ЭЛЕКТРИЧЕСКИЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ 4


По высказываниям зарубежных ученых, осуществление межпланетного пилотируемого полета на Марс на электрическом космическом корабле (с термохимическим или ядерным носителем) считается возможным в конце семидесятых гг. или, более реально, в середине восьмидесятых гг. ').

Конечно, при проектировании электрических космических ракет должны приниматься во внимание, помимо указанных выше, и многие другие факторы, такие, как характеристики рабочего вещества — энергетические (это требует, кстати сказать, детального изучения свойств многих веществ при высоких температурах), эксплуатационные и др., степень изученности и отработанности отдельных элементов двигательной установки, технологические особенности, применяемые конструкционные материалы, влияние воздействий космического пространства и пр. Так, например, полет на высотах, соответствующих большой интенсивности излучения земных радиационных поясов, потребует принятия специальных мер экранирования аппаратуры и ряда элементов ракеты, не говоря уже об экипаже; вес необходимой экранировки может исключить поэтому применение двигателей чрезмерно малой тяги с соответст- *)

*) Science News, 22. X. 1966.

венно малым ускорением ракеты и большой продолжительностью полета в опасной зоне. Чтобы проиллюстрировать диапазон требующих учета факторов, можно привести другой пример. В случае применения турбогенераторных преобразователей энергии наличие вращающихся машинных частей (ротора) со значительным моментом инерции сильно усложняет проблему динамической стабилизации летательного аппарата, что может даже исключить возможность применения таких установок, в частности, на космических обсерваториях.

В разработанных до настоящего времени предварительных проектах электроракетных космических аппаратов не все соображения принимаются, естественно, во внимание, это — дело будущих более детальных проектных разработок. Пока еще число имеющихся проектов невелико, но оно быстро возрастает и вместе с тем увеличиваются детальность проработки проекта и число учитываемых при этом факторов.

Один из первых относительно детально проработанных проектов электроракет известен под названием «Сну-пер» (1957). Внешний вид космического корабля «Снупер» показан на рис. 156. Он разработан инженерами фирмы Рокетдайн по идеям Штулингера. Эта ракета с ионным двигателем и атомной турбогенераторной силовой установкой представляет собой беспилотный космический разведчик, предназначенный для облета планет на небольшом расстоянии с исследовательскими целями. Стартовая масса ракеты 1500 кг, атомный реактор не экранирован, его масса вместе с турбогенератором, промежуточным теплообменником и двумя двигателями равна примерно 520 кг, масса радиатора примерно 130 кг, запас рабочего вещества (цезия) 100 кг, полезного груза — 680 кг, масса конструкции ракеты составляет остальные 70 кг. Тепловая мощность реактора 1000 кет, электрическая мощность установки 147 кет. Реактор работает на быстрых нейтронах (продолжительность работы до отравления продуктами деления 1 год), охлаждается натрием, который передает тепло ртути в промежуточном теплообменнике.

После расширения в турбине пары ртути поступают в конденса’Гор, охлаждаемый расплавленным натрием, который в свою очередь отдает рассеиваемое ракетой тепло в больших радиаторах. Подача цезия, нагреваемого до 40° С (чтобы он хранился в баке в расплавленном состоянии,

в ионные

так как температура его плавления 28°С), двигатели осуществляется под давлением сжатого газа. Испарение цезия в вольфрамовом контактном ионном источнике производится путем его нагрева примерно до 800° С. Суммарная тяга двигателей равна примерно 150 Г, что обеспечивает начальное ускорение ракеты 10~g, или примерно 1 мм!сек. Удельный импульс равен 20000 сек, ускорение ионов в тяговой камере (в зазоре 3 см) осуществляется электрическим полем напряжением 27,5 кв.

Рис. 156. Автоматический космический ионный корабль

«Снупер» для полета на Марс.

Радиаторы должны быть изготовлены из тонкого алюминиевого листа (толщиной порядка 0,25 мм); к нему припаяны с интервалами 50 мм тонкостенные медные трубки диаметром 6,5 мм, в которых течет охладитель — натрий. Эти трубки расположены параллельно продольной оси ракеты, что позволяет свернуть радиаторы в рулон для их упаковки в защитный контейнер в процессе взлета стартовой ракеты с Земли.

