ПОЛЮХ АЛЕКСЕЙ ЛЕОНИДОВИЧ

ИСКУССТВЕННЫЕ ВНЕШНИЕ РЕСУРСЫ:

Технологии для освоения планет Солнечной системы и ближайших звёздных систем.

 

Часть I

Технологии для освоения ближнего Космоса:

Способы безракетной доставки грузов на околоземную орбиту;

Устройства и технологии для орбитальной инфраструктуры;

Транспортная система для Луны и безатмосферных планет;

Двигательные системы для межпланетных перелётов;

Новые типы двигателей с удельным импульсом 10-100 км/с;

Получение энергии для двигателей с внешним топливом;

Гравитационные электростанции в Солнечной системе;

 Технология получения и использования Луца.

 

 

 

 

Часть II

Двигательные системы и энергетическая инфраструктура для полётов к соседним звёздным системам со скоростью 0,5 с.

Как добраться до звёзд, и зачем.

 

Аннотация.

В главах 1 и 2 собраны идеи и концепции (как заимствованные у других авторов и из открытых источников, так и оригинальные), которые, по мнению автора, могут представлять интерес в ближайшие 5-10 лет для освоения околоземного пространства. (идеи крайне простые и понятные: стратосферный лифт, орбитальная заправочная станция, лунный парашют...)

 

В 3 главе разработана уникальная авторская концепция, позволяющая создать несколько новых типов двигателей на внешнем топливе (кинетические и термокинетические), которые могут иметь очень большой удельный импульс – от десятков километров в секунду до межзвёздных скоростей, а также показан способ получения и доставки внешнего топлива и энергии для таких двигателей, в том числе на астрономические расстояния.

 

В 4 главе показан эффективный способ получения топлива и энергии для термокинетических двигателей и энергетических установок, что позволит не только получить достаточное количество энергии и вещества для космических полётов и освоения планет Солнечной системы, но и поставлять энергию на Землю; автор предлагает добывать Луц* в системе Юпитера.

*"луц" – это просто короткое название, которое мы позаимствовали у Кира Булычёва, и используем в тексте как сокращение многобуквенной фразы: "поток носителей кинетической энергии, представляющих собой микро снаряды из льда или иного материала, летящие со скоростью более 20 километров в секунду". (или короче, "высокоскоростные носители кинетической энергии"). Но это долго писать… Луц – это просто и сразу понятно. Это именно то волшебное вещество, которое позволит наконец начать освоение космоса. И в которое жители Плюка переработали океаны своей планеты... ((то есть, это не какое-то особое вещество, а просто состояние движения обычного вещества с большой скоростью)).  

 

В 5 главе показан способ получения Луца с более высокими энергетическими показателями и скоростью движения 500-1000 километров в секунду за счёт использования гравитационного потенциала Солнца, что позволит отправлять аппараты за пределы Солнечной системы, а также создать гибридные Луце-ядерные энергетические установки и двигательные системы, имеющие массо-габаритные параметры на 1-2 порядка лучше, чем у взрывных и магнитных ядерных и термоядерных установок.

 

В 6-8 главах будут описаны звездолёты с искусственным внешним топливом для полётов со скорость 0,3-0,5 с и инфраструктура для их разгона.  

 

 

ВВЕДЕНИЕ. Что такое "Искусственные внешние ресурсы".

Ракета без топлива и реактор без урана.

Нет ничего необычного в том, чтобы использовать внешние ресурсы для движения. Например, воздушно-реактивный двигатель получает из внешней среды окислитель и 97% рабочего тела; парусный корабль или воздушный змей вообще получают всю энергию извне…

Обычно, правда, когда говорят "внешние ресурсы", то сразу мысленно подменяют это понятие на "естественные внешние ресурсы", и дальше начинают думать, а где же их взять. А поскольку естественные ресурсы редко бывают в таком виде и такой концентрации, как нам нужно, то приходится придумывать сложные способы и большие устройства для их извлечения из внешней среды, сбора, концентрации, подготовки для использования…

95% массы турбореактивного двигателя занимают воздухозаборники и турбины, которые служат только для того, чтобы сделать воздух пригодным для сжигания топлива. Вот если бы самолёт сразу летел вдоль струи предварительно сжатого воздуха, которую для него кто-то заранее подготовил, то его двигатель мог бы быть в 10 раз легче, а удельный импульс вдвое больше. В какой-то мере к этому приближаются прямоточные двигатели, где воздух сжимается хоть и за счёт кинетической энергии самолёта, но без участия сложных агрегатов. Можно пойти ещё дальше, и на гиперзвуковых скоростях, особенно в разреженном воздухе, обойтись даже без воздухозаборника, сжимая струю воздуха за счёт распыления и детонации кольцевого слоя топливно-воздушной смеси перед самолётом. (Это будут "предварительно кондиционированные естественные внешние ресурсы", но нас сейчас интересует немного другое).

А зачем вообще что-то сжимать, ещё тратить энергию. Просто набросаем перед самолётом цепочку маленьких топливных капсул, содержащих сразу всё необходимое… Тогда удельный импульс станет равен бесконечности (ведь расход топлива равен 0), и при отсутствии воздуха это тоже будет работать, даже ещё лучше. Правда, это уже не самолёт…

Здесь могут быть разные варианты, с подвижным и неподвижным топливом, в виде отдельных капсул, снарядов, или непрерывного шнура или стержня, для разных скоростей – от 3-4 км/с до 20 и более. Всё это называется просто: "ИСКУССТВЕННЫЕ ВНЕШНИЕ РЕСУРСЫ".

 

***

Конечно, такая масштабная концепция, которая изложена в 3-6 главах, не могла появиться на совершенно пустом месте. У меня, конечно же, были предшественники; я лишь карлик, тайком забравшийся на плечи гигантов, или муравей, заползший без разрешения на спину слона; но всё же я смог подняться немного выше, и заглянуть дальше. Обезьяна залезла ещё на одну ветку, хотя путь прогресса бесконечен…

 

Концепцию внешних ресурсов люди использовали множество раз в различных областях техники (когда обезьяна лезет на ветку дерева, это тоже использование внешних ресурсов).  

Тем не менее, как правило, используют лишь естественные внешние ресурсы, если они доступны без предварительной подготовки; понятие же кондиционированных, или тем более искусственных внешних ресурсов явно вообще не употребляется, и хотя такие примеры тоже есть, но их даже в наземной технике и транспорте мало (трамвай, троллейбус, пневматический и монорельсовый транспорт, канатные дороги – вот, пожалуй, и всё).

Естественные внешние ресурсы используют чаще, и в земных условиях весьма успешно – например, всё воздухоплавание и авиация основаны на использовании воздушной среды как опоры и источника энергии для движения, а весь наземный и морской транспорт опираются на поверхность планеты Земля, используют её атмосферу, гидросферу и гравитацию.

