ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ 2


В другом случае электроракетный двигатель может служить для коррекции траектории движения достаточно высоко летящего спутника с целью точного выдерживания заданной орбиты (ее высоты и положения в пространстве), а также ориентации самого спутника. Такое корректирование может оказаться необходимым для спутников ряда назначений, например, навигационных, геодезических и др., в особенности важно для так называемых стационарных спутников, т. е. находящихся на суточной орбите и фиксированных в определенной точке над земной поверхностью (рис. 149). Незначительные по величине возмущения (воздействие Солнца, Луны, неоднородностей геомагнитного поля и др.) будут непрерывно уводить стационарный спутник из расчетного положения и менять его ориентацию в пространстве; здесь-то и окажутся очень полезными электроракетные двигатели. Для этого на спутнике придется установить ряд таких двигателей, расположенных по взаимно перпендикулярным осям, чтобы создавать все необходимые корректирующие силы и моменты, или же удастся использовать возможность управления вектором тяги, особенно простую для некоторых типов двигателей, например, ионных, что позволяет значительно уменьшить число необходимых двигателей. Поскольку для такого спутника уже не приходится бороться с аэродинамическим сопротивлением (на суточной орбите оно практически отсутствует), то двигатели

можно включать лишь время от времени (для электрора-кетного двигателя это неоднократное повторное включение легко осуществимо) с целью введения необходимых поправок в траекторию движения спутника или его ориентировку в пространстве. Естественно, что общая продолжительность работы двигателя будет при этом небольшой—10 дней (примерно год полета), как и характеристическая

Рис. 149. Рисунок гипотетического метеорологического или связного спутника на суточной орбите. На спутнике установлено несколько ионных двигателей фирмы Хьюз (показана работа двух двигателей) (Tnteravia, III, 1963).

скорость (456 м/сек) и мощность (5 кет). Масса двигательной установки и рабочего вещества (6 кг) окажется при этом столь небольшой, что практически не скажется на конструкции спутника (его масса 5 т будет практически целиком представлять собой полезный груз). Выгодная скорость истечения в этом случае меньше, чем в первом примере, и равна 38 км!сек (удельный импульс примерно 3900 сек). При использовании цезиевого ионного двигателя сила тока будет равна 5 а, ускоряющее напряжение всего 1000 в (как известно, мощность струи есть произведение силы тока на напряжение: 5*1000=5000 вг), тяга двигателя равна 26,8 Г. Следует отметить, что подобная корректировка орбиты может осуществляться с помощью термохимических двигателей, но, как показывает расчет,

12 К. А. Гильзан 353

электроракетные выгоднее в отношении веса, если характеристическая скорость больше 100 м/сек.

Комплект ионных цезиевых двигателей подобного назначения разрабатывает фирма Хьюз. По ее подсчетам, для точного удержания на заданной орбите спутника массой 227 кг двигатели должны работать от 10 до 90 минут в сутки, а для выдерживания ориентации — по нескольку секунд каждые четверть часа. В течение трех лет это потребует расхода 1 кг цезия, тогда как при использовании обычных в настоящее время реактивных управляющих сопел потребовалось бы 68 кг газа.

Вероятно, как об этом свидетельствует и первый опыт применения электроракетных двигателей в космосе на советских спутниках, именно такое их использование будет начато прежде всего в сравнительно широких масштабах. В большой мере это связано с отсутствием пока мощных энергоустановок, что требует использования двигателей малой мощности; именно такие микроракетные двигатели и разрабатываются наиболее интенсивно за рубежом. Так, например, если в приведенном выше примере примерно 10-летней давности имеется в виду применение корректирующих ионных двигателей тягой в граммы и даже десятки граммов и мощностью в киловатты, но в новых разработках речь идет о тяге в миллиграммы и мощности в десятки ватт. Так, та же фирма Хьюз разрабатывает для стационарного спутника весом 450 кГ установку из трех ионных цезиевых двигателей общим весом 23 кГ (вместе с солнечной батареей!) и мощностью 80 вт; два из этих двигателей ленточного типа будут развивать тягу по 0,3 мГ, а один, с круглым ионным пучком, тягу 5—10 мГ. Вектором тяги этих двигателей можно будет управлять. При уже достигнутом, как сообщается, ресурсе непрерывной работы 2000 часов (считается, что он может быть доведен до 20000 часов) даже работа двигателя в течение половины общего времени полета обеспечит работу установки в течение 6 мес.; впоследствии она сможет быть доведена до 5 лет)- Помимо ионных, могут быть использованы успехом также магнитоплазмодинамические),

*) Electronic Design, 4. I. 1967, № 1, стр. 21.

