Космические двигатели будущего

ДВИГАТЕЛЬНЫЕ СИСТЕМЫ С ВНЕШНИМИ ИСТОЧНИКАМИ ЭНЕРГИИ

Выше были рассмотрены требования, предъявляемые к перспективным космическим двигательным системам автономного типа, и показано, как эти требования определяют направления развития автономных двигательных систем. В автономных системах энергия и масса, необходимые для создания тяги и разгона космического аппарата, находятся на самом аппарате. Поэтому прогресс в развитии таких двигателей связан с улучшением удельных энергетических характеристик, т. е. с увеличением количества энергии, запасенной на единицу массы рабочего тела.

Ситуация меняется, если источник энергии, с помощью которой создается тяга, находится вне аппарата. В этом случае указанная характеристика теряет смысл. Однако по-прежнему важно, какое количество энергии поступает в двигательную установку и насколько — поступающая энергия пригодна для разгона рабочего тела.

Если на время отвлечься от вопросов преобразования поступающей извне энергии в кинетическую энергию истекающего с высокой скоростью рабочего тела, основным фактором становится количество энергии, подводимой к двигательной установке в единицу времени. Отсюда следует, что характеристики двигательной установки космического аппарата не зависят от массы и удельных характеристик источника энергии, а определяются мощностью внешнего источника и эффективностью передачи энергии от источника в двигательную установку космического аппарата.

Как и в случае автономных двигателей с разделенными источниками энергии и массы, в двигателях с внешним источником энергии с увеличением мощности, вводимой в двигательную установку, уменьшается и расход массы рабочего тела на создание единицы тяги, поскольку растет скорость истечения рабочего тела. Если скорость истечения становится выше 4,5–5 км/с, ракета или космический аппарат, оснащенный двигательной системой с внешним источником, начинает превосходить аппараты с ЖРД по такой важной характеристике, как отношение массы полезной нагрузки к: стартовой массе.

Еще одна существенная особенность использования внешних источников заключается в расширении спектра рабочих тел, применяемых в двигателях. В частности, их использование может значительно облегчить применение атмосферного воздуха в качестве рабочего тела при выведении аппарата, стартующего с поверхности Земли, на низкую орбиту. Есть основания предполагать, что на основе двигателей с внешними источниками энергии можно создать транспортные системы выведения полезных грузов на орбиту Земли с характеристиками, значительно превосходящими характеристики систем с химическими двигателями. Таковы предварительные соображения, касающиеся перспектив двигательных систем с внешними источниками энергии и импульса. Какими же возможностями, в том числе потенциальными (ведь речь идет о будущем), обладают современные наука и техника для реализации идеи использования энергии внешних источников для двигательных установок?

Рассмотрим основные элементы, из которых состоит двигательная система, использующая внешний источник. Это, во-первых, сама двигательная установка (ее конструкция и характеристики в значительной степени зависят от типа рабочего тела и вида используемой энергии). Во-вторых, внешний источник энергии как естественного происхождения, так и искусственного. Естественным источником может служить Солнце, межпланетная и межзвездная среда. Искусственным внешним источником энергии является, например, мощный источник направленного электромагнитного излучения.

Третий необходимый элемент двигательной системы с внешним источником энергии — это устройство приема и, если необходимо, преобразования энергии в форму, приемлемую для превращения в кинетическую энергию рабочего тела. И наконец, последним, четвертым, ключевым элементом двигательной системы является тракт передачи энергии от источника к устройству приема. Космические масштабы и огромные скорости приводят к громадным расстояниям между источником энергии и космическим аппаратом. Причем даже в том случае, когда в начальный момент это расстояние относительно невелико, оно значительно увеличивается за время работы двигательной установки. Поэтому для реализации идеи использования энергии внешнего источника необходимо разработать средства эффективной передачи энергии на большие расстояния (при использовании искусственных источников).

Рассмотрим особенности использования Солнца в качестве внешнего источника энергии. Плотность электромагнитного излучения убывает обратно пропорционально квадрату расстояния от Солнца, и в этом смысле параметры тракта передачи энергии от источника к двигательной установке фиксированы (меняется лишь расстояние от Солнца до космического аппарата). Однако от значения этого единственного переменного параметра тракта в значительной степени зависят характеристики двигательной установки в целом.

