ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ 3


Возможности полета обитаемого электрического межпланетного корабля на Марс привлекают в настоящее время особо большое внимание ученых, и этой теме посвящены многочисленные исследования — ведь, по существу, это наиболее реальная возможность такой межпланетной экспедиции! Пожалуй, стоит рассказать в некоторых деталях о том, как именно выглядит такой полет по двум из опубликованных в зарубежной печати работам) — в одном случае полет планируется на 1981 г., в другом, в несколько более совершенном варианте, на 1986 г. Эти сроки считаются большинством зарубежных специалистов вполне реальными. В обоих случаях марсианский корабль собирается на околоземной орбите на высоте 500 км; ручная стыковка на орбите советских космических кораблей «Союз-4» и Союз-5», осуществленная в 1969 г., и двукратная автоматическая стыковка советских спутников («Космос-186» — «Космос-188» и «Космос-212» — «Космос-213») дают все основания для того, чтобы ориентироваться на такую сборку на орбите. Несколько современных мощных ракет-носителей (в проектах имеются в виду ракеты «Сатурн-5», о которых говорилось выше, в гл. 2) доставляют с Земли на орбиту сборки все необходимые части корабля. Наконец, все готово, корабль собран и оснащен. Запускается его ядерный ракетный двигатель (типа «Нерва-2»—о нем рассказывалось в гл. 3), который разгоняет корабль до второй космической скорости. Конечно, и эту работу можно было бы возложить на элект-роракетные двигатели, но применение ядерного двигателя на этом этапе гораздо выгоднее — он обеспечивает быстрое пересечение опасного радиационного пояса Земли, что уменьшает необходимую противорадиационную защиту корабля и, значит, его вес, а также сильно сокращает общую длительность полета. Как только достигается вторая космическая скорость, ядерный двигатель останавливается и включается электроракетный; в исследованиях принят ионный двигатель с ядерной реакторной термоионной энергоустановкой. Этот двигатель работает с постоянной

*) Missile/Space Daily, 1965, т. 15, № 24.

) AIAA Paper, I, 1967, № 67-52.

тягой (не самый выгодный вариант, как отмечалось выше) в полете по гелиоцентрической орбите вокруг Солнца. Затем следует участок дрейфа с остановленным двигателем, снова включается ионный двигатель, осуществляющий выход к орбите Марса и спиралевидное снижение (подробнее об этом рассказано в гл. 10) до близкой околомарси-анской «орбиты ожидания». Еще до того, как достигается эта орбита, от корабля отделяется «марсианский посадочный модуль», снабженный термохимическим ракетным двигателем и всем необходимым для пребывания двух-трех членов экипажа на Марсе в течение 30—40 суток.

За это время оставшиеся члены экипажа проводят необходимые регламентно-ремонтные работы по ионному двигателю и всем системам корабля. Взлетевший с Марса «посадочный модуль» стыкуется на «орбите ожидания» с кораблем, и все происходит в обратном порядке — ионный двигатель по спирали удаляет корабль от Марса, затем движет его по гелиоцентрической орбите и приближает к Земле с переходом на геоцентрическую «орбиту ожидания» на высоте примерно 100000 км, т. е. вне опасного радиационного пояса. Здесь происходит встреча и стыковка с прибывшей с Земли термохимической ракетой, осмотр и дезинфекция (биологическая и радиоактивная) экипажа, а затем ракета, взяв с собой экипаж, возвращается на Землю. Вот каковы некоторые данные расчетов этого полета:

Дата полета

1981 г.

1986 г.

Взлетная масса корабля с околоземной орбиты, КЗ .................

8-105 792

523 5 800 8

30 400

3,9 • 105 476

306 8 000 20

43,5

57 000

Общая длительность полета, дни.....

Общая продолжительность работы электро-

ракетного двигателя, дни........

Удельный импульс, сек...........

Мощность ядерной энергоустановки, Мет Тяга электроракетного двигателя, кГ . . .

Число членов экипажа...........

Масса марсианского «посадочного модуля», кз

Схематически внешний вид корабля (после сборки на орбите) показан на рис. 152; его диаметр равен 10 м. Полезный груз (кабина экипажа и пр.) размещен за по.ка-занным на рисунке ионным двигателем.

