ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ


ГЛАВА 8

ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ

Все, о чем говорилось в предыдущих главах, показывает, что как сами электрические ракетные двигатели, так и ракетные энергетические установки для питания этих двигателей находятся пока еще в эмбриональном состоянии. Все, что сейчас делается в этом направлении, а делается очень немало, — это теоретические исследования многочисленных проблем, связанных с электрическими ракетами, испытания лабораторных моделей для подтверждения правильности принципов и выяснения качественных и основных количественных характеристик, создание первых экспериментальных образцов, их наземные и первые летные испытания. Но хотя электроракетная космическая техника еще только рождается, можно не сомневаться, что ее развитие пойдет стремительными темпами и она быстро завоюет себе прочное место под солнцем. Так велики бесспорные достоинства будущих электрических ракет, достоинства, особенно очевидные в тех случаях, когда речь идет о штурме безграничных просторов космоса. А общий ход событий ныне таков, что промедления в этом штурме быть не может.

Электрических ракет еще нет, но о них мечтали уже давно, мечтали еще основоположники ракетной техники и космонавтики. В опубликованной в 1959 г. биографии Годдарда указывается, что в его записной книжке имеется запись, датированная 6 сентября 1906 г., о том, что, вероятно, электрически заряженные частицы могут найти применение в качестве рабочего вещества ракетных двигателей). Что же касается впервые опубликованного в печати предложения такого рода, то оно принадлежит перу К. Э. Циолковского. В его статье «Исследование мировых *)

*) Astronautics, IV, 1959.

пространств реактивными приборами», опубликованной в 1911 г. ( эта статья представляет собой, по мысли ее автора, вторую часть классического труда под тем же названием, опубликованного в журнале «Научное обозрение» № 5, 1903 г., и была помещена в журнале «Вестник воздухоплавания» № 19—22, 1911 г. и № 2—9, 1912 г.), имеется раздел «Будущее реактивных приборов». В этом разделе, помимо впервые высказанного предположения о возможности использования атомной энергии для создания реактивной тяги, имеется следующий абзац):

«Может быть, с помощью электричества можно будет со временем придавать громадную скорость выбрасываемым из реактивного прибора частицам. И сейчас известно, что катодные лучи в трубке Крукса, как и лучи радия, сопровождаются потоком электронов, масса каждого из которых, как мы говорили, в 4000 раз меньше массы атома гелия, а скорость достигает 30—100 тысяч км/сек, т. е. она в 6—20 тысяч раз больше скорости обыкновенных продуктов горения, вылетающих из нашей реактивной трубы».

Не правда ли, здесь и общая идея электроракетных двигателей, и идея электростатических членов семьи этих двигателей?

В третьей части той же работы (она была издана в 1926 г. в Калуге) Циолковский рассматривает и проблему использования энергии солнечного излучения на ракете, упоминает о возможности искусственного питания ракеты лучистой энергией извне (о возможностях реализации этой идеи будет сказано в гл. 9). В этой работе автор отмечает также принципиальную возможность использования двигателей весьма небольшой тяги в космосе для искусственных спутников Земли или Солнца, указывает на то, что движущей силой может стать и давление солнечных лучей (эта идея «солнечного паруса» также рассматривается в гл. 9). Ко всем этим проблемам Циолковский неоднократно возвращается и в других своих трудах, в частности, в работе «Космический корабль», рукопись которой была направлена автором журналу «Техника и жизнь» в 1924 г.).

*) Цитируется по книге: К. Э. Циолковский, Труды по ракетной технике, Оборонгиз, 1947, 89—90.

) К. Э. Циолковский, Труды по ракетной технике, Оборонгиз, 1947, 14 и 189.

О возможностях создания электрических ракет писал один из пионеров космонавтики, француз Эно Пельтри в 1913 г.

