагнитное поле. Для получения электроэнергии на борту имеется высокочастотный магнито-газодинамический (МГД) генератор. Для возбуждения молекул воздуха (без ионизации) применяются кварцевые лампы-вспышки и зеркала.
 Рис. 7. Схемы устройства (а) для образования электромагнитного поля между крыльями (1 – проводники, 2 – металлические электроды, 3 – линии электрического поля, 4 – крыльевые катушки, 5 – катушка магнита МГД-генератора, 6 – изоляция, 7 – силовые линии магнитного поля) и оптической системы (б) на крыльях космического самолета (1 – лампа-вспышка, 2 – отражатели Френеля, 3 – крыло, 4 – поле излучения, 5 – плоское зеркало, 6 – отражатель)
|
 Рис. 8. Общий вид космического самолета с электромагнитным двигателем: 1 – подвесные топливные баки, 2 – крылья, 3 – бак с ионизирующейся присадкой, 4 – МГД-канал и магнит, 5 – ЖРД маршевой ДУ
|
Согласно проекту в МГД-генераторе используются продукты сгорания ЖРД, работающего на жидком водороде и жидком кислороде; в продукты сгорания подается легкоионизирующаяся добавка (присадка) в виде соединения калия. Образующаяся плазма с ионизирующейся присадкой движется в МГД-канале со скоростью 3 – 4 км/с. МГД-канал имеет две пары электродов, каждый из которых связан с соответствующим электродом на крыле космолета и обеспечивает воздействие высокочастотного электрического поля на окружающий воздух. Кроме того, для этой цели предназначена и часть энергии поля, создаваемого катушками магнита МГД-канала. Под действием электрического и магнитного полей воздух между крыльями космолета движется параллельно движению потока плазмы в МГД-канале. Катушки, сверхпроводящий магнит и стенки МГД-канала охлаждаются жидким водородом.
Схема устройства для создания электромагнитного поля между крыльями космолета и схема оптической системы на крыльях приведены на рис. 7а, б. Общий вид космолета с электромагнитным двигателем дан на рис. 8. При полезной нагрузке 29,5 т его стартовая масса в 4 раза меньше, чем у МТКК «Спейс Шаттл», и составляет 570 т, из которых на топливо (в подвесных баках) приходится 400 т, на электроды и катушки на крыльях – 45 т, на МГД-канал с магнитом – 13,5 т.
Такой тип ТКС может в перспективе использоваться в пассажирском или грузопассажирском вариантах для обслуживания крупных орбитальных станций и сборочно-монтажных центров. Однако наряду с проблемами разработки ТКС с электромагнитным двигателем должны быть еще исследованы вопросы безопасности для экипажа на борту и влияние полетов ТКС на окружающую среду с точки зрения возможных экологических нарушений в атмосфере.
ТКС на базе электромагнитных масс-ускорителей. В предыдущих разделах рассматривались проекты ТКС, у которых вся или большая часть расходуемой массы и энергии для разгона запасаются на борту носителя. Однако масштабы транспортных перевозок в эпоху индустриализации космоса (порядка 1 млн. т в год), заставляют искать другие более эффективные принципы разработки TKС будущего. При огромных мощностях ССЭ, которые предполагается создавать в этот период, таким принципом может оказаться выведение с использованием внешних ресурсов энергии.
В этом направлении представляет интерес прежде всего рассмотрение второго (нереактивного) способа доставки грузов в космос, на который указывал в 1933 г. К. Э. Циолковский в своей работе «Снаряды, обретающие космические скорости на суше и воде». В специальном электрическом ускорителе-пушке, расположенном на Земле, снаряд с полезным грузом разгоняется до скорости, превышающей космическую, и, пробивая атмосферу, выходит на орбиту ИСЗ. К. Э. Циолковский Отметил такие преимущества этого способа, как отказ от «большого запаса элементов взрывания», т. е. от химического топлива, составляющего большую часть стартового массы ракеты на ЖРД; потребление электроэнергии от наземных сооружений; многократное использование разгонного устройства.