) Technology Week, 20. III. 1967, т. 20, № 12, стр. 19, У этих двигателей особенно привлекает возможность электропитания током низкого напряжения непосредственно от солнечных батарей (Science News, 1. IV. 1967, т. 91, № 13, стр. 298).

электротермические (резистоджет) и другие электрора-кетные двигатели.

Рассматриваются проекты установки электроракетных двигателей этого назначения и на больших обитаемых орбитальных станциях. Так, по одному из исследований)» на разрабатываемой в США подобной станции MORL вместо намеченных ориентационных термохимических ракетных двигателей тягой 23 кГ, предназначенных для работы в течение нескольких секунд на каждом орбитальном витке, могут быть с выгодой использованы электроракет-ные двигатели разных типов с тягой в миллиграммы, но зато работающие практически непрерывно. Особенно выгодным было бы использование в этом случае электроракетных двигателей, работающих на продуктах отходов жизнедеятельности экипажа станции — воде, углекислоте и др., что по проведенным за рубежом исследованиям вполне реально). Впрочем, такое использование предусматривается и для обычных термохимических ракетных двигателей этого назначения).

Наконец, можно представить себе и третий случай ис-прльзования электроракетного двигателя на искусственном спутнике. Речь идет о переводе спутника на более высокую орбиту. Важность такой задачи очевидна: вывод тяжелых спутников с помощью термохимических ракет может быть осуществлен лишь на сравнительно низко лежащие орбиты.

Электроракетная двигательная установка, доставляющая спутник с исходной на заданную, более высокую орбиту, может затем возвращаться на исходную орбиту для заправки топливом с целью повторного использования. По другому плану, она может использоваться затем на спутнике для питания всей его аппаратуры (например, в случае связных спутников, метеоспутника и т. п.). Основные данные такого проекта следующие (для случая перехода с высоты 400 км на высоту 40000 км). Начальная масса спутника 72,2 г, из которых полезный груз 50 г, масса энергетической установки 15,5 т, масса рабочего вещества 6,7 г. Конечная (характеристическая) скорость

) J. Spacecraft, II, 1967, т. 4, № 2, стр. 123.

) Реферативный журнал «Авиационные и ракетные двигатели»,

I, 1968, № 1, реф. 1.34. 176.

) Flight, 17. VIII. 1967; «Вопросы ракетной техники», XII, 1967, Nв 12.

355-

6 км/сек, продолжительность перехода с орбиты на орбиту примерно 23 дня. Скорость истечения 60 км/сек (удельный импульс примерно 6100 сек); поскольку она избирается в каждом примере оптимальной, то легко видеть, как она изменяется в зависимости от исходных данных (величин т и Е). Тяга двигателя в этом случае значительна и равна 16,9 кГ, мощность 4650 кет, расход рабочего вещества 2,75 г/сек. Ускорение (начальное) спутника равно 2,29 • 10~ g. За время перелета на высокую орбиту будет израсходовано всего 5,3 г рабочего вещества, остальные 1,4 т будут израсходованы при обратном снижении отделившейся от спутника электросиловой установки. Она достигнет исходной орбиты через 6 дней. На рис. 150 сравнивается стартовый вес термохимической и электроракеты для такого же полета с полезным грузом 2,25 т.

Еще большее значение, чем для спутников, электрора-кетные двигатели могут иметь для космических аппаратов различного назначения. В первую очередь это коснется, вероятно, беспилотных автоматических межпланетных зондов в связи с относительно меньшей мощностью двигателей и энергоустановки (особенно выгодно применение усовершенствованных солнечных батарей). По существующему за рубежом мнению в ближайшие годы именно такое применение электроракетных двигателей, помимо уже упоминавшихся выше искусственных спутников Земли, будет наиболее реальным). Это позволит увеличить полезный груз, выводимый, например, на орбиту Марса, по крайней мере в два раза).