Тонкостенные медные трубки должны быть вначале сплющенными и расправляться лишь в момент подачи в

Кабина

зкипажа

них охладителя под давлением. Поверхность радиатора должна иметь специальное покрытие (возможно, сажевое) для увеличения коэффициента излучения.

О другом проекте ионного корабля сообщил Штулин-гер в докладе на Международном астронавтическом конгрессе. Стартовая масса этого корабля должна составлять 600 г, полезная нагрузка 150 г, путешествие на Марс такого корабля будет длиться 400 дней. Корабль должен быть снабжен атомной турбогенераторной установкой, подобной описанной выше. Внешний вид корабля приведен на рис. 157,

Аналогичной установкой должна быть снабжена и беспилотная ионная космическая ракета по проекту, разработанному работниками фирмы Томпсон Рамо Вулдридж (США) В 1959 Г.

Авторы проекта произвели сравнение двух беспилотных космических ра-кет со стартовой массой 4500 кг, предназначенных для совершения полета с возвращением между орбитами Земли и Марса.

Одна из ракет — с термохимическим двигателем, другая — с работающим на ртути ионным двигателем мощностью 275 кет и термохимической ступенью для взлета. Полезный груз в обоих случаях равен 2300 кг, продолжительность полета один год. По данным этого сравнения масса ракетной системы при взлете с Земли составит 420 т для случая ионной ракеты и 3630 т — для термохимической ракеты. Если предположить наличие высококалорийного ракетного топлива, типа фтор-гидразин, то соответствующие значения массы будут 113 и 475 т.

Один из методов возможного сочетания атомной энергетической установки с ионной космической ракетой

Атомный реактор

Рис. 157. Обитаемый ионный корабль, по проекту Штулингера (Interavia, X, 1957).

иллюстрирует рис. 158, приведенный по проекту фирмы Локхид (США). В этом случае реактор связан с кораблем коаксиальным кабелем длиной более полутора километров, что устраняет необходимость в тяжелом защитном экране. Масса этой системы по проекту равна 3,5 т.

Рис. 158. Обитаемый ионный корабль с буксируемым атомным реактором, снабженным термоионным преобразователем (проект фирмы Локхид) (Aeroplane, 19. XI. 1960).

Одним из наиболее разработанных проектов электрических космических аппаратов с атомной энергоустановкой и ионными двигателями является проект, принадлежащий фирме Дженерал Электрик (США) Энергоустановка мощностью 1000 кет и массой 4 т имеет атомный реактор и 4 турбогенераторных преобразователя. Тепло от реактора отводится жидким литием и передается им в четырех теплообменниках рабочему веществу т— жидкому калию, пары которого расширяются в четырех турбинах, приводящих во вращение электрогенераторы. На приводимом рисунке корабля (рис. 159) можно видеть атомный реактор, расположенный в хвостовой части (в левом нижнем углу), затем два радиационных экрана, бак

) Aviation Week, 22. X. 1962.

с жидким литием (он также выполняет функции экрана), 4 турбогенераторных преобразователя, затем цилиндрический резервуар с рабочим веществом для ионных двигателей (например, цезием), радиатор-конденсатор калия в виде веера лопастей (при старте ракеты с Земли они укладываются в контейнер диаметром 1,2 ж и длиной 12 м, в котором размещается весь летательный аппарат) и, наконец, кабину для полезного груза на выдвигаемом

Рис. 159. Космический корабль с реакторной атомной энергоустановкой и турбогенераторными преобразователями (по проекту фирмы Дженерал Электрик, США).

телескопическом стержне. Фирма уже испытывала ряд элементов этой установки.

Еще три проекта обитаемых ионных кораблей иллюстрируются рис. 160—162. На рис. 161 показан проект обитаемого ионного корабля с ядерной энергоустановкой, предназначенного для полета на Юпитер; длительность полета должна составить примерно 650 суток. На рис. 162 — проект такого же корабля для полета на Марс.

Из электроракет с другими типами двигателей, помимо ионных, следует указать разрабатываемый в США уже упоминавшийся выше проект «Санфлауэр» с электродуговым ракетным двигателем фирмы Плазмадайн (его мощность равна 1 кет и тяга не менее 4,5 Г) и

Рис. 160. Проекты обитаемых ионных космических кораблей.