Однако в тот период реализация этого принципа не находила еще конкретного инженерного воплощения. Да и в наше время проекты таких ускорителей поражают своими размерами, необходимой энергетикой и нуждаются в дальнейшем поиске рациональных технических воплощений.
Наиболее приемлемым устройством для транспортировки большого количества грузов в космос, основанным на нереактивном способе, в настоящее время считается электромагнитный масс-ускоритель (ЭМУ), аналогичный по устройству магнитному движителю. Контейнер с полезной нагрузкой, снабженный сверхпроводящими соленоидами, разгоняется вдоль неподвижного проводникового путепровода за счет взаимодействия электромагнитных полей, создаваемых контейнером и путепроводом. ЭМУ должен снабжаться источником энергии, энергораспределительным и коммутирующим оборудованиями. На разгоняемом контейнере со сверхпроводящими катушками, создающими электромагнитное поле высокой напряженности, имеются системы охлаждения и управления. Для торможения контейнера после отделения от него ускоренной массы предусматривается специальный участок путепровода. Принципиальная схема ЭМУ приведена на рис. 9.
 Рис. 9. Принципиальная схема электромагнитного масс-ускорителя: 1 – подвижный несущий элемент с ускоряемой капсулой (2), 3 – жесткие токопроводящие направляющие, 4 – источник тока
|
Известны два варианта ЭМУ: ускоряющие катушки которого имеют прямоугольную («плоскую») форму и расположены по обеим сторонам от ускоряемого контейнера и ускоряющие катушки которого являются кольцевыми и расположены коаксиально контейнеру. В первом варианте легче осуществлять ряд эксплуатационных мероприятий (проще доступ к контейнеру, катушкам и т. д.), а также высокоточное управление величиной и направлением скорости ускоряемых грузов, что является важным фактором в реализации и использовании всей транспортной системы в целом. Во втором же варианте достигается более высокая эффективность ускорения массы.
Идеальными условиями эксплуатации ЭМУ являются глубокий вакуум и низкие температуры, т. е. космические условия. Для наземного варианта ЭМУ необходимо учитывать потери начальной скорости капсулы снаряда при прохождении атмосферы. Здесь картина явлений обратна традиционной при входе космического аппарата в атмосферу планеты: капсула, ускоренная ЭМУ, проходит на максимальной скорости наиболее плотные слои атмосферы, а в верхней атмосфере движется с наименьшей скоростью, так что все наиболее интенсивные теплофизические и химические процессы протекают до высоты 30 км.
Каковы же характеристики такого рода устройств, создание которых принципиально возможно в будущем, но потребует решения ряда сложных научно-технических проблем?
Наземный электромагнитный ускоритель для разгона снарядов массой 60 т до скорости 10 км/с потребляет мощность (разгон снаряда осуществляется за 2 с) около 3000 ГВт, т. е. больше установленной мощности всех электростанций СССР или США, поэтому для питания ускорителя потребуется гигантский накопитель энергии. При подключении такого накопителя, например, к Красноярской ГЭС, можно было бы каждые полчаса посылать в космос один снаряд, доставив за 10 лет на орбиту ИСЗ 11 млн. т грузов.
Представляет интерес американский проект ЭМУ для транспортировки с Луны грузов (например, сырья в виде полезных ископаемых для космического производства панелей солнечных батарей и конструктивных элементов ССЭ). Система может обеспечивать при частоте импульсов 1 Гц разгон единичных полезных грузов массой 20 кг до конечной скорости 2,4 км/с и иметь производительность 600 тыс. т в год. Предполагается высокая точность прицеливания (±1 м на расстоянии 63 тыс. км от Луны), что облегчит условия приема посылаемых модулей полезного груза в конечном пункте назначения (например, на геостационарной орбите).
Результаты экспериментальных исследований здесь весьма обнадеживающие. Группа физиков в Австралийском национальном университете (г. Канберра) совместно с другими специалистами провела испытания «рельсовой пушки» длиною в несколько метров – принципиально самого простого из электромагнитных ускорителей макрочастиц. Это устройство состоит из двух проводящих ток рельсов, вмонтированных в некое подобие артиллерийского ствола. Импульсы электрического тока, посылаемые вдоль одного рельса, возвращаются вдоль другого. Первый вариант «рельсовой пушки» имел скользящую перемычку-проводник между рельсами, которая приводилась в движение силой взаимодействия магнитного поля тока, текущего по рельсам, с током перемычки.