Выгодными окажутся также лунные электроракеты, в особенности, когда настанет пора регулярных рейсов на Луну, например, для снабжения организованной там научной станции; ведь первое время снабжение лунных «зимовщиков» будет осуществляться целиком с Земли3 4). Понятно, что такие грузовые рейсы, если имеется в виду применение электроракет (вероятно, беспилотных), должны будут осуществляться между низколежащей орбитой спутника Земли и орбитой спутника Луны). Кстати сказать, именно такая схема полета будет типичной для

) Aviation Week, 30. I. 1967.

) Aviation Week, 28. III. 1966, стр. 103.

) J. Spacecraft, IX—X, 1963, t. 2, № 5, стр. 669.

) AIAA Journal, II, 1963.

5*200

|/00

2 80 160 1 40

| 20 {•

- Полезный с гроз

2,25 т

\ Электрическая \ /ракета

Химическая ракета удельным импульсом

_-J_L

III и—_U-—1-

Ш 350 сек . 1, 1 ,

^^{4^C\3

7 8 9 тонн

и и / u U и <

Стартовый вес ракеты

Удельный импульс злектроракетного двигателя, сек

Рис. 150. Полет к «суточной» орбите (с орбиты на высоте 240 км). Так изменяются стартовый вес и продолжительность полета ракеты с данным полезным грузом в зависимости от удельного импульса злектроракетного двигателя (Astronautics, № 10, 1959). Внизу показан рисунок спутника с электродуговым ракетным двигателем по проекту фирмы Авко (США); двигатель работает на аммиаке и предназначен для перевода спутника на «суточную» орбиту (Astronautics, VII, 1961).

космических электроракет. Доставка грузов с Земли на первую, околоземную орбиту и со второй, окололунной орбиты на Луну должна производиться с помощью термохимических ракетных двигателей.

Точно так же и в любом межпланетном полете элект-роракетные двигатели малой тяги будут всегда сотрудничать с термохимическими или ядерными двигателями большой тяги (или с теми и другими вместе)), которые будут использоваться на участках взлета и посадки, т. е. между планетой и низкой планетоцентрической орбитой. Зона действия электроракетных двигателей — гелиоцентрический участок полета. Кстати сказать, анализ межпланетных траекторий такого рода с целью получения максимального полезного груза очень не прост и выполняется с помощью трудоемких расчетов на электронных машинах).

Электроракетные двигатели лунных грузовых ракет также должны рассчитываться, очевидно, из условия обеспечения максимально возможного полезного груза. Продолжительность полета не играет, очевидно, большой роли и составит примерно два месяца, точнее, 52 дня (4,5’10 сек). Если полезный груз равен 100 г при полной массе ракеты при взлете с околоземной орбиты 136 т, то остальные 36 г распределятся следующим образом: 19 г — масса энергетической установки и 17 г— масса рабочего вещества. Конечная (характеристическая) скорость составляет всего 8 км/сек; такая небольшая величина расширяет диапазон выбора оптимального удельного импульса (как показывает теория, чем больше конечная скорость, тем важнее выдержать точное значение удельного импульса); в данном случае принято значение скорости истечения 60 км/сек (удельный импульс примерно 6100 сек). Тяга двигателя равна 19,7 кГ, мощность ракетной «электростанции» 5700 кет, расход рабочего вещества 3,22 г/сек, начальное ускорение ракеты 1,45 10” д. После отделения груза ракета возвращается к Земле, на исходную орбиту, примерно за 8 дней.

Интересно, что если бы принять в расчете скорость истечения не 60 км/сек, что близко к оптимальному зна-

) AIAA Paper, 1967, № 67-52,

) Экспресс-инф. «Астронавтика и ракетодинамика», 24. I. 1968, № 4, стр. 25.