Каково решающее превосходство электроракеты в величине полезного груза для любого космического полета, если характеристическая скорость велика, можно видеть и по такому примеру. Пусть нужно увеличить скорость движения ракеты от 1-й космической до 2-й космической, т. е. от круговой (орбитальной) до скорости отрыва (параболической). Это — классический случай старта межпланетного корабля с орбиты спутника Земли. Если такой разгон осуществляется с помощью термохимического ракетного двигателя верхней ступени ракеты «Атлас — Центавр», работающего на жидком водороде и жидком кислороде, то величина полезного груза составит примерно 650 кг. Если же на этой ракете установить два цезиевых ионных двигателя с электростанцией «СНАП-8»

(удельный импульс 6000 сек, расход цезия 200 кг), то величина полезного груза возрастет до 2270 кг, т. е. в 2,5 раза.

Уже в этом примере, как и в случае полета на Марс, преимущества электроракеты поражают воображение. При более дальних межпланетных полетах эти преимущества быстро увеличиваются, в частности, становится намного меньше и длительность полета (например, до Сатурна

2,5 года вместо 6,5 лет). Очень скоро достигается такой рубеж, который термохимическими ракетами вообще не может быть взят, — за ним лежит область фактически монопольного «владения» электроракет. Ведь только им под силу «поднять скорость межпланетных полетов до сотен километров в секунду» ).

Это может быть проиллюстрировано, например, случаем полета автоматического космического разведчика за пределы Солнечной системы (т. е. за орбиту Плутона). Конечная (характеристическая) скорость в таком полете *)

*) Из статьи проф. В. Петровича в «Экономической газете; 4 ноября 1964 г., № 45, стр. 15.

Рис. 152. Схематический внешний вид электроракетного марсианского межпланетного корабля.

1 — ядерная энергоустановка, 2 — радиационная защита, 3 — первичный радиатор, 4 — ионный электр оракетный двигатель, 5 — вторичный радиатор (AIAA Paper, 1967, № 67-52).

составит 160 км/сек. Для ракеты со взлетной массой 16 г, из которых полезный груз составляет 1 г, мощность электроракетного двигателя должна равняться 1900 кет, масса его 6,2 г и масса рабочего вещества 8,8 г. Такая электроракета совершит весь путь до апогея (точки максимального удаления от Земли), равный 6 млрд, км, за 3 года. Для термохимической ракеты аналогичный полет по наивыгоднейшему полуэллиптическому маршруту длился бы 45 лет. Но главное даже не это. Скорость истечения газов из двигателя должна составлять в этом случае 42 км/сек, что намного превышает предельные возможности таких двигателей. Для нашей электроракеты скорость истечения должна составлять 200 км/сек, что вполне реально (обратите внимание на возрастание оптимальной скорости истечения в этом случае). Вот что значит перейти «барьер удельного импульса»!

Пока еще рано устанавливать четкую «специализацию» различных типов электроракетных двигателей, хотя, как указывает зарубежная печать, в США уже существует острая конкуренция между ионными и плазменными двигателями, подобно такой же «битве» жидкостных и твердотопливных ракетных двигателей.

В будущем, надо полагать, из большого числа всевозможных электроракетных двигателей, как уже созданных, так и тех, которые еще, несомненно, будут созданы (рис. 153), для каждого данного назначения будет избран наивыгоднейший. Так, например, само собой разумеется, что решающей может оказаться величина необходимого удельного импульса. В частности, для полетов с малой величиной характеристической скорости и соответственно относительно малым оптимальным удельным импульсом (порядка несколько тысяч сек), например на спутниках Земли, лунных ракетах и др., может быть использован практически любой тип электроракетного двигателя, в том числе электротермические и плазменные двигатели. В тех же случаях, когда необходимо высокое значение удельного импульса^(цорядка 10000 сек и более), например, для дальних межпланетных рейсов, эти двигатели, по-видимому, не подойдут, и более вероятно использование электростатических (ионных) двигателей. Впрочем, эти двигатели с меньшим значением удельного импульса с успехом применяются и для спутников Земли, как отмечалось выше.