В самом деле, при изменении расстояния от источника энергии до космического аппарата в 2 раза плотность потока мощности меняется в 4 раза. Это означает, что для питания двигательной установки фиксированной мощности необходимо увеличить площадь устройства, принимающего солнечную электромагнитную энергию, также в 4 раза. При полете к дальним планетам, расстояние которых от Солнца во много раз превышает расстояние Земли от Солнца, плотность солнечного излучения становится настолько малой, что использование солнечной энергии вряд ли целесообразно. Но даже те расстояния, на которых применение солнечной энергии оправдано, огромны — сотни миллионов километров (таковы характерные размеры тракта передачи энергии).

В случае использования искусственных источников реализация эффективной передачи энергии на такие расстояния представляется крайне проблематичной. Рассмотрим, например, тракт передачи электромагнитной энергии искусственного источника.

Первое ограничение, которое сразу бросается в глаза, — ограниченная мощность источника. Если общая мощность излучения Солнца на много порядков превышает мощность, необходимую для питания двигательной установки, и не ограничивает ее возможностей, то энергетические характеристики двигательной системы с искусственным источником ограничены мощностью источника и следует стремиться к тому, чтобы как можно большая доля мощности внешнего источника достигала двигателя. Отсюда следует необходимость в высокой эффективности передачи энергии в тракте источник — космический аппарат. В идеале требуется, чтобы вся энергия источника поступала в приемное устройство космического аппарата. Реально это должна быть доля, составляющая по меньшей мере десятки процентов от мощности источника.

Эффективную передачу электромагнитного излучения можно реализовать, сформировав излучение в узкий пучок. Возможность формирования пучка необходимой конфигурации, распространения и приема направленного электромагнитного излучения определяется длиной волны (частотой), размерами излучающей или приемной поверхности, параметрами среды, в которой происходит распространение.

Прием и передача электромагнитных волн. Прием и передача электромагнитных волн производится антеннами. Приемная и передающая антенны имеют много общего, и часто одно и то же устройство используется в качестве и передающей и приемной антенны. Пока речь шла об обычных антеннах, в задачу которых входит либо передача, либо прием и сбор падающей электромагнитной энергии. Однако уже сейчас существуют антенны, принимающие электромагнитную энергию и преобразующие ее в электрическую, — это и солнечные батареи, и устройства, называемые ректеннами, которые предназначены для приема монохроматического излучения в диапазоне сверхвысоких частот (СВЧ-диапазоне) и преобразования его в постоянный электрический ток.

Поэтому в более широком смысле под приемной антенной будем понимать устройство, предназначенное для приема и преобразования энергии электромагнитного излучения в некоторый другой вид энергии. Все такие устройства объединяет ряд общих моментов, в значительной степени влияющих на облик антенны. Прежде всего это касается соотношений между размерами антенны, длинами излучаемых или принимаемых электромагнитных волн, направленностью излучения для передающих антенн или способностью эффективно принимать электромагнитные волны для приемных антенн.

Степень направленности излучения с длиной волны λ, которую можно реализовать с помощью антенны размера D, характеризуется специальной величиной — углом расходимости Θ ~ λ/D. При передаче электромагнитной энергии с высоким коэффициентом направленного действия (с малыми потерями) расходящийся пучок почти целиком попадает на поверхность приемной антенны. Если расстояние между передающей и приемной антеннами велико, требуемый угол расходимости излучения оказывается чрезвычайно малым. Следовательно, размеры антенн, измеренные в единицах длин волн, должны быть значительными.

Например, при использовании электромагнитного излучения с длиной волны 1 см для передачи электромагнитной энергии без значительных потерь на расстояния порядка 1000 км нужны антенны размером 100 м. С точки зрения эффективности передачи выгоднее использовать более короткие длины волн, поскольку расстояние эффективной передачи обратно пропорционально длине волны. Однако уменьшение длины волны, способствуя решению одной проблемы (проблемы расстояния), создает другие. В частности, ужесточаются требования на точность изготовления конструкции, точность наведения, стабилизацию антенн по направлению приема и передачи и т. д. Как всегда в таких случаях, нужен эффективный компромисс между требованиями, налагаемыми решаемой задачей, и технико-экономическими возможностями.