В земных условиях естественные ресурсы использовать просто, их очень много, они всегда доступны - поверхность планеты, гравитация, грунт, вода, воздух… Но в межпланетном пространстве доступных без подготовки ресурсов намного меньше – это солнечный свет, да ещё гравитационные поля Солнца и движущихся вокруг него планет. То и другое пытаются использовать для движения космических аппаратов и в качестве источника энергии, но относительно успешно пока только использование солнечного света для выработки электроэнергии, и то в небольших масштабах.

Но даже те естественные внешние ресурсы, что есть в Солнечной системе (включая также солнечный ветер и вещество планет и комет), сосредоточены поблизости Солнца. И на расстоянии в десятки миллиардов километров не остаётся ничего, кроме разреженной межзвёздной среды. Проекты улавливания и использования атомов водорода для разгона корабля скорее всего не жизнеспособны; хотя для торможения, наверно, можно попытаться применить очень большой электромагнитный парус (с площадью магнитной воронки более 10 км² на каждый килограмм массы корабля), но эффективность будет небольшой.

Поскольку природных внешних ресурсов в межпланетном, а тем более межзвёздном, пространстве нет; а без них ракета должна везти "всё с собой", (представьте себе, что Вы едете на курорт на 5 дней, и везёте с собой газовую плиту, платяной шкаф, электростанцию и повариху тётю Дашу…), то естественно задуматься – а нельзя ли как-то создать условия, чтобы всё-таки получать то, что вам нужно, на месте, ну хотя бы энергию и топливо. Везти с собой в ракете не продуктовый магазин, а чековую книжку, и получать всё необходимое в любой точке пространства (ну или хотя бы иметь возможность заказать доставку по предварительной договорённости).

 

Несмотря на важность этой темы, примеров успешного использования искусственно созданных внешних ресурсов в космическом пространстве пока нет, за исключением быть может китайских опытов по перемещению спутников с помощью тросов, да японского проекта орбитального лифта, который ещё неизвестно будет ли.

Однако существуют две концепции, которые мне кажутся ценными и полезными, и которые я постарался, в меру своих сил, "позаимствовать" и развить, объединив в нечто пригодное для практического использования… Это два кита, на которых можно возвести что-то большее.

 

***

Первая базовая идея состоит в использовании импульса внешних движущихся тел (летящих металлических шариков, мячиков, пуль, снарядов, струи жидкости, газа, частиц или потока излучения) для передачи импульса разгоняемому космическому аппарату. Это, в общем, логично: передавать импульс телу от другого тела, у которого он уже есть. Футболисты и теннисисты постоянно так делают, и это работает.

Эта концепция пока очень скромно разработана, но отдельные проекты такого рода есть. Из них стоит упомянуть "космический фонтан" и близкую к нему концепцию разгона ракеты летящими металлическими шариками. (есть ещё проект разгона спутников непосредственно световым давлением лазерного луча, но этот вариант не жизнеспособен, разве что для очень малых корректировок скорости, в пределах 1 метра в секунду, по причине ничтожного КПД такого способа передачи импульса. Гораздо лучше вариант нагрева лазером рабочего тела, находящегося на борту ракеты; такой способ, в принципе, позволяет разогнаться даже для межпланетного перелёта, вот только для этого требуется маленькая атомная электростанция, и лазер постоянной гигаваттной мощности, с фокусирующими зеркалами размером в маленький школьный стадион, и всё это надо поднять за пределы атмосферы, хотя бы километров на 20, или разместить на Луне. В принципе, реально, но вряд ли дёшево).

 

Концепция "космического фонтана" была впервые представлена усилиями нескольких людей (Википедия приводит имена 6 из них: Роберт Л. Форвард, Марвин Мински, Джон Маккарти, Ханс Моравец, Родерик Хайд, и Лоуэлл Вуд). Больше информации о ней можно найти в книге Роберта Л. Форварда «Indistinguishable From Magic».

Но, правда, исходная концепция предлагала не совсем рациональный способ использования энергии летящих микро-снарядов ("металлических гранул"): при скорости самих гранул более 4 км/с, предлагалось всего лишь удерживать над поверхностью земли (правда на большой высоте, 100 и более километров) неподвижную платформу; для чего, как я думаю, всё же найдутся менее затратные способы.

Но сам принцип эффективен: передать телу импульс от другого тела, у которого он уже есть. Эффективность передачи кинетической энергии при некоторых условиях может достигать 100%.

Я также, как мне кажется, встречал упоминание о том, что какой-то итальянский, (вроде бы) изобретатель (или, возможно, один из выше перечисленных людей, хотя, наверно, это было намного раньше) предложил также использовать аналогичный принцип и для разгона ракеты – то есть стрелять в стальную плиту стальными шариками, передавая летательному аппарату импульс. Принцип хороший, и видимо далеко не новый; правда, впоследствии мне не удалось больше найти упоминаний об этом. Но я именно этот исходный принцип взял за основу концепции, развитой и изложенной в Главе 3 (хотя там многое не совсем так: вместо шариков – газ, вместо стальной плиты магнитное поле, и шарики газ высокотемпературная плазма влетает в сопло ракеты не только сзади, но и спереди…)

Я считаю, что развил эти идеи достаточно далеко от исходного прототипа, и сделал результат настолько эффективным, насколько это вообще возможно, при современном уровне знаний физики. Насколько эффективным может быть результат, и как его достичь, описано в Главе 3.

 

 

***

Но есть ещё вторая концепция, прямо не связанная с первой, но дополняющая её, и столь же важная. Вместе они могут создать фундамент для действительно полноценного освоения космоса.

Я предложил эффективный двигатель; но для него, однако, надо много энергии. В принципе, всё не так уж плохо – с помощью электромагнитных пушек всё же можно довести скорость носителей кинетической энергии до 20-30 км/с, и успешно осваивать ближайшие планеты. Но чтобы лететь дальше, и быстрее – энергии надо намного больше.

И вот тут оказывается, что энергию можно вовсе даже не тратить. А даже вовсе наоборот получать, и столько, что больше уже никому никогда не понадобится. Надо только немного подумать:)  

Эту идею предложили задолго до меня, 55 лет назад. (Возможно, я даже когда-то в детстве читал эту статью, хотя потом забыл про это; но где-то в подсознании эта идея засела, и потом зудела там следующие 30 лет, превратившись в то, во что она превратилась, в главе 4 и последующих).

 

54 года назад в журнале Техника-Молодёжи (1970/11, с.56-58) была опубликована статья известного писателя-фантаста Георгия Гуревича "Увлекательная гравитация", где он предлагал проект гравитационной электростанции на лунном веществе: запускаем снаряд с поверхности Луны за 3 МДж энергии, ловим на Земле (или на низкой орбите) - получаем 60 МДж/кг. (На 30% больше, чем при сгорании килограмма бензина).