чению, а 100 км/сек, то полная взлетная масса ракеты составила бы 146 г (вместо 136); масса энергетической установки 35 г (вместо 19), масса рабочего вещестца 11т (вместо 17). Сила тяги равнялась бы 21,2 кГ, мощность 10 500 кет, расход рабочего вещества 2,08 г/сек. Таким образом, увеличение удельного импульса приводит, как и следовало ожидать, к уменьшению расхода рабочего вещества, но к возрастанию массы силовой установки и ее мощности. Относительный вес полезного груза уменьшит-

как новое значение удельного импульса отличается от оптимального (ему соответствует начальный вес ракеты

При переходе ко все более дальним и длительным полетам эффективность электроракет неизменно возрастает. Это можно видеть, например, по проекту ракеты для полета на Марс. По-прежнему, конечно, такой полет должен совершаться от орбиты спутника Земли к такой же орбите вокруг Марса. Полное время работы двигателя ракеты цри полете по маршруту Земля — Марс — Земля будет несколько меньше двух лет (точнее, 1,6 года или

Уже сейчас наиболее целесообразным ученые считают полет космонавтов к Марсу или Венере именно с помощью электроракетных двигателей, питающихся от ядерной энергоустановки *). Особенно выгодно применение таких межпланетных кораблей совместно с ракетой-носителем с ядер-ным ракетным двигателем* 2 *).

Кстати сказать, продолжительность полета, хотя это и кажется на первый взгляд парадоксальным, в этом случае мало зависит от ускорения, создаваемого двигателем, и, следовательно, от его тяги. О причинах этого интересного явления будет подробнее сказано в гл. 10. Поэтому сила тяги может быть небольшой; она принята в этом примере равной 46,8 кГ, что соответствует начальному ускорению 1,06 10~ g для корабля со взлетной массой 435 т. Из этой массы полезный груз (предполагается наличие экипажа) составляет 150 г (34,5% взлетной массы!

9 Интервью К. П. Феоктистова журналу «Авиация и космонавтика», I, 1968, № 1.

) «Ракетная техника и космонавтика», VII, 1967, т. 5, № 8,

стр. 140; Атомная техника за рубежом, 1969, № 6.

ся при этом на 5%

135 Т).

5 10 сек).

Недосягаемая мечта для термохимических ракет), масса силовой установки 93 г и рабочего вещества 192 т (это вещество будет расходоваться в количестве всего 3,83 г/сек). Энерговооруженность корабля составляет 0,3 квт/кГ, мощность силовой установки 27 900 кет. Ско-м /м рость истечения избра-

п 0 на равной 120 км/сек

(оптимальное значение), т. е. удельный импульс равен 12 200 сек. В подобном межпланетном полете, характеризуемом большой конечной скоростью корабля (72 км/сек), даже сравнительно небольшое отклонение от оптимальной величины удельного импульса недопустимо, так как приводит к существенному уменьшению полезного груза. Кбрабль достигнет Марса через 300 дней, обратный полет к орбите Земли (при начальном ускорении 1,4*10“ g) займет 260 дней. Следовательно, в отношении продолжительности полета такая ракета будет немногим отличаться от термохимической, намного превосходя ее в отношении полезного груза.

Если же пойти на некоторое уменьшение полезного груза, то можно значительно сократить длительность полета, как это можно видеть по рис. 151. Но не только в этом преимущество электроракеты — она снимает присущее термохимической, ракете ограничение в сроках старта — с ее помощью полет на Марс, да и на другие планеты можно будет начинать в любое время, а не только в узенькие

Рис. 151. Величина полезного груза марсианского корабля в зависимости от длительности полета. В расчете принят удельный вес комплектной электросиловой установки 4 кГ/квш. Мп0 — относительный полезный груз (доля полезного груза во взлетной массе ракеты); т — длительность полета.

1 — предельная кривая для электроракеты при непрерывном оптимальном регулировании величины удельного импульса и отсутствии потерь, 2 — то же, но при постоянной величине удельного импульса, 3 — то же, но с учетом к. п. д. электрора-кетного двигателя, 4 — то же, но с учетом к. п. д. преобразователя энергии энергоустановки, 5 — то же, но для реального случая с учетом массы электроракетного двигателя, 6 — потеря энергии в двигателе, 7 — потери в преобразователе, 8 — потери, вызванные массой двигателя, 9 — значение, соответствующее совершенной термохимической ракете (Journal of the British Interplanetary Society, 1964, t. 19, стр. 319).

«стартовые окошки» ). Была бы только нужная скорость!



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



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