Классификация двигателей с внешними источниками электромагнитного излучения. Гипотетические тяговые системы с внешними источниками электромагнитного излучения весьма разнообразны. Они используют естественные и искусственные источники излучения, а возможный диапазон применяемых длин волн простирается от рентгеновского до СВЧ. Кроме того, в них используются различные способы преобразования энергии излучения в тягу. То обстоятельство, что источник энергии для создания тяги находится вне космического аппарата, существенным образом сказывается на внешнем виде двигательной системы и всего космического аппарата. Непременным атрибутом становится приемная антенна значительных размеров.

Примерная классификация реактивных двигателей с внешними источниками электромагнитного излучения представлена на рис. 8. Рассмотрим прежде всего двигательные системы с естественным источником излучения — Солнцем. Его излучение можно использовать для создания тяги в двух вариантах: 1) при преобразовании энергии солнечного излучения в электрическую (например, с помощью солнечных батарей) с последующим ее применением для питания электрореактивных двигателей; 2) при использовании давления электромагнитного излучения (на этом принципе основаны тяговые системы, называемые солнечным парусом).

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 · 10⁵ м².

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/м². 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 (10⁷ — 10⁹ Вт/см²) 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.

Минимальная мощность лазера может быть порядка 200–300 МВт, если ракета разгоняется в течение длительного промежутка времени, но это ведет и к увеличению зоны разгона — максимального расстояния, которое должен преодолеть лазерный луч, чтобы попасть в приемное устройство ракеты. Для сохранения высокой эффективности передачи энергии при увеличении расстояния необходимо, как об этом уже говорилось, либо уменьшить расходимость луча, либо увеличить размеры приемного устройства на ракете. Первый вариант требует улучшенной оптики лазера, второй приводит к увеличению лобового сопротивления ракеты. Примерная зависимость мощности лазера от длины зоны разгона для системы выведения, обеспечивающей доставку на орбиту 1 т полезного груза, приведена на рис. 10.

Рис 10. Примерная зависимость характеристической мощности лазера от длины разгона при выводе полезного груза массой 1 т

Особенностью описываемого проекта является использование энергии химической реакции вместе с энергией лазерного излучения для разогрева рабочего тела. Цикл работы двигателя начинается с воспламенения топлива и подачи светового импульса. Световой импульс производит дополнительный разогрев рабочего тела, в результате чего образуется плазма с температурой около 20 000 К, расширяющая и выталкивающая газ из сопла двигателя. После выхода газа из сопла подается новый световой импульс, топливо воспламеняется, и весь цикл повторяется снова.

Длительность тяги двигателя зависит от длительности светового импульса. Так, например, для создания тяги в течение 800 с (давление газов на основание ракеты достигает 3 МПа) необходимо подавать световой импульс с плотностью потока энергии 2 · 10⁷ Вт/см² и длительностью 10^–6 с, при этом скорость по окончании разгона достигнет 8 км/с. Поскольку тяга всегда перпендикулярна срезу сопла двигателя, направление луча лазера не обязательно должно совпадать с направлением продольной оси ракеты.

Еще один метод создания тяги, использующий поглощение лазерного излучения пригоден для разгона космического аппарата на атмосферном участке траектории. Он был предложен группой исследователей из ФИАНа под руководством А. М. Прохорова в 1973 г. В этом варианте излучение без существенного поглощения проходит через атмосферу и попадает на параболическую отражающую поверхность, которая находится в хвостовой части летательного аппарата и жестко с ним связана. Интенсивность излучения в фокальной области этой поверхности должна превышать порог, при котором происходит электрический пробой находящегося там воздуха. Тяга возникает без использования какого-либо другого топлива, кроме атмосферного воздуха. Если между импульсами лазера обеспечивается смена воздуха, то двигатель работает как лазерный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.

Рис. 11. Лазерный пульсирующий ВРД: 1 — параболическая оболочка с полированной внутренней поверхностью, 2 — фокус параболоида, 3 — пробой воздуха, 4 — светодетонационная волна, 5 — лазерный луч

Схематическое представление о лазерном пульсирующем воздушно-реактивном двигателе дает рис. 11. Лазерный луч, падающий на полированную внутреннюю поверхность, фокусируется с образованием потока высокой интенсивности. Следующий за этим пробой воздуха возбуждает ударную волну, которая распространяется по направлению к выходному срезу сопла. Причем все высокое давление газа за ней преобразуется в силу, действующую на стенки сопла, т. е. тягу.