а) По проекту фирмы Рокетдайн (Aeroplane, 27. II. 1959); б) для грузовых перевозок Земля — Луна (Astronautics, I, 1961).

Рис. 161. Рисунок ядерно-ионного космического корабля для полета на Юпитер (Astronautics, VI, 1962, т. 7, № 6, стр. 26).

Рис. 162. Рисунок ядерно-электрической ракеты для полета на Марс (Space World, I, 1965).

солнечной электроустановкой. Эта двигательная установка предназначена для стабилизации и ориентировки в пространстве крупных космических летательных аппаратов.

Другой проект ракеты с электродуговым двигателем, находящийся в начальной стадии разработки, показан на

Рис. 163. Автоматическая космическая электроракета с дуговым водородным электроракетным двигателем и атомной электросиловой установкой (по проекту фирмы Авко, США).

1 — дуговой электротермический ракетный двигатель;

2 — бак с жидким водородом; 3 — радиатор; 4 — атомная «электростанция»; 5 — ртутный конденсатор-радиа-г

тор; 6 — полезный груз; 7 — антенна.

рис. 163. В этом случае питание электродугового двигателя, использующего водород в качестве рабочего вещества, осуществляется атомным турбогенератором, работающим на ртути. Ракета предназначена для полета на большие расстояния.

Французский беспилотный искусственный спутник «Фаэтон», о проекте которого говорилось выше, имеет солнечную поршневую энергоустановку и электротермический двигатель и предназначен для исследовательских полетов в пространстве между Землей и Луной с возможностью изменения орбиты. Масса спутника 300 кг, его полезный груз равен 100 кг. Указывается, что он может быть

выведен на орбиту с помощью уже имеющихся во Франции ракет.

Фирма Рипаблик Авиэйшн разрабатывает проект атомной электроракеты для полета на Марс с плазменным двигателем пинчевого типа. Внешний вид корабля по этому проекту и схема его силовой установки (ее общая масса примерно 5500 кг) показаны на рис. 164. Применен атомный реактор электрической мощностью 800 кет с турбогенераторным преобразователем. Общая масса летательного аппарата равна примерно 12,3 т.

Рис. 165 иллюстрирует различные электроракеты с солнечными силовыми установками, предложенные в США. Автором одной из этих ракет является Крафт Эрике (фирма Конвер), другой — Хебелер и Уайт (фирма Боинг), третьей — с раскладным солнечным коллектором — фирма Локхид. Показан также внешний вид ионной космической ракеты с солнечной энергоустановкой. Эта ракета снабжена своеобразными крыльями, состоящими каждое из 20 параболических зеркал — солнечных коллекторов диаметром по 15 м. В фокусе каждого из них находится котел-испаритель, питающий паром рабочего вещества турбогенераторную установку мощностью 200 кет, расположенную в основании коллектора. Электроэнергия, генерируемая всеми этими установками, используется в цезиевом ионном двигателе. Ракета рассчитана на 10 пассажиров и 50 т груза и предназначена для полета с орбиты спутника Земли к Марсу в течение примерно 1 года (фирма Арма).

Разработки этой фирмы иллюстрируются также рис. 166. Это гипотетические гелиоэлектроракеты, служащие в данном случае одна — для полета на Марс, другая — для транспортировки на Землю и сжигании в ее атмосфере «мертвых» искусственных спутников, закончивших свою миссию и лишь «засоряющих» космос и мешающих интенсивному движению в нем различных космических летательных аппаратов. Как видно, это относится

к более отдаленному будущему; рисунок приводится лишь для иллюстрации того, как представляют себе разные зарубежные авторы электроракеты различного назначения.

В заключение можно упомянуть еще о некоторых космических летательных аппаратах. Хотя они и не являются электроракетами, но и о таких аппаратах шла речь в

J)

Рис. 1§4- Космический электроракетный корабль для полета на Марс с плазменным двигателем и атомной энергетической установкой:

а) Внешний вид; б) схема установки (по проекгу фирмы Рипаблик, США). Атомный реактор расположен спереди (сверху), плазменный двигатель сзади. «Крылья» корабля представляют собой радиаторы

(Missiles and Rockets, 8. VI. 1959).