Как источник энергии для наземных объектов дороговато, но можно использовать в качестве источника внешнего топлива для вывода грузов на околоземную орбиту: если микро снаряды будут догонять ракету с относительной скоростью 11 км/с, то после их испарения в сопле двигателя и вылета газа обратно, получится удельный импульс 19-20 км/с, что очень хорошо. Правда, по мере разгона самой ракеты, относительная скорость снарядов, и соответственно передаваемый ими ракете импульс, будет уменьшаться, но даже при относительной скорости всего 3 км/с (т.е. при достижении ракетой первой космической скорости) удельный импульс составит 5 км/с при испарении пассивного вещества (например гидразина, перекиси или СО2), и до 8 км/с при стрельбе топливными капсулами с кислородно-водородной смесью, что всё ещё лучше, чем показатели обычного химического топлива; причём, это топливо находится не в ракете. Масса ракеты, при разгоне от 0 до 8 км/с, вообще не изменится. Достаточно вначале подбросить ракету вертикально вверх на 100 км (из катапульты или с помощью небольшого возвращаемого твердотопливного ускорителя), и дальше её можно разгонять бесплатно (пока снаряды могут её догнать с относительной скоростью хотя бы 2-3 км/с).

Я, (независимо от Георгия Гуревича и Жюля Верна :) лунный вариант тоже рассматривал, но в основной текст не включил, по причине скромных энергетических показателей (дальше низкой околоземной орбиты так не выйти, хотя можно использовать для отработки технологии на низких скоростях, притом без всяких электромагнитных пушек, а также для вывода на околоземную орбиту заправленных ступеней ракет-носителей для межпланетных полётов. Хотя, вообще, вариант хороший. Умный человек плохого не выдумает ;)

У меня в основном предлагаются варианты "пожирнее" с точки зрения энергии, хотя и сложнее для разработки и реализации. Но начать можно с "Лунного" варианта, он очень хорош тем, что очень прост.

 

Поражает как точность и краткость подачи идеи Г. Гуревичем (у автора статьи в 2 страницы влезло то, что у меня заняло страниц 30, ну правда с расчётами), так и степень непонимания рецензента, "кандидата наук", который тут же рядом с текстом статьи поторопился написать свой комментарий от редакции, в синей рамочке (какой-то лепет эстоннского академика про то, что "в гравитационном поле дефекта массы наверно нету, и камень наверно не упадёт")...

Автор же чётко сказал: "Луна целиком состоит из первосортного угля" :)

Текст рецензента вклинивается прямо в середине между колонками самой статьи, и немного мешает (отделён синей рамочкой), но отличить легко - по глупому "псевдонаучному" стилю, и выражениям типа "псевдоскалярное поле", "в гравитационном поле масса покоя постоянна" и "дефект массы не может привести к выработке реальной энергии". (он молоток себе на ногу ронял, этот рецензент? Дефект массы отобъёт вам палец даже в том случае, если вы не можете его обнаружить...)

 

 

Отсканированный текст статьи приведён ниже временно, для удобства рецензирования на стадии рукописи; надеюсь, что редакция журнала не сочтёт это плагиатом, а наоборот, популяризацией их издания.

((**Иллюстрации и текст из Журнала "Техника-Молодёжи" помещены здесь без согласия правообладателя, в случае печатной публикации данного текста необходимо получить такое согласие, либо изъять их.))

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

***

…Надеюсь, что теперь, спустя 55 лет после выхода этой статьи, люди всё-таки изучили арифметическое действие умножения, и уже знают, что инвариантом является произведение массы покоя на гравитационный потенциал, а не она сама. И что больше не будет такого дремучего непонимания простейших примеров из школьного учебника со стороны учёных докторов наук.

Не используя искусственные внешние ресурсы к звёздам не добраться.

Двигатель на подаваемом извне топливе и энергии в любом случае будет на порядки опережать по характеристикам любые типы двигателей с автономным запасом топлива, будь это хоть антивещество, и отказаться от использования такой возможности можно только с целью диверсии. (Каждый понимает, что троллейбус может проехать 100 тысяч километров без остановки, а аккумуляторный электромобиль нет).

 

Что касается использования гравитационной энергии вещества, то это вообще потенциально бесконечный источник энергии, и притом очень легко доступный, в том числе для снабжения межзвёздных кораблей.

Запас гравитационной энергии вещества планет в Солнечной системе, хотя бы по отношению к гравитационному потенциалу фотосферы Солнца, равен световому потоку от Солнца за 30 тысяч лет, и в миллионы раз больше, чем содержат все запасы урана, тория, дейтерия и лития на планете Земля. Этой энергии достаточно, чтобы разогнать Луну до скорости 0,3 с.

Я, конечно, не предлагаю прямо взять и потратить всё вещество всех планет для получения энергии. Нам же на них потом жить :)

Да и это очень, очень много.

Нам достаточно будет миллионной доли этого количества энергии (скажем, 1% массы Европы), чтобы освоить пару десятков ближайших звёздных систем; (1% массы Европы позволит разогнать до 0,5с 10 триллионов тонн звездолётов… вам зачем столько?); а уже в ближайших звёздных системах найдутся источники гравитационной энергии куда как калорийнее: например, система Сириуса, в 6,5 световых годах от нас, содержит, как говорят, белый карлик (с гравитационным потенциалом в 1000 раз большим, чем у Солнца), и 2 звезды-донора Солнечного типа. Это позволит разогнать до субсветовой скорости сто Юпитеров… … …

 

Вселенная готова дать нам бесконечное количество ресурсов и энергии для жизни и развития, даром, надо только протянуть руку и взять. Я знаю немногое, и могу предложить только то, про что написал здесь. В будущем появятся другие концепции, по сравнению с которыми всё это покажется доисторическим "паром и углём". (Неужели они правда летали со скоростью в половину световой… так долго…)

 

Всем приятного чтения :)

 

Реакция официальной науки на эту концепцию, как и на многие до этого, предсказуема: "это неправильно"…"это неправильно"…"это не правильно"… через 50 лет: "…это уже всем давно известно".

Я не надеюсь, что именно моя попытка популяризовать эту идею будет успешной; но, может быть, ещё через 50 лет кто-то это прочитает, и сделает новую попытку дать человечеству энергию по цене 0,1 цента за киловатт и космические запуски по 1 доллару за килограмм, на воде, взятой из речки. Обычно для внедрения чего-то принципиально нового в науку или технику надо от 3 до 10 попыток в течении 100-200 лет: в какой-то момент коллективный иммунитет привилегированного сообщества пользователей знаний даст сбой, и новая идея проникнет в общее информационное пространство, став доступной для всех. Потом найдётся кто-то, кто сможет получить прибыль, и вот тогда мы и узнаем, кто из официальных учёных станет автором этого всего ("он, вроде, упоминал об этом или чём-то похожем в частной беседе; это приравнивается к публикации").

Хотя, хотелось бы всё-таки побыстрее, ожидать ещё пол века до первого межзвёздного полёта долго. Нам бы хоть на Уран…

 

Путь к звёздам долог… особенно, если идти с привязанным к ноге ядром.