Лазерный МГД-двигатель. В рамках работ по анализу перспективных двигателей для одноступенчатого транспортного корабля в США проведены исследования по созданию МГД-двигателя с использованием лазера. Основное преимущество такого двигателя, по сравнению с лазерным воздушно-реактивным двигателем, заключается в том, что за счет ускорения рабочего тела с помощью электродинамических сил предоставляется возможность получения высоких скоростей истечения реактивной струи. В качестве рабочего тела используется плазма, получаемая из атмосферного воздуха; источник энергии — лазерные генераторы орбитальных или наземных станций, вдоль которых движется транспортный-космический корабль.

МГД-двигатель транспортного космического корабля с площадью поперечного сечения, равного площади поперечного сечения ракеты-носителя «Сатурн-5», имеет впереди приемник лазерного излучения, за ним кольцевой воздухозаборник. Из воздухозаборника воздух попадает в ионизационную камеру, где под воздействием лазерного излучения ионизуется и превращается в плотную плазму. Основная часть лазерного излучения не поглощается в образовавшейся плазме, а отражается на стенки, вдоль которых размещены преобразователи лазерного излучения в электрический ток. Вырабатываемая электроэнергия используется для создания тяги, подобно тому, как это делается в торцевых плазменных двигателях: плазма ускоряется силой, возникающей в результате взаимодействия электрического тока с собственным магнитным полем. Струя плазмы, вылетающая из двигателя, создает реактивную тягу.

Анализ рабочих параметров проводился применительно к величине орбитальной массы транспортного космического корабля 22 т: ток 360 кА — на уровне Земли, 600 кА (максимум) — при максимальной тяге для скорости полета 500 м/с и при орбитальной скорости 280 м/с, скорость истечения реактивной струи заряженных частиц несколько сотен метров в секунду у Земли и 460 км/с на орбите. Мощность лазерного излучения быстро возрастает до 1,35 ГВт при разгоне космического корабля до достижения скорости полета 750 м/с, а со скорости полета порядка 1,5 км/с линейно растет до 3,75 ГВт на скорости орбитального полета.

Электромагнитный резонаторный двигатель. В отличие от ранее рассмотренных схем двигателей, в этом двигателе отсутствует рабочее тело, вернее, в его роли выступает электромагнитное излучение. Мы рассматривали уже возможность использования давления электромагнитного излучения для создания тяги в системах типа солнечный парус и выяснили, что при использовании даже такого практически неограниченного источника электромагнитной энергии, каким является Солнце, возможное значение тяги составляет несколько килограммсил.

Можно ли рассчитывать на получение заметной тяги за счет давления электромагнитного излучения при использовании искусственного источника излучения (например, лазера или мощного генератора электромагнитных волн СВЧ-диапазона)?

Рассмотрим подробнее процесс создания тяги за счет давления электромагнитного излучения. Пусть на поверхность падает поток электромагнитного излучения с достаточно большой плотностью на единицу площади. Если бы вся эта мощность могла бы быть преобразована в тягу, величина последней при достаточно развитой поверхности приема излучения могла быть значительной. Однако процесс преобразования энергии электромагнитного излучения в кинетическую энергию космического аппарата обладает той особенностью, что только крайне незначительная часть падающей энергии (а именно W/c, где W — поток энергии; с — скорость света) преобразуется в кинетическую энергию космического аппарата.

Остальная часть энергии снова безвозвратно уходит в космическое пространство. Если бы эту энергию удалось заставить многократно падать на одну и ту же поверхность, существенно можно было бы повысить эффективность преобразования энергии электромагнитного излучения в кинетическую энергию движения космического аппарата. Эта идея реализуется в электромагнитном резонаторном двигателе.

Принципиальная схема электромагнитного резонаторного двигателя (ЭМРД) показана на рис. 12. Разгон космического аппарата осуществляется за счет давления электромагнитного излучения в открытом резонаторе, образуемом зеркалами 2, 3, на зеркало космического аппарата.

Накачка электромагнитного излучения источником 1 в резонатор осуществляется через вентиль 4. Давление электромагнитного излучения в резонаторе во много раз превосходит давление излучения источника (за счет накопления электромагнитного излучения в резонаторе). Разгон аппарата продолжается до полного затухания электромагнитных колебаний в резонаторе после выключения источника 1. При отсутствии бокового рассеяния и потерь в зеркалах и среде энергия электромагнитных колебаний должна полностью переходить в кинетическую энергию космического аппарата.