В ходе экспериментов было показано, что металлическую арматуру можно заменить на движущуюся между рельсами электрическую дугу – плазменный разряд. «Снарядик» из непроводящего материала, пластмассы, будет подталкиваться вперед этой плазмой. В «Рельсовой плазменной пушке» удалось ускорить сантиметровый кубик из пластика до скорости 6 км/с. Для большего ускорения предполагается располагать и последовательно подключать накопители энергии вдоль ствола пушки, так как питание током лишь с одного конца ствола приводит к значительным потерям на электрическое сопротивление при достаточно большой длине рельса.
Таким образом, эксперименты подтверждают возможность создания ЭМУ для разгона полезных грузов до космических скоростей. ЭМУ в сочетании с ССЭ как источниками энергии могут кардинально решить проблему грузопотока в космос и представляют собой экологически чистые ТКС. К недостаткам же такого способа выведения следует отнести слишком большие перегрузки, что накладывает ограничения на виды полезных нагрузок, т. е. в основном ЭМУ предназначены для транспортировки сырья и полуфабрикатов.
Лазер на службе космического транспорта. Еще один эффективный способ массового запуска полезных грузов в космос, причем с приемлемыми перегрузками, – это применение ТКС на базе лазерных реактивных двигателей (ЛРД). В основу работы ЛРД положен принцип внешнего подвода энергии с помощью пучка хорошо сфокусированного лазерного излучения для нагрева рабочего вещества, которое размещено на борту ТКС. Полет ТКС проходит по заранее запрограммированной траектории, а необходимая ориентация передатчика и приемника энергии достигается системой слежения с обратной связью. При этом лазерный источник излучения может располагаться как на поверхности Земли, так и в космосе. Бортовая подсистема ЛРД содержит концентратор лазерного луча и светотракт, обеспечивающий подвод лучистой энергии к зоне подогрева.
Рабочее вещество с помощью энергии лазерного излучения разогревается до очень высоких температур и выбрасывается наружу через сверхзвуковое сопло с большими скоростями истечения (удельный импульс ЛРД может достигать 1000–2000 с). В качестве же рабочего вещества двигателя по экономическим и экологическим соображениям удобно выбрать, например, воду.
 Рис. 10. Схемы ТКС на базе ЛРД (а – однопроходная, б – двухпроходная): 1 – полезный груз, 2 – рабочее вещество, 3 – поглотительная камера, 4 – сопло, 5 – лазерный пучок, 6 – фокусирующее зеркало, 7 – камера повышенного давления, 8 – сверхзвуковое аэродинамическое окно
|
Исследования технических аспектов проблемы создания ЛРД в настоящее время охватывают следующие основные направления: изучение возможности двух альтернативных режимов работы лазерных источников – импульсного и непрерывного; теоретическое и экспериментальное изучение различных механизмов нагрева рабочего вещества лазерным излучением. Возможны две схемы ТКС на базе ЛРД, отличающиеся способом подвода лазерного луча в камеру двигателя (рис. 10а, б).
В первом случае лазерный луч поступает через сопло двигателя, не теряя, однако, своей энергии при прохождении через струю продуктов истечения и сопло (эта схема получила название однопроходной). Во втором (двухпроходная схема) лазерный луч поступает в двигатель через боковое отверстие и попадает на фокусирующее зеркало, которое отклоняет его и направляет в аэродинамическое окно. Окно пропускает лазерный луч в поглотительную камеру, но препятствует истечению газа из камеры высокого давления. При этом оно должно работать в условиях постоянно снижающегося давления окружающей среды (вдоль траектории полета).
Рабочее вещество из бака подается в камеру двигателя, где оно разогревается с помощью энергии лазерного излучения. Для повышения степени поглощения лазерного излучения в поток можно вводить небольшое количество газообразной присадки. Образующаяся в зоне нагрева высокотемпературная плазма истекает через сопло, где создается реакт