 

 

Содержание

Часть I

Глава 1 – атмосфера и ближний космос

Глава 2 – околоземное пространство и Луна

Глава 3 – двигательные системы для межпланетных перелётов

Глава 4 – гравитационные электростанции в Солнечной системе

Часть II

Глава 5 – Солнечно-кинетическая и ядерно-кинетическая энергетика

Глава 6 – Ядерные и лазерные системы разгона

Глава 7 – 0,5С.

 

 

Часть I

Технологии для освоения ближнего Космоса

 

Вначале идеи совсем простые и дешёвые для реализации. Они должны послужить для проникновения в ближнее околоземное пространство и базой для развёртывания основных концепций, которые изложены в главах 3-4.

 

 

 

 

 

 

 

Глава I.  Атмосфера и ближний космос.

 

1. Промышленный дрон с очень длинным проводом, и соответственно большой высотой подъёма, 5-10 км (а если очень постараться, то и до 20-25). Время подъёма не ограничено.

Слабое место обычных аккумуляторных дронов – это аккумулятор, который занимает половину веса (и цены), и позволяет максимально продержаться в воздухе 1-2 часа, с дальностью горизонтального полёта менее 100 км, и максимальной высотой подъёма не более 5.

Промышленные дроны (получающие энергию по проводу) лишены таких ограничений по энергии и времени полёта; но при питающем напряжении до 100 Вольт, длина обычного алюминиевого провода не может превышать 50-100 метров. При длине провода 100 м, его вес становится равным весу самого дрона, и любой дальнейший рост мощности винта уйдёт на удержание в воздухе провода, без увеличения его максимальной длины.

Простым решением является повысить питающее напряжение, что позволит уменьшить ток в проводе и его толщину, но тогда надо на самом дроне обратно понижать напряжение до нужного для двигателей. Кроме того, очень длинный провод надо как-то поддерживать в воздухе в промежуточных точках, и компенсировать ветровую нагрузку.

Это приводит к концепции цепочки небольших дронов, размещённых через определённые промежутки (50-100м) на одном высоковольтном проводе, и связанных как последовательно соединённые потребители тока. В простейшем случае можно было бы просто соединить последовательно все обмотки всех двигателей; но чтобы иметь возможность произвольно регулировать тягу каждого винта, нужны более сложные схемы отбора энергии из общего провода. При питающем напряжении 20-30 кВ можно разместить в цепочке около 100 дронов и достичь высоты 5-10 км.

Тонким местом здесь может быть защита от атмосферного электричества, так что имеет смысл контролировать потенциал внешней атмосферы на всём протяжении провода; с другой стороны, эту проблему можно использовать в качестве дополнительного источника энергии.

На конце такой цепочки может располагаться довольно большой потребитель энергии – большой дрон или целая система воздушных винтов с грузоподъёмностью в десятки-сотни килограммов, и это всё может находиться довольно высоко в атмосфере почти бесконечно долго.

При мощности каждого двигателя в 2-3 кВт, грузоподъёмности одного (четырёхвинтового) дрона в 10 кг, и массе всей системы 500 кг, её стоимость составит порядка 100 тысяч долларов, а расход энергии в полёте 1 МВт, то есть 100 долларов в час, при ресурсе в сотни часов. Вполне доступные расценки для туристов и астрономов, дешевле и мобильнее аэростата.

Кроме того, такую систему можно использовать в высотном и горном строительстве, в качестве транспорта на небольшое расстояние и для быстрой доставки лёгких грузов в горах или труднодоступной местности.

А ещё можно поднимать в стратосферу ракеты сверхлёгкого класса…

Использовать для рекламы, лазерной связи… и для других мирных целей.

 

 

2.  Лёгкая стационарная высотная (стратосферная) платформа.

Ничего критически сложного, просто лёгкая рама с несколькими (десятками) небольших воздушных винтов, получающих энергию по обычному проводу с земли, и способная поднимать 1-2 тонны груза на высоту от 5 до 20-25 км (в зависимости от целей и конструкции). По сути, обычный промышленный дрон, только с очень длинным проводом.

При высоте подъёма более 20 км, рама и винты должны быть довольно большими и лёгкими, так что возможно потребуются некоторые нетрадиционные решения, вроде газонаполненных конструкций и активных тросовых систем. Проблемой также может быть охлаждение двигателей в разреженном воздухе.

Есть некоторые нюансы, связанные с тем, как поддерживать в воздухе провод и всем этим управлять, но стоимость разработки не более нескольких сотен тысяч долларов. Может эффективно заменить авиацию и аэростаты для ряда применений, а для некоторых задач даже спутники, при цене подъёма груза в тысячи раз меньшей.

По сути, это уже почти маленький орбитальный лифт… Туристы, астрономы и астрофизики будут счастливы.

 

 

3. Тяжёлая стационарная стратосферная платформа (грузоподъёмность более 1000 тонн).

…Всем дроны хороши, кроме грузоподъёмности, особенно в очень разреженном воздухе. Десятки тонн – это рациональный предел для системы с воздушными винтами, после которого надо использовать другие принципы удержания груза над земной поверхностью. Для доставки груза по частям можно использовать "дроновый лифт", но постоянно удерживать груз более нескольких тонн они не смогут. Для некоторых применений – например, размещения большого телескопа или орбитальной катапульты, надо что-то большее. Кроме того, предельная высота подъёма винтового дрона ограничена плотностью воздуха, как и для аэростата.

Очевидным решением является использовать опору на земную поверхность, то есть ту или иную разновидность башни.

Поначалу, лет 20 назад, я рассматривал, со всех сторон, концепцию жёсткой газонаполненной башни большого диаметра, аналог которой в 2012 запатентовало военное министерство Канады; но, как оказалось, концепция эта не лучшая и не самая рациональная для высот 5-50 км.

Слабое место такой башни – горизонтальная ветровая нагрузка. Чтобы противостоять ветровой нагрузке, надо увеличить диаметр башни. Тогда увеличится ветровая нагрузка… В конце концов, такую конструкцию всё же можно сделать достаточно толстой и прочной, но тогда она должна будет иметь огромную толщину (сотни метров) и стоимость, при титанической грузоподъёмности в миллионы тонн, которую невозможно рационально использовать, и боковой ветровой нагрузке в сто тысяч тонн.

Позже я пришёл к выводу, что наилучшим вариантом будет, наоборот, очень тонкая (диаметром десятки сантиметров) мачта, в виде толстостенной трубы из максимально прочного и плотного материала (например из стали). При продольной нагрузке близко к пределу прочности материала, такая труба будет терять устойчивость уже на отрезках длиной в несколько метров, с эффективным временем развития неустойчивости порядка миллисекунд. На первый взгляд, это очень плохо и безнадёжно; но если зарождающиеся неустойчивости отслеживать при отклонениях до 1 мкм, и динамически подавлять за время менее 1 мс, то такая система жизнеспособна, и ничто не мешает довести её высоту до предела прочности материала, что для стали составляет около 20 км, а для композитных материалов 100 км и более.