Двигательная система предполагает наличие у неподвижного источника и космического аппарата строго-ориентированных относительно друг друга зеркал. Это позволяет многократно использовать импульс волн, отражающихся попеременно от каждого зеркала, для увеличения импульса космического аппарата. Именно за счет многократного использования импульса фотонов, передающих малую долю всей энергии космическому аппарату при каждом отражении от его движущегося зеркала, достигается высокий коэффициент преобразования энергии электромагнитных колебаний в кинетическую энергию аппарата, что является серьезным преимуществом ЭМРД перед другими типами двигателей, использующих для создания тяги давление электромагнитного излучения. Вместе с тем следует отметить огромные технологические трудности, которые предстоит преодолеть в случае реализации этой схемы.

Рис. 12. Принципиальная схема электромагнитного резонаторного двигателя: 1 — источник электромагнитного излучения, 2 — зеркало наземной установки, 3 — зеркало летательного аппарата 4 — вентиль, 5 — космический аппарат

Анализ схемы ЭМРД показывает, что основные параметры двигательной системы определяются характеристиками зеркал, источника излучения и точностью взаимной ориентации стационарной установки и космического аппарата. В свою очередь, эффективность ЭМРД определяется прежде всего максимальным удалением аппарата d, на котором коэффициент преобразования еще достаточно велик. Можно показать, что максимальный КПД передачи мощности между двумя зеркалами посредством электромагнитного излучения зависит только от параметра τ: τ = λd/R₁R₂, где R₁R₂ — размеры зеркал. Для τ < 1 КПД передачи может быть равным практически 100 %. С увеличением расстояния эффективность ЭМРД резко падает, как только перестает выполняться это условие.

Требования к КПД передачи достаточно жесткие. Так, например, при полном КПД системы 10 % минимально допустимый коэффициент полезного действия передачи составляет 99,9 %. Отметим, однако, что 10 % очень высокое требование к полному КПД системы. В традиционной схеме выведения космического аппарата на орбиту с использованием ЖРД полный КПД преобразования химической энергии топлива в кинетическую энергию космического аппарата составляет всего 2–3 %. Поскольку в случае ЭМРД источник энергии находится вне космического аппарата, вполне допустимо даже некоторое уменьшение полного КПД преобразования по отношению к этому значению.

Сверхвысокочастотные реактивные плазменные двигатели. Ранее обсуждались двигательные схемы на основе внешних источников электромагнитного излучения, в основном использующие лазеры в качестве генератора. Соответственно этому излучаемые частоты этих типов генераторов лежат в инфракрасном и видимом диапазонах. Длины волн, соответствующие этим частотам, варьируются от 0,3 до 15 мкм, и хотя размеры антенн, необходимые для формирования лучей с малой расходимостью, составляют сотни тысяч и даже миллионы длин волн, абсолютные размеры не превосходят нескольких метров.

Возможность реализации мало расходящихся пучков при относительно небольших размерах антенн является одной из причин пристального внимания к видимому и инфракрасному диапазонам длин волн, а в перспективе к ультрафиолетовому и рентгеновскому излучениям с целью реализации двигательных систем, основанных на внешних источниках энергии. Однако исторически сложилось так, что предложения по использованию электромагнитного излучения для создания тяги были связаны с СВЧ-излучением. И очень может быть, что несмотря на ряд преимуществ оптического и инфракрасного диапазонов первоначальная реализация двигателей с внешними (искусственными) источниками энергии будет осуществлена в СВЧ-диапазоне.

Одной из возможностей преобразования энергии СВЧ-диапазона в энергию силы тяги является введение СВЧ-мощности в высокоионизированную плазму на частоте циклотронного резонанса (т. е. на частоте, с которой вращаются электроны вокруг линий магнитного поля). При совпадении частоты СВЧ-излучения и частоты циклотронного резонанса происходит интенсивная передача энергии электромагнитной волны электронам плазмы. В процессе столкновений между электронами и ионами часть энергии электронов передается ионам, в результате температура плазмы повышается, а СВЧ-излучение, проходя через нее и отдавая энергию, затухает. Требуемое магнитное поле В создается во внешней части ускорителя.