Большое значение придавал электроракетным двигателям другой пионер космонавтики, немецкий ученый, румын по происхождению, Герман Оберт. В книге Оберта «Путь в мировое пространство», вышедшей в 1923 г.)» этой проблеме посвящена целая глава. Оберт не ограничился указанием на принципиальную возможность использования электричества для создания реактивной тяги космических ракет. Он предложил создать электростатические ракетные двигатели, в которых тяга создавалась бы эмиссией заряженных частиц с поверхностей, соединенных с источником электрического питания высокого напряжения. Указывая, что получаемая подобным образом тяга будет очень малой, Оберт подчеркивал, что при длительной работе электроракетного двигателя он в состоянии обеспечить необходимые высокие скорости ракеты.

Идею создания электроракетного двигателя, работающего на солнечной энергии, выдвигал поляк Франц Улин-ский в 1915—1916 гг. (по Максу Валье)). По этой идее вокруг ракеты должны были располагаться плоскости, состоящие из термоэлементов, превращающих солнечные лучи в электроэнергию. Правда, в те времена термоэлементов не существовало и предложение Улинского основывалось на газетной утке о том, что будто бы Эдисон их изобрел; впоследствии это сообщение было опровергнуто. Однако сама идея не становится от этого менее верной. Для создания реактивной силы Улинский предлагал систему питаемых электроэнергией катодов, с которых должна была осуществляться эмиссия электронов с очень большой скоростью. Улинский допустил ряд ошибок в своем проекте, в частности, предполагая, что с помощью такого двигателя можно осуществить взлет ракеты с Земли; предлагая использование силы реакции электронов, обладающих чрезмерно малой массой для этой цели; оценивая затраты энергии для создания нужной тяги; предлагая использовать при взлете предложенный им дополнитель

*) Oberth Н., Wege zur Raumschiffahrt. Miinchen — Berlin, 1923.

) Валье Макс, Полет в мировое пространство, ОНТИ, 1936.

ный, термохимический ракетный двигатель, работающий без отброса рабочего вещества (такой двигатель не может быть, конечно, создан, хотя Улинский получил на него в 1928 г. патент), и т. д. Однако основная идея солнечного электроракетного двигателя Улинского верна.

Как уже отмечалось выше, первые серьезные конструкторско-экспериментальные работы по электрическим ракетным двигателям были начаты в нашей стране, шедшей и здесь непроторенной дорогой. Ведь уже в 1929 г. в Газодинамической лаборатории в Ленинграде была создана группа (впоследствии отдел), в котором разрабатывался первый в мире электрический ракетный двигатель (ЭРД) и первые отечественные ЖРД.

Серьезное теоретическое рассмотрение электроракет началось за рубежом лишь после войны. За последние 15 лет появилось множество исследований в этой области, сначала теоретических, а затем экспериментальных. Теперь основные усилия концентрируются на разработке теории электроракетных двигателей и их основных элементов, экспериментальных исследованиях и создании необходимых испытательных установок, разработке проектов электроракетных космических летательных аппаратов и оценке их возможностей. В этих областях работают за рубежом многие ученые.

Каковы же области возможного применения электрических ракет в космонавтике? Каких результатов можно добиться с их помощью? И наконец, как можно представить себе устройство электрического космического летательного аппарата? Вот вопросы, которым посвящена эта глава.

Совершенно очевидно, что возможное применение электрических ракет определяется прежде всего основными особенностями электроракетных двигателей, о которых уже подробно говорилось выше, — исключительно большим удельным импульсом, малой тягой, большой возможной продолжительностью работы, во многих случаях необходимостью высокого вакуума для работы. Важнейшей из особенностей является, конечно, достижимая с помощью этих двигателей величина удельного импульса. Ведь именно поэтому так велик интерес к электроракетным двигателям— они позволяют рассчитывать на решающий успех в штурме «барьера удельного импульса», который ведут ракетная техника и космонавтика. Это достоинство

электрических ракет перекрывает во многих случаях, о которых пойдет речь ниже, недостатки таких ракет, связанные с их малой тягой, большим весом конструкции и др.