Отслеживать отклонения от оси в 1 мкм можно несколькими способами, самый эффективный из которых оптический; компенсировать короткие и быстрые неустойчивости высоких порядков – инерционными или газодинамическими устройствами; более длинные и долгопериодические – горизонтальными воздушными винтами и системой тросов с динамической регулировкой усилий, как и ветровую нагрузку.

Такая система будет потреблять довольно много энергии, и неминуемо разрушится при отключении подачи энергии или системы контроля на несколько миллисекунд, как атомный реактор. Тем не менее, это реально сделать, хотя стоимость разработки может быть на уровне десятков-сотен миллионов долларов. Но такая мачта будет во много раз дешевле, чем огромная и толстая газонаполненная, при грузоподъёмности в десятки тысяч тонн и достижимой высоте в десятки километров. Выше 40-50 км, где ветровая нагрузка снижается, можно использовать более простую газонаполненную конструкцию с пассивной жёсткостью.

 

 

0. Идея немножко вбок, и возможно практически бесполезная, но зато простая и дешёвая: "стратосферный спутник бедняка".

На высоте 67 км, атмосфера Земли состоит на 70% по объёму из азота, на 10% из кислорода, и на 20% …из водорода. То есть, при общем давлении в 10 Па, 7 Па приходится на N₂, 1 Па на O₂, и 2 Па на H₂.

Эта смесь не горит из-за очень низкого давления: при термическом возбуждении колебательных уровней молекул, они будут оптически высвечивать всю тепловую энергию газа до того, как произойдёт реакция. (Хотя, возможно, что очень мощным взрывом в стратосфере всё же можно создать кольцевую ударную волну, которая далее будет распространяться и усиливаться в такой среде. Тогда жители Земли смогут в течении нескольких часов наблюдать интересное, и довольно опасное явление; запас водорода в атмосфере составляет десятки миллиардов тонн, и его выгорание может на несколько часов превысить баланс поступления солнечной энергии).

Другой способ сжигать такую смесь – внести в неё катализатор (активные молекулы или пылинки, на которых будет осуществляться встреча молекул водорода с кислородом). В принципе, можно себе представить облако каталитической пыли в стратосфере, которое будет ярко светиться и обогревать и освещать северные города. На эту пыль, к тому же, будут действовать газодинамические силы из-за разности температур и концентрационных потоков молекул, позволяющие, в принципе, даже управлять её движением… Но мы рассмотрим самый простой вариант.

Возможно (хотя я не утверждаю наверняка), что, если поместить поперёк потока такого газа пористую проволоку или тонкую трубку, диаметром 1 мм, из каталитически активного материала (никеля или других металлов), то за счёт реакций на поверхности и в порах эта проволока будет нагреваться примерно до 1000К. При скорости потока газа 200 м/с, тепловая мощность такой системы может достичь 20-30 кВт/м².

Если переднюю по потоку газа поверхность такой проволоки теплоизолировать, и сделать в 2-3 раза холоднее задней поверхности, то на горячую проволоку, обтекаемую разреженным газом (с длиной свободного пробега молекул примерно 1 см), будет действовать нескомпенсированная сила динамического давления до 5 Па; это, в принципе, можно использовать для создания тяги, достаточной для полёта дозвукового аппарата массой в несколько килограммов.

При этом, такой аппарат будет иметь бесконечный запас топлива, при тепловой мощности двигателя в десятки киловатт, и может летать до тех пор, пока не выгорит катализатор. Функционально, это спутник; хотя летит низенько и медленно, зато практически даром, и в отличие от ИСЗ может произвольно маневрировать. В принципе, можно сделать и гиперзвуковой вариант с тепловым прямоточным двигателем, но это сложнее и дороже.

Для военных целей, эта разработка не столько опасная для противника, сколько раздражающая: стоит дёшево, а сбить нечем.

 

 

 

4. Безракетная система доставки грузов на околоземную орбиту.

Почему, собственно, мне не нравятся ракеты: они мне нравятся, любые – кроме больших ракет на жидком топливе.

При старте с поверхности Земли, ракета должна быть достаточно большой, и по возможности тяжёлой, чтобы сократить расходы на аэродинамическое сопротивление атмосферы. Это, а также крупные габариты грузов, в особенности для пилотируемых запусков, диктует эффективный размер ракет – около ста тонн для керосиновых, и тысяча тонн для водородного топлива.

Но, чтобы поднять большую ракету, нужны большие двигатели, и что более важно, высокое начальное давление в камерах сгорания, 300-500 атмосфер. Твердотопливные, гибридные и жидкостные ракеты с вытеснительной системой подачи топлива не могут обеспечить начальное давление газов более 100-200 атмосфер, и при стартовой массе более 100 тонн единственным вариантом остаются жидкостные ракеты с насосной подачей топлива под высоким давлением.

Формально, они являются самыми эффективными по удельному импульсу; но всё портит большой и дорогостоящий агрегат – топливный насос, который к тому же наиболее часто является причиной отказов, и делает этот тип ракет самыми дорогими в разработке, и экономически неэффективными при эксплуатации.  Сухим весом они стоят как золото.

Кроме того, жидкое топливо в больших тонкостенных баках делает для этих ракет невозможными такие полезные вещи, как миномётный или пушечный старт, что вполне возможно для твердотопливных ракет, и позволяет экономить десятки процентов стартовой массы.

Но, не все грузы, которые надо доставлять на орбиту, большие; для межпланетных полётов основным грузом будет топливо, а для орбитальных станций кислород и вода, и всё это можно расфасовать по 1 килограмму.

Такие грузы дешевле было бы доставлять маленькими твердотопливными ракетами с высотным аэростатным запуском. При этом, удельный импульс криогенного твёрдого топлива может быть на уровне жидкого топлива с такими же компонентами. Несколько лет назад я считал, что именно такая схема – лёгкие дешёвые ракеты с высотным запуском – будет самой эффективной по цене доставки килограмма груза на орбиту.

Но сейчас, как мне кажется, я могу предложить что-то лучшее.

 

4.1  Почему не пушка.

Если бы не атмосфера, то самый экономичный способ запуска снаряда с поверхности земли – это пушка или катапульта, разгоняющая снаряд, желательно, сразу до первой или даже второй космической скорости.

Это, в принципе, возможно даже с использованием обычной взрывчатки, или тем более криогенной топливной смеси со скоростью истечения газов 4-5 км/с. (Ещё в конце 19 века многокаморная пушка на чёрном порохе разогнала снаряд до 2200 м/с). Если же использовать горячий водород, то можно получить и много большую скорость, примерно в 2,5 раза превышающую максимальную скорость истечения газа.

Проекты таких пушек есть, и при правильном проектировании стоимость такой системы будет не слишком высокой, с учётом окупаемости.