Рис. 13. Сверхвысокочастотный реактивный двигатель: 1 — волновод, 2 — полуволновое диэлектрическое окно, 3 — соленоид, 4 — инжекция рабочего тела

Возможное расположение элементов космического СВЧ-двигателя схематически показано на рис. 13. Такой двигатель состоит по существу из волновода, соленоида и прозрачного для электромагнитных волн окна, через которое поступает СВЧ-излучение. Окно служит для того, чтобы предотвратить обратный поток движущихся частиц в направлении источника СВЧ-излучения. В ускоритель входит система впрыска рабочего тела (топлива), а также средства обеспечения постоянной интенсивности магнитного поля (для получения совпадения частоты излучения и циклотронной частоты в пространстве взаимодействия). При уровне непрерывной мощности порядка 1 кВт и более поток СВЧ-излучения оказывается достаточным для полной ионизации инжектируемого рабочего тела и для сообщения плазме требуемой кинетической энергии.

Достоинства подобного вида ускорения плазмы обусловлены безэлектродной структурой ускорителя и полным отсутствием подвижных частей. Таким образом, можно в принципе ожидать, что двигатель будет отличаться предельной простотой конструкции и долговечностью. Маломощные СВЧ-двигатели (Р < 100 кВт) могут найти применение в недалеком будущем, после того как в них будут внесены некоторые технические усовершенствования. Использование же СВЧ-двигателей для создания основной тяги (Р > 100 кВт в непрерывном режиме) станет возможным, если будут реализованы системы передачи энергии с помощью СВЧ-пучков (спутниковые солнечные электростанции).

Перспективы создания мощных источников электромагнитного излучения. Комплекс технических проблем, которые должны быть решены при создании двигательной космической системы с внешними источниками электромагнитного излучения, тесно взаимосвязан с проблемами, стоящими перед другими областями науки и техники, а также с более общими проблемами.

Лазеры, как известно, были созданы вне всякой связи с космическими проблемами, и в течение более 10 лет не возникало идеи использовать их в качестве элемента космических двигательных систем. Развитие лазерной техники, заключающееся в росте излучаемой мощности, освоении все новых и новых диапазонов, улучшении характеристик и т. д., происходило и происходит достаточно бурно. Достаточно сказать, что мощность излучения лучших современных образцов лазеров в 10⁶ — 10⁸ раз превосходит мощность излучения первых лазеров. Такой прогресс, который уже ощутимо наметился к концу 60-х годов, позволил рассматривать лазеры как потенциально мощные источники удобного для многих целей вида энергии — электромагнитного излучения, светового, инфракрасного и ультрафиолетового диапазонов (сейчас этот спектр еще более расширился).

Вот тогда и родилась идея использовать лазеры для разгона ракет, которая была подготовлена всей короткой историей развития лазерной техники. С другой стороны, вопрос о применении внешних источников энергии назрел и в космической технике, где он неоднократно поднимался и обсуждался, начиная с работ К. Э. Циолковского, Ф. А. Цандера и других пионеров космонавтики.

В плане преобразования энергии электромагнитного излучения в кинетическую энергию рабочего тела вопрос был подготовлен работами по разогреву плазмы СВЧ-излучением и первыми экспериментами по созданию двигателей, использующих для создания тяги электромагнитную энергию.

Идеи рождаются по-разному: одни появляются задолго до возможности реализации, а иногда и проведения целенаправленных экспериментов по их проверке. Реализация других, судя по общему уровню развития науки и техники, могла бы начаться значительно раньше, чем они возникли. Идея использования лазеров и других мощных источников электромагнитного излучения в космических двигательных установках не опередила течения событий и не опоздала. Ее рождение практически совпало с появлением возможностей по проведению работ, направленных на реализацию этой идеи.

Проблема выведения космических аппаратов на орбиту сегодня находится на стыке нескольких областей физики и техники: космические двигатели, лазеры, взаимодействие излучения с веществом, механика, прием и передача мощных пучков электромагнитного излучения и т. д. Каждое из этих направлений науки и техники имеет массу приложений, и поэтому прогресс в развитии идей лазерного выведения определяется не только (а в начальной стадии и не столько) параметрами экспериментальных устройств, но и характеристиками, которыми обладают элементы, входящие в системы другого назначения.

В связи с этим хотелось бы отметить работы, которые в перспективе найдут непосредственное применение в системах с дистанционным снабжением космических аппаратов энергией. Речь дальше пойдет о космических электростанциях. Вопрос о создании спутниковых солнечных электростанций (ССЭ) всерьез стал рассматриваться с начала 70-х годов, когда стало ясно, что имеются серьезные ограничения в возможности удовлетворения энергетических потребностей большинства стран за счет ископаемых источников. Энергетический кризис в западных странах 1973–1974 гг. дал дополнительный импульс к реализации этой проблемы.