Для иллюстрации того значения, которое придает электроракетным двигателям советская наука, можно привести следующую выдержку из передовой статьи официального органа Академии наук СССР («Вестник Академии наук», X, 1962), написанной к пятилетию со дня запуска 1-го советского искусственного спутника Земли и носящей название «Пять лет космической эры»: «На смену двигателям на химическом топливе придут двигатели, использующие ядерное и термоядерное горючее, а также высокоэффективные электрические — плазменные и ионные — двигатели, что откроет новые возможности перед космонавтикой». Об этом же говорил президент Академии М. В. Келдыш в своей речи на XXII съезде КПСС.

Необходимость в значительном повышении удельного импульса по сравнению с термохимическими ракетами связана с тем, как указывалось выше, что только таким образом можно достичь существенного увеличения относительного веса полезного груза, т. е. доли полезного груза во взлетном (или начальном) весе ракеты в результате уменьшения запасенного на ней топлива. В свою очередь без такого увеличения нельзя мечтать об осуществлении сложных космических полетов, и прежде всего межпланетного полета человека.

С помощью электроракетных двигателей путем ускорения заряженных частиц в электростатическом или переменном магнитном полях (или в обоих одновременно) можно достичь исключительно больших скоростей истечения. Ведь в некоторых электромагнитных ускорителях лабораторий по ядерной физике удается разгонять частицы до скоростей, равных 90% (и даже больше) от максимально возможной в природе скорости — скорости света в вакууме, равной, как известно, 300000 км!сек.

Однако е^ть ли необходимость добиваться в электрора-кетном двигателе таких больших и вообще максимально возможных скоростей истечения? Оказывается, такой необходимости нет. Как показывает теория, всегда, для любого данного полета, существует наивыгоднейшая, оптимальная скорость истечения (и соответственно удельный импульс). Оптимальной скорости соответствует наиболь?

шее значение относительного веса полезного груза — цель, к которой всегда стремятся в ракетной технике и космонавтике. Это обстоятельство имеет весьма большое значение для электроракетной техники.

Но почему для электроракетного двигателя существует некоторая оптимальная скорость истечения, выше которой ее увеличивать невыгодно, ибо это приведет к уменьшению полезного груза на ракете, тогда как для термохимических ракет подобного ограничения нет и чем выше скорость истечения, тем больше вес их полезного груза?

Как ни парадоксально, но ограничение величины скорости истечения для электроракетных двигателей появляется именно в связи со стремлением... увеличить эту скорость. Секрет здесь прост. Чтобы открыть возможность существенного увеличения скорости истечения, необходимо, как указывалось выше, разделить источник энергии и рабочее вещество, органически слитые воедино в термохимической ракете. Такое разделение и осуществлено в электроракете, но вместе с ним появилось и указанное выше ограничение целесообразной скорости истечения, ч Об этом отчетливо говорит уже выведенное нами в предыдущей главе соотношение между величиной мощности реактивной струи, тяги двигателя и удельного импульса (или скорости истечения, что все равно);

at_R W _R J g 2 2 ’

где N — мощность, W — скорость истечения, ] — удельный импульс, g — ускорение земного тяготения.

Действительно, если увеличивать скорость истечения при неизменной тяге, то возрастает и мощность электростанции на ракете, что приводит, естественно, к возрастанию веса конструкции ракеты и уменьшению относительного веса полезного груза (вот этого-то и нет в случае термохимической ракеты!). Графически эта зависимость показана на рис. 147. Если же скорость истечения мала, как, например, в термохимической ракете, то и это также приводит к уменьшению полезного груза (ведь из-за этого-то и загорелся весь сыр-бор с электроракетами!). Очевидно, что эти два противоположно действующих фактора и приводят к тому, что некоторому оптимальному значению скорости истечения соответствует наибольшая величина веса полезного груза.