Но, это почти бесполезно из-за большого сопротивления воздуха и тепловых нагрузок при старте. Чтобы преодолеть атмосферу на скорости 6-8 км/с, снаряд должен быть тяжёлым, иметь специальную форму и теплозащиту, и для полезного груза в нём почти не останется места. Применение таких систем возможно, но ограничено узким кругом задач, в том числе из-за большого ускорения при старте.

Тем не менее, для доставки топлива на орбитальную заправочную станцию такая система подошла бы, если бы можно было поднять её повыше – хотя бы на высоту 15-20 километров. Но тут проявляется главный недостаток таких систем, который не заметен, пока пушка находится на земле (а чаще, под землёй): большой вес такой системы, который в 1000 и более раз превышает вес снаряда.

Аэростат или другой воздушный аппарат может поднять максимум несколько тонн; но при такой массе пушки, снаряд будет весить всего сотни граммов. В принципе это тоже можно использовать, например для доставки топлива на орбитальную заправочную станцию. Но возникает мысль – а нельзя ли как-то вообще убрать пушку, и оставить только снаряд и порох.

 

 

4.2 Ракета без топлива

Собственно, нет ничего необычного в том, чтобы использовать внешние ресурсы для движения. Например, воздушно-реактивный двигатель получает из внешней среды окислитель и 97% рабочего тела; парусный корабль или воздушный змей вообще получают всю энергию извне…

Обычно, правда, когда говорят "внешние ресурсы", то сразу мысленно подменяют это понятие на "естественные внешние ресурсы", и дальше начинают думать, а где же их взять. А поскольку естественные ресурсы редко бывают в таком виде и такой концентрации, как нам нужно, то приходится придумывать сложные способы и большие устройства для их извлечения из внешней среды, сбора, концентрации, подготовки для использования…

95% массы турбореактивного двигателя занимают воздухозаборники и турбины, которые служат только для того, чтобы сделать воздух пригодным для сжигания топлива. Вот если бы самолёт сразу летел вдоль струи предварительно сжатого воздуха, которую для него кто-то заранее подготовил, то его двигатель мог бы быть в 10 раз легче, а удельный импульс вдвое больше. В какой-то мере к этому приближаются прямоточные двигатели, где воздух сжимается хоть и за счёт кинетической энергии самолёта, но без участия сложных агрегатов. Можно пойти ещё дальше, и на гиперзвуковых скоростях, особенно в разреженном воздухе, обойтись даже без воздухозаборника, сжимая струю воздуха за счёт распыления и детонации кольцевого слоя топливно-воздушной смеси перед самолётом. (Это будут "предварительно кондиционированные естественные внешние ресурсы", но нас сейчас интересует немного другое).

А зачем вообще что-то сжимать, ещё тратить энергию. Просто набросаем перед самолётом цепочку маленьких топливных капсул, содержащих сразу всё необходимое… Тогда удельный импульс станет равен бесконечности, и при отсутствии воздуха это тоже будет работать, даже ещё лучше. Правда, это уже не самолёт…

Здесь могут быть разные варианты, с подвижным и неподвижным топливом, в виде отдельных капсул, снарядов, или непрерывного шнура или стержня, для разных скоростей – от 3-4 км/с до 20 и более. Всё это называется просто: "искусственные внешние ресурсы".

 

 

4.3 В основном варианте, берём ракету с соплом специальной конструкции (это уже не совсем сопло, а скорее похоже на длинную цилиндрическую еловую шишку, состоящую из пакета соосных кольцевых пластинок в виде сферических или параболических сегментов, через боковые промежутки между которыми проходит газ). Собственно, это и не ракета, а одно только сопло и есть, но довольно длинное и странное, 2-3 метра длиной при внешнем диаметре 20 см. Зазор между пластинками 1-1,5 см, в длину их помещается примерно сотня. (Можно сказать и так, что взяли сотню обычных ракетных сопел, вырезали из них середину так, что осталось только внешнее кольцо, с внутренним диаметром 10 см и внешним 20 см, и сложили эти кольца в стопку с некоторым зазором между ними).

В центре вдоль оси проходит отверстие в половину диаметра "шишки", через которое свободно входит топливный шнур диаметром 1-2 см. Это может быть просто детонационный шнур из обычного взрывчатого вещества, армированный полимерными волокнами, или композиция из замороженных криогенных компонентов в теплоизолирующей оболочке, или, в более сложном варианте, конструкция из металлических кольцевых сегментов, между которыми находится топливо или даже водородный порох.

В простейшем варианте шнур или стержень длиной 2-3 км можно подвесить вертикально к аэростату, поднимающемуся на высоту 15-20 км, а к нижнему концу шнура прицепить ракету. Если хочется запустить ракету горизонтально или под углом к горизонту, это сложнее, но тоже можно сделать. Проблему поддержания в воздухе, выравнивания и стабилизации топливного шнура до и во время разгона можно решить разными способами.

При горизонтальном или наклонном размещении шнура вдоль прямой или криволинейной траектории может потребоваться довольно сложная система подвески и выравнивания, в том числе с использованием локальных аэродинамических сил при движении относительно воздуха, и несколько сотен небольших дронов с совместным интеллектуальным управлением, но это решаемо, как и проблема выравнивания полёта ракеты вдоль шнура с отклонением от оси менее 1 см и временем реакции на отклонение 1-2 мс.

При горении топливной смеси, газы вначале распространяются радиально относительно неподвижного шнура, расширяются в 10-20 раз, и приобретают скорость 3-4 км/с. Потом газ достигает внутреннего края кольцевых пластинок, и входит между ними, под углом, который зависит от текущей скорости ракеты; при скорости 4 км/с угол входа будет равен 45^о.

Ширина зазора между кольцевыми пластинками с криволинейным профилем уменьшается от центра к периферии, так как уменьшается угол наклона к оси; но, с учётом того, что длина окружности увеличивается, площадь сечения для прохода газа должна быть примерно постоянной, или с небольшим дополнительным расширением, так что скорость газа практически не меняется, но вектор скорости газа отклоняется назад под более острым углом, 15-20^о, что и создаёт тягу. При этом КПД преобразования кинетической энергии газа в кинетическую энергию ракеты достаточно высокий, 70-80%, и почти не зависит от скорости в диапазоне 0,5 - 2,5V₀, где V₀ – скорость радиального течения газа относительно неподвижного шнура. (При скорости более 1,5V₀ КПД такой системы становится больше, чем у обычной ракеты).

Максимальная скорость, которой можно достичь таким способом, ограничена не динамическими факторами, а температурой на отклоняющих пластинках, которая после 1,2V₀ начинает быстро расти, как квадрат скорости газа относительно ракеты. Для снижения этой температуры лучше использовать криогенное кислородно-водородное топливо с большим избытком водорода, что позволит достичь скорости 8-10 км/с, либо чистый горячий водород, тогда можно разогнать ракету до 20 км/с.