Для многих целей подойдут двигатели разных типов, но при этом будут обеспечиваться различные характеристики. Так, в общем можно считать, что когда могут быть применены и электротермические, и ионные двигатели, то в первом случае продолжительность разгона ракеты будет

Солнечно-парусные

Фотонные

Мазнитогидро -динамические (плазменные) -7%

Поле быв (кдантобые)

Электротермические ракетные ддизатели

Электро магнитные ракетные дЭигатели

Ионные

Коллоидные

Электро -статические ракетные двизатели

Электрические ракетные ддизатели

Рис. 153. «Генеалогическое дерево» электроракетных двигателей (деление по источнику энергии не указано).

существенно меньше, но во втором окажется меньшей взлетная масса ракеты с тем же полезным грузом. Так, например, полет к Марсу с помощью электродугового двигателя с удельным импульсом 1500—2000 сек может длиться 250-—260 дней, а доля полезного груза составит 30%, тогда как в случае ионного двигателя с импульсом 4000 сек длительность полета возрастет до 300 дней, но увеличится и полезный груз — до 50%. Это

объясняется тем, что электротермические двигатели характеризуются меньшим удельным весом (отношением веса к тяге), но и меньшим удельным импульсом, чем у ионных двигателей. Таким образом, электротермические двигатели по своим характеристикам располагаются как Тзрмохимический р сметный двигатель Я верный

ранетный двигатель Область околопланетного маневра (взлет, посадка)-

Газофазный 1

Радиоизотопный.

ракетный двигатель

Злектроракетные двигатели:_

длектро-

л\термический

Солнечный ^ парус

Область межпланетного Злектромаг- полета . нитный (плазменный) и электростатический

Сио/т/й)сргц-

Осевдо-з^у_|

ракета Область вспомогательное?о_

маневра (стабилизация,

■JEi-a

ориентация)

% Фотонная % ракета

Удельный импульс, сек

Рис. 154. Области применения различных космических аппаратов.

бы между термохимическими и ионными. В свою очередь плазменные находятся между электротермическими и ионными. Это касается и возможной величины тяги—у электротермических двигателей она может быть во много раз большей, чем у ионных. Кратковременно электротермические двигатели могут развивать еще значительно большие 366

тяги, что может оказаться очень важным при маневрировании в космосе. На рис. 154 показаны примерные области использования ракетных двигателей на космических аппаратах разных типов в зависимости от ускорения, которое двигатель может сообщить ракете (отношение тяги к взлетному весу ракеты), и удельного импульса двигателя ).

Химическая

Сол не чная

энергия

анергия

Коллектор

(концентратор)

| злектроракетные двигатели . |

Электро

термический

Электромагнитный (,плазменный)

Электро статический (ионный>

Механическая (кинетическая) анергии _ре активной струи_

Квантовый „Парусный'

Рис. 155. Преобразование энергии в электроракетных двигателях

Одним из весьма важных факторов в выборе электро-ракетного двигателя является эффективность происходящих в нем преобразований энергии (рис. 155). Так, если к. п. д. самого двигателя, т. е. преобразования электрической энергии в кинетическую энергию реактивной струи, низок, то это приводит к значительному возрастанию мощности, а следовательно, размеров и веса бортовой электростанции ракеты. Поскольку именно вес электро- *)

*) Рис. 154 составлен по различным опубликованным данным (Die Technik, XII, 1966, № 12, стр. 766; Space/Aeronautics, I, 1964, стр.. 166; ETZ, 22. IV. 1963; Luftfahrttechnik, 10.1.1961, № 1, стр. 16 и др.) и собственным представлениям автора.

станции является основным в общем весе электроракетной двигательной установки, то к. п. д. двигателя может оказаться решающим при выборе типа двигателя для применения на ракете данного назначения.

Необходимость оптимального выбора касается и «электростанций», питающей двигатели ракеты. Когда мощность невелика, например, для целей коррекции орбиты высоколетящих спутников Земли, то могут быть использованы такие установки, как атомные радиоизотопные генераторы, солнечные фотоэлектрические батареи, топливные элементы. Но при больших мощностях в тысячи киловатт (по мнению ряда зарубежных авторов, уже через 10 лет понадобятся мощности до 20 мегаватт), вероятно, единственно возможными будут атомные реакторы с преобразователем энергии того или иного типа. Солнечные энергостанции окажутся непригодными и при меньших, еще доступных для них мощностях в тех случаях, когда полет будет осуществляться в зоны космоса, сильно удаленные от Солнца.



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



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