По известному уравнению Циолковского конечная скорость ракеты (в свободном пространстве, т. е. без атмосферы и гравитации) равна

1/ = И71п^

2

(если до включения двигателя ракета уже обладала некоторой скоростью, то V есть приращение скорости при

Рис. 147. Так изменяется доля полезного груза электроракеты (с ионным двигателем) в зависимости от удельного импульса. Кривая относится к случаю перехода ракеты с орбиты на высоте 160 км на орбиту Луны (характеристическая скорость 7,35 км/сек, отношение тяги к весу ракеты 0,75*10-4) (Paper ASME, 59-AV-45).

работе двигателя). Но начальная масса ракеты (при старте, т. е. в момент запуска двигателя)

тг = тк + тр + ти1

где тк — масса конструкции ракеты, включающая энергетическую установку (эта так называемая пассивная масса не изменяется в полете), тр — масса рабочего вещества на ракете (в * случае термохимической ракеты это — масса топлива), гпп — масса полезного груза.

Конечная же масса ракеты, т. е. масса после израсходования всего запаса рабочего вещества и, следоеательно, приобретения ракетной конечной скорости V \

= тк + тц,

В ряде исследований (например, в упоминавшейся выше работе Штулингера и Зейтца) получена зависимость величины относительного полезного груза тп/т\ от скорости истечения W и конструктивных параметров ракеты при данной конечной скорости V. Эта зависимость (формулы, выведенные различными авторами, имеют неодинаковый конечный вид) и позволяет найти расчетное оптимальное значение удельного импульса, соответствующее максимальной величине гпи1т\. Соответствующее выражение имеет следующий вид:

J опт = const У X • Е,

где /опт — оптимальная величина удельного импульса, т — продолжительность полета ракеты, Е — энерговооруженность ракеты, т. е. величина мощности ее двигательной установки, приходящаяся на 1 кг массы конструкции,

Таким образом, чем больше время работы двигателя ракеты и ее энерговооруженность (величина, обратная удельному весу двигательной установки), тем больше и наивыгоднейшая величина удельного импульса. Такой качественный характер зависимости понятен. Оба эти фактора уменьшают отрицательное влияние веса электрической двигательной установки ракеты на величину ее полезного груза. Вот почему электроракеты особенно выгодны в тех случаях, когда должен быть совершен космический полет большой длительности. Двигательная установка ракеты должна быть возможно более легкой — увеличение энерговооруженности является одной из важнейших задач совершенствования электроракет.

При данной относительной величине полезного груза т.и/т\ пропорционально оптимальной величине удельного импульса изменяется конечная скорость ракеты. Это иллюстрируется приводимым на рис. 148 графиком. На этом графике, как и в приведенном выше выражении для оптимального удельного импульса, фигурирует величина произведения х-Е. Очевидно, однако, что каждый из сомножителей ограничен по величине. Так, наибольшим вероятным значением энерговооруженности (ее называют иногда удельной мощностью) электроракеты можно считать 0,2—0,3 мт/кГ (в настоящее время оно равно примерно

0,1 квт/кГ). Продолжительность полета с работающим двигателем в свою очередь не может быть более нескольких лет* как исходя из возможных в настоящее время целей полета, так и потому, что с ростом т неизбежно уменьшается начальное ускорение ракеты (это показано, в частности, в той же работе Штулингера и Зейтца), а оно не может быть меньше некоторого минимального значения,

определяемого назначением космического летательного аппарата.

Если принять т = = 3 года, £ = 0,3 квт/кГ и минимально возможное значение тпи/тп i = = 1 %, то максимальная скорость, которой может достичь электроракета, составит примерно 200 км!сек, И такая огромная скорость будет достигнута, несмотря на ничтожное ускорение, в тысячи и десятки тысяч раз меньше ускорения земного тяготения. При этом число Циолковского (mi/m2) будет равно всего четырем. Из этого примера ясно, какие перспективы открывает применение электроракетных двигателей в космонавтике.