По представлениям, которые выработались в процессе обсуждения возможностей создания ССЭ, последние будут представлять собой плоские поля солнечных батарей или других приемников солнечного излучения с площадями сотни квадратных километров, размещенные на геостационарных или высокоэллиптических орбитах и — постоянно ориентированные на Солнце. Часть падающей на приемники солнечной энергии (15–20 %) преобразуется в электрическую. При площади 100 км² общая электрическая мощность такой электростанции, помещенной на орбиту искусственного спутника Земли, составит 15–20 ГВт, т. е. мощность, которую имеют 4–5 гидроэлектростанций типа Братской. Ожидается, что масса ССЭ будет измеряться десятками тысяч тонн.

Серьезной проблемой является передача энергии, получаемой на ССЭ, потребителям, которые могут находиться на расстояниях до десятков тысяч километров от электростанции. Эффективным и практически единственным средством передачи энергии, получаемой на ССЭ, является передача посредством направленного электромагнитного излучения. Первоначально для этой цели предполагалось использовать СВЧ-систему передачи энергии с длиной волны 10–12 см. Выбор этого диапазона не случаен. Он обладает рядом достоинств, среди которых прозрачность ионосферы и атмосферы для электромагнитных волн (в том числе при облачной погоде и осадках), хорошо развитая техника, способная обеспечить высокий КПД преобразования постоянного электрического тока в энергию СВЧ-излучения и т. д.

Однако для эффективной передачи энергии без потерь на расстояния 40 000 км (т. е. с высокоэллиптической или геостационарной орбиты на Землю) требуются размеры космической передающей антенны 1 км, а наземная приемная антенна должна иметь в поперечнике 10–15 км. В связи с этим все больший интерес проявляется к системам передачи энергии с помощью лазерного излучения.

Если электрическую энергию преобразовать в лазерное излучение, то лазерный передатчик (на длине волны 10,6 мкм) должен иметь передающую антенну диаметром 31 м, а размеры приемной антенны на Земле — 31 × 40,3 м. Лазерная система может передавать энергию не только на Землю, но и на другие спутники, а также обеспечивать энергией двигательные установки самолетов и космических аппаратов. Если для СВЧ-системы максимально допустимый поток энергии не превышает 23 МВт/см², то для лазерной системы, рассчитанной на мощность 500 МВт, максимальный поток лучистой энергии может достигать 185 Вт/см² без увеличения потерь на взаимодействие светового пучка с атмосферой.

Одним из возможных вариантов лазерной энергетической системы является запуск ССЭ на низкую околоземную солнечно-синхронную орбиту, последующее преобразование на ее борту солнечной энергии в лазерное излучение, передача последнего на один или два ретрансляционных спутника, находящихся на геостационарной орбите. И наконец, передача с этих спутников лазерного излучения на приемные станции на Земле.

Отметим, что конфигурация энергетической системы с использованием спутников-ретрансляторов возможна только при работе в лазерном диапазоне длин волн. При этом запуск ССЭ на низкую полярную орбиту (а не на стационарную или высокоэллиптическую, как в исходной концепции) позволяет в 6 — 10 раз снизить общую массу грузов, которую необходимо вывести на опорную орбиту для обеспечения создания ССЭ. В целом при использовании ряда перспективных технических решений лазерные энергетические системы вероятно будут обладать серьезными преимуществами перед системами, работающими в СВЧ-диапазоне по массовым характеристикам, по уровню загрязнения окружающей среды и стоимости.

Общий КПД таких систем может достигать 8 — 12 %, что вполне сопоставимо с общим КПД СВЧ-систем. Однако в отличие от СВЧ-систем лазерные системы не являются всепогодными, так как лазерное излучение испытывает сильное поглощение при распространении в облаках и зонах выпадания осадков. Этот вопрос, видимо, может быть решен с помощью создания резервных наземных приемных станций, а также при размещении приемных станций в районах с низкой вероятностью выпадания осадков. При использовании лазерных космических энергостанций в качестве внешнего источника энергии для разгона космических аппаратов и ракет погодные условия могут оказывать влияние только на атмосферном участке траектории.