При использовании криогенной топливной смеси, дающей радиальную скорость течения газа 4 км/с, для разгона ракеты весом 100 кг до 8 км/с понадобится 600 кг топливной смеси; то есть ракете будет передано до 70% кинетической энергии газа, или 45-50% всей энергии горения топлива. Обычной ракете для этого нужно на 6% топлива больше…

 

Но, к сожалению, разработка это не простая, и не дешёвая.

Здесь есть ряд действительно сложных технических проблем.

Во-первых, температура газа при обтекании направляющих пластинок сопла со скоростью 8 км/с может оказаться слишком высокой, даже при использовании смеси, содержащей 20-30% водорода по массе. Есть способы понизить эффективную температуру поверхности пластинок, например, периодическое импульсное охлаждение более холодным разреженным газом (водородом); внутреннее охлаждение за счёт внутреннего или внешнего поступления теплоносителя, испарение и газовая рубашка… но в итоге именно тепловой фактор ограничивает максимальную скорость.

Во-вторых, необходим поворот пластинок при изменении скорости ракеты и начального угла вхождения газа между пластинками. Понятно, что их надо поворачивать в зависимости от относительной скорости ракеты и газа. При радиальном течении газа относительно неподвижного шнура, и изменении скорости  ракеты от 0 до 8 км/с, угол течения газа относительно оси ракеты изменится от 90^о до 30^о, то есть пластинки (разделённые на 10-20 отдельных секторов) надо будет за время разгона наклонить на 60^о.

Это можно сделать несколькими способами; проблема несколько упрощается тем, что их надо повернуть все на один и тот же, заранее известный угол, и только 1 раз (или несколько раз с дискретным шагом).

Есть альтернативный способ: можно сам газ направлять не радиально, а под различным углом к оси топливного шнура, который может состоять из металлических сегментов и иметь сопла для выхода газа. В таком варианте есть свои плюсы и минусы; проще задать нужный угол течения газа; больше коэффициент расширения газа, а значит его скорость и КПД; если газ направить вперёд под углом 60-50 градусов к оси, то есть придать ему продольную составляющую скорости 0,5-0,6 V₀, то снизится скорость встречи газа с пластинками и температура, и можно будет на столько же увеличить максимальную скорость ракеты. Но, с другой стороны, при такой сложной конструкции топливного шнура увеличится его масса, а также появится большая продольная отдача при выходе газа. (Ещё более увеличится масса топливного шнура при использовании водородного пороха, так что его имеет смысл применять только когда достигнут предел скорости для обычного кислородно-водородного топлива).

Более мелкие проблемы:

- Как вообще прикрепить к этому полезный груз (возможно, более эффективной с этой точки зрения будет схема с несколькими параллельными топливными шнурами и двигателями, между которыми располагается большой грузовой контейнер, как у обычного многомоторного самолёта).

- Относительно большой вес двигателя, (что можно решить, прицепив грузовой контейнер побольше, но сделав топливный шнур подлиннее; в принципе, при горизонтальном расположении, он может быть вообще сколь угодно длинным, что также позволит уменьшить ускорение, вплоть до пригодных величин для пилотируемого запуска, при длине шнура 600 км…...)

- Большая стоимость двигателя из дорогостоящих материалов, что намекает на возможность его возврата и многоразового использования;

- Топливный шнур, особенно с металлическими элементами, тоже надо сделать многоразовым, с регенерацией компонентов топлива на земле или дозаправкой прямо в воздухе;

- Подъём всего этого в стратосферу, доставка топлива (при многократных запусках с помощью стационарной многоразовой системы), и охлаждение, если топливо криогенное;

- Управление тягой и стабилизация аппарата в полёте (что решается довольно тривиально при нескольких параллельных двигателях и активном управлении поджиганием топлива с разных сторон шнура);

- И ещё какие-то мелочи, в целом на 100-200 человеколет работы.

Но это может снизить стоимость космических запусков до цены топлива, умноженной на 6.

 

Для демонстрации принципиальной возможности такого двигателя можно построить лабораторную установку на сжатом воздухе, которая при скорости газа 400-500 м/с будет разгонять снаряд весом 0,1г до 2-3 км/с; я думаю, это может выглядеть либо как прямая трубка с дырочками длиной в десять метров, либо как метровый обруч из трубки с дырочками на внутренней стороне, по которой скользит лёгкая пластиковая пластинка.

 

 

…К сожалению, я уже превысил отпущенный лимит времени, поэтому про лунный парашют и лунный самолёт, графеновую паутину НАСА для торможения спутников в мирных целях, термоядерный двигатель без топлива и другие полезные вещи поговорим в следующих главах...

 

 

 

 

 

 

Глава II. Околоземное пространство и Луна

 

 

5. В начале скажу про иностранную разработку, которая меня пугает:

Графеновая "паутина" для торможения низколетящих спутников.

Идея не моя, но очень опасная: НАСА разрабатывает уже несколько лет, а японцы, по-видимому, начали разработку технологии лет 30 назад, но очень удачно прикрыли реальную цель разговорами про "орбитальный лифт". На самом деле, вытянуть "на ниточке" что-либо из земной атмосферы в космос очень трудно, а вот затормозить на пару сотен метров в секунду и стянуть вниз – вполне реально.

Достаточно прицепить к спутнику на низкой орбите длинную тонкую ленточку или пучок нитей, толщиной в 1 нм, при длине в десятки-сотни километров, и общим весом в один грамм, чтобы эффективная площадь взаимодействия с молекулами газа возросла до сотен м², что приведёт к уменьшению срока жизни спутника на орбите в сотни раз. (Помимо этого, может также генерироваться и значительный электрический потенциал).

Несколько тонн такой гадости на круговой орбите высотой до 300 км может за пару недель уничтожить всю ближайшую к Земле спутниковую группировку. Облако такой "паутины" будет довольно быстро дрейфовать на более низкие орбиты, по пути налипая на всё что движется. Эффективность почти как у космического ядерного взрыва, но безопасно для людей, экологически чисто, можно применить локально и настроить таймер для чистой самоликвидации (время испарения в вакууме).

При большой концентрации что-то подобное может применяться и в верхних слоях атмосферы для перехвата самолётов, гиперзвуковых и даже баллистических ракет на взлётном участке траектории. Правда, чем меньше высота и больше плотность воздуха, тем более толстые, либо более короткие нити придётся использовать, в намного большем количестве по массе, и на высотах меньше 40-50 километров эффективность применения сомнительна. Но отклонить траекторию ракеты на высотах 70-100 км можно.

Перехватить так боеголовку МБР на участке снижения всё-таки почти невозможно, в основном благодаря горячей ударной волне перед ней.