В настоящее время для космических аппаратов самого различного назначения величина оптимальной скорости истечения находится в пределах 20—200 км/сек (это соответствует значениям удельного импульса 2000— 20000 сек). Для типичной электроракеты конечная масса ГП-2 при этом составит 0,5-—0,85 начальной массы тп\ (т. е. число Циолковского т\1гт — 2-—1,2), а масса полезного груза будет равняться 0,2—0,7 от конечной массы m2. Прогресс по сравнению с термохимическими ракетами разителен!

Где же и как можно применить с успехом электрора-кетные двигатели? Таких возможных областей применения немало, *— по существу, это все возможные случаи, когда ускорение ракеты может быть очень небольшим (тяга

Рис. 148. Конечная скорость электроракеты V зависит от величины удельного импульса /, продолжительности работы двигателя т и энерговооруженности Е.

двигателя мала!), а продолжительность его работы значительной. В этих случаях «комариная» сила двигателя (по сравнению с массой ракеты) постепенно, «не спеша» разгоняет ракету, доводя ее скорость, при необходимости, до огромных значений.

Очевидно, что первые примеры использования электро-ракетных двигателей будут связаны с искусственными спутниками Земли; да и испытания этих двигателей тоже уже начаты на спутниках. Роль электроракетного двигателя на спутнике может быть различной. Конечно, такой двигатель не будет использован при запуске спутника: для этого он обладает слишком ничтожной тягой. Да и не только в этом, но и во всех других случаях вывод электроракеты в космос будет осуществляться, очевидно, с помощью термохимических ракетных двигателей, а в будущем, может быть, совместно с атомными тепловыми двигателями. Но когда спутник уже будет на орбите, его электроракетный двигатель сможет сослужить не одну хорошую службу.

Так, например, с его помощью можно будет компенсировать изменение орбиты спутника под действием аэродинамического сопротивления земной атмосферы и некоторых других влияний меньшего масштаба. Эти силы, действующие на движущийся по орбите спутник, очень малы и равны обычно нескольким граммам (например, для шара диаметром 3 ж на высоте 200 км они равны примерно 26 Г, на высоте 400 км — менее 0,4 жГ), и все же они тормозят спутник, неумолимо заставляя его снижаться и, в конце концов, упасть на Землю или сгореть в плотных слоях атмосферы. Вот тут-то ничтожная, казалось бы, сила тяги электроракетного двигателя может сыграть свою роль. С ее помощью может поддерживаться неизменной заданная орбита низколетящего спутника в течение всего времени работы двигателя, т. е. многих месяцев и даже лет. Нет нужды говорить о том, насколько это важно, — ведь в будущем вокруг Земли будет обращаться по установившимся орбитам множество искусственных спутников самого различного назначения. Это будут и спутники радиотелефонной и радиотелеграфной связи, и телетрансля-ционные «центры», и метеоспутники для обеспечения нужд Службы погоды, и навигационные спутники-маяки, и еще многие другие.

Вот каковы возможные характеристики такого «элект-роракетного» спутника (данные этого и ряда последующих проектов — по Штулингеру и Зейтцу). Полная масса спутника 5 т, полезный груз 4 т (0,5 т — масса рабочего вещества, 0,5 т — масса установки), продолжительность полета с работающим двигателем 1 год (31,5 млн. сек). Конечная (характеристическая) скорость 15 км!сек, скорость истечения 141 км!сек (удельный импульс 14 400 сек). Тяга двигателя 227 Г (она достаточна для поддержания неизменной высоты орбиты не менее 160 км, если спутник— шар диаметром 3 м). Мощность электросиловой установки равна 159 кет (в случае ионного двигателя сила тока ускорителя 11,6 а, напряжение 13 600 в), энерговооруженность Е = 0,318 квт/кГ. Ускорение при работе двигателя (начальное) 4,45 • 10-5 от земного (g). Каждую секунду такой двигатель будет расходовать всего... 16 мъ рабочего вещества.



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



Блондинка за углом смотреть фильм
Маленькая Вера смотреть фильм
Любовь и голуби смотреть фильм