Рис. 165. (а, б). Космические электроракеты с гелиоэлектростанцией.

а) Небольшой автоматический искусственный спутник Земли с солнечной батареей (на надувной сфере диаметром: 180 см) весом 67 кГ и ионным ракетным двигателем мощностью 300 вт (из- доклада Эдвардса и Брауна на конференции Американского ракетного'общества 30. IV. 1959); б) ионный космический корабль с гелиотермической энергетической установкой.

Рис. 165. (в, г). Космические электроракеты с гелиоэлектростац-

цией:

в) Автоматический космический корабль с термоионным преобразователем солнечной энергии (показано, как раскрывается солнечный коллектор после взлета ракеты); г) ионный космический корабль с турбогенераторными преобразователями солнечной энергии (фирма Арма) (Flight, № 2617, 1959; Aeronautics, X, 1958; Missiles and Rockets, 15. VI. 1959 и 29. II. 1960; Astronautics*

VI, 1962).

Рис. 166. Электрические ракеты работают.

а) Грузовая термохимическая ракета доставляет грузы с Земли на солнечную электроракету, подготавливающуюся к полету на Марс; о) электроракета берет на буксир «отработавший» искусственный спутник Земли для доставки его в плотную атмосферу с целью «кремации» в ней (Missiles and Rockets, 23. V.

1960; Astronautics, XXI, 1960).

Рис. 167. Проект атомной термической водородной ракеты

(Aeroplane, 27. II. 1959).

Рис. 168. Солнечно-водородный космический аппарат фирмы Электро-Оптикал Системз с двигателем «SOHR». Слева — рисунок аппарата, справа — схема двигателя «SOHR».

1 — бак с жидким водородом, 2 — концентратор, 3 — падающее солнечное излучение, 4 — реактивное сопло двигателя, 5 — теплообменник нагрева водорода (Astronautics a. Aeronautics, I, 1964, стр. 88).

книге. Одна из них (рис. 167)—разрабатываемая Управлением по аэронавтике и исследованию космического пространства США атомная термическая ракета с водородом в качестве рабочего вещества (видны многочисленные баллоны с жидким водородом), другие — беспилотные космические летательные аппараты с термической ракетой, также работающей на водороде, но в этом случае подогреваемом с помощью солнечной энергии. В центре одного летательного аппарата, получившего название «Гелиодайн» и разработанного фирмой Нортроп (США), расположен гигантский бак с 800 кг газообразного водорода под давлением 2 атм; солнечные концентраторы нагревают водород, который вытекает через реактивное сопло, создавая тягу с удельным импульсом 710 сек). В аналогичном гелиотермическом ракетном космическом аппарате по проекту Эрике солнечные зеркала образуются металлизацией одной половины огромных шаров из пластмассовой пленки, жидкий водород из бака (его запас равен 5 г) поступает в двигатель, нагреваясь до 1000° К и вытекая со скоростью до 8 км/сек. Еще один солнечно-водородный космический аппарат разработан фирмой Электро-Опти-кал Системз (рис. 168); двигатель «SOHR» этого аппарата тягой 0,45 кГ прошел успешные испытания). Солнечный концентратор аппарата представляет собой параболическое металлическое зеркало диаметром 1,65 м). Стоит отметить и патент очень простого по идее солнечного микроракетного двигателя, представляющего собой две металлические пластины (цинк, теллур, магний), расположенные под углом друг к другу так, чтобы падающие на пластины солнечные лучи испаряли с их поверхности молекулы, поток которых и должен создавать тягу ).

Электроракеты находятся в младенческом возрасте. По существу, разработка таких ракет еще дело будущего, хотя к ней приступают уже сейчас.

Но если это верно в отношении электроракет, то в еще большей степени относится к ракетам, которым посвящена следующая глава.

*) J. of the BIS, 1961—1962, т. 18, стр. 234.

) Design News, 1963, т. 18, № 25, стр. 172.

) Aviation Week, 2. XII. 1963.

) Реферативный журнал «Авиационные и ракетные двигатели». VIII, 1967, реф. 8. 34. 114.



Электрические межпланетные корабли, Гильзин К.А., 1970



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