Но при скоростях менее 5 км/с и высотах 70-100 км, в особенности на взлётном участке траектории, любые ракеты и аппараты уязвимы для такого перехвата. Для этого потребуется всего от 1 до 10 кг нитей или сетки на кубический километр воздуха, при толщине нитей 10 мкм (для высоты 70 км при прочности материала 10 ГПа). Имея всего 10 тонн такой сетки, можно "закрыть небо" от гиперзвуковых аппаратов и ракет малой дальности над отдельным городом или авианосной группой, или по крайней мере неприемлемо снизить точность наведения; а несколько тысяч тонн позволят сделать небо "липким", или даже "твёрдым", над целым регионом, либо можно создать локальный вертикальный или горизонтальный барьер, при прохождении которого любой аппарат цепляет на себя несколько килограммов нитей длиной до 1 км, которые могут создать силу торможения в несколько тонн. При этом время нахождения таких нитей в стратосфере может измеряться многими сутками, или даже быть бесконечным.

Разрушить такую преграду можно, и даже не трудно, но для этого надо заранее принять соответствующие конструктивные меры. (например, "тупые" боеголовки в этом отношении лучше конических, так как создают более горячую ударную волну). Обнаружить наличие такой преграды дистанционно тоже можно, но это тоже надо предусматривать заранее. В крайнем случае, стратосферный ядерный взрыв может локально решить эту проблему.

 

 

 

Дальше идеи мирные, и где-то полезные, хотя и не все оригинальные:

 

6. Орбитальная заправочная станция для приёма топлива с Земли (в капсулах или в замороженном виде). Идея не моя, ей лет 150 или больше. Здесь только анализ возможных вариантов.

В первом приближении, всё выглядит крайне просто: над Землёй (желательно вдоль экватора) на высоте 180-200 км летит одна или несколько орбитальных станций; на поверхности земли (или в стратосфере, мы уже знаем как это сделать) расположена одна, или целая цепочка, катапульт, которые "подбрасывают" вверх топливные брикеты или капсулы, а орбитальная станция их ловит.

Есть разные варианты, прежде всего, по скорости запуска топливных капсул. Проще всего подбрасывать их просто вверх со скоростью 2 км/с, так чтобы в точке рандеву они имели нулевую скорость относительно Земли; но тогда скорость встречи со станцией будет большой, более 7 км/с, и потребуются, во-первых, сложные устройства для приёмки; и, во-вторых, что более существенно, большой избыточный импульс, передаваемый станции, придётся компенсировать, затрачивая на это топливо, имеющееся на борту; причём, топлива надо затратить хотя бы вдвое меньше, чем получено, а значит, удельный импульс двигателя на борту станции должен быть не менее 15 км/с, что потребует ионного двигателя с большой тягой и мощными источниками энергии, или большими солнечными батареями.

Более привлекателен вариант катапультирования топлива с Земли сразу с I космической скоростью, так чтобы скорость встречи со станцией составляла сотни метров в секунду. Тогда упрощается конструкция приёмного устройства на борту, и передаваемый импульс можно компенсировать, сжигая небольшую часть полученного топлива в обычном ракетном двигателе. Но в этом случае усложняется конструкция и увеличивается вес наземных устройств.

Компромиссный вариант может предполагать запуск груза с промежуточной скоростью, 5-6 км/с, и приём на борт со скоростью 2-3 км/с. В этом случае на компенсацию недостающего импульса затрачивается примерно половина получаемого с Земли топлива.

Основным фактором для выбора варианта доставки является устройство для приёма топлива на борт и его возможности. При скорости сближения от 100-200 до 1500-2000 м/с можно использовать механические ловушки вроде сачка из тонкой сетки, большим плюсом которых является не только простота конструкции, но и очень большая (почти неограниченная) площадь приёмного отверстия, которое может быть действительно большим (десятки-сотни метров в диаметре, почти без увеличения массы).

Для такого варианта потребуются катапульты или пушки с большой начальной скоростью снаряда, до 7-8 км/с, но зато требования к точности очень небольшие, достаточно попадать с дистанции 500-1000 км примерно в футбольное поле.

Варианты с меньшей начальной скоростью снаряда (и соответственно большей скоростью приёмки на борт) кажутся проще, но это не так. При скорости встречи более 2 км/с уже не удастся использовать большой сачок, и придётся применять какой-то вариант активной "обратной катапульты" – газовые поршневые устройства типа пушки, или "магнитные пружины", утилизирующие кинетическую энергию снаряда. Эти устройства не только имеют большую массу, но и очень требовательны к точности попадания и входа в них снаряда, вплоть до десятков сантиметров. Это можно сделать; но всё же намного проще такие же по массе устройства разместить на Земле или в стратосфере, и запускать топливные капсулы сразу со скоростью 7-8 км/с, а ловить большим сачком. Это снимает проблему точности попадания, снимает проблему компенсации импульса, и делает бортовые устройства простыми по конструкции и лёгкими.

 

Для высоких орбит, или тем более для отправки топливных капсул на очень большие расстояния, через межпланетное пространство, всё же потребуются устройства и способы корректировки траектории снарядов с очень большой точностью, в том числе в промежуточных точках. Это можно будет сделать, с неограниченной точностью, до сантиметров, и на любое расстояние, до сотен миллионов километров; но для низкой околоземной орбиты такие сложные способы доставки пока не требуются.

Можно создать устройства для приёма на борт топливных капсул и грузов при скорости в десятки км/с, либо непосредственно использовать топливные заряды в двигателе; есть разные варианты, как это сделать, но мы поговорим об этом позже, в разделе про термо-, газо- и магнитно-кинетические двигатели с внешним топливом.

Если в ближайшем будущем будут созданы лёгкие и эффективные высокоскоростные электромагнитные или газовые пушки с массой снарядов порядка граммов и начальной скоростью более 20 км/с, то в околоземном пространстве можно будет развернуть систему лазерной корректировки траекторий микро снарядов, позволяющую попасть в монетку сопло ракеты или приёмное устройство на расстоянии в миллионы километров. В принципе, это частично снимет проблему освоения ближайших планет.

 

 

7. Моя, вполне оригинальная идея; во всяком случае, за 20 лет я нигде не нашёл упоминаний. Хотя, вероятно, китайцы по тихому разрабатывают, потому что через 5-10 лет это станет необходимостью:

"Лунный парашют": разные варианты систем бестопливной посадки на Луну и безатмосферные планеты. В зависимости от скорости, возможны варианты на тросах и ленточках, пыли, газовых и электромагнитных устройствах, практически на любой бюджет, скорость и грузопоток.

Для Луны, это вполне актуально, и вполне доступно для реализации при существующем уровне техники.

При посадке на Луну ракета имеет начальную скорость 2500 м/с, и при торможении двигателем затрачивает 50% своей массы, причём эта масса стоит весьма дорого. Для регулярной доставки грузов система безракетной посадки окупится достаточно быстро.

Для других безатмосферных тел Солнечной системы – комет, астероидов, Меркурия и спутников планет – это тоже возможно, но сложнее из-за большей скорости. При этом, помимо торможения с целью посадки, можно использовать местные ресурсы небесных тел для маневрирования с целью изменения траектории движения, и даже для разгона.

 

7.0 Самый дешевый вариант: пылевой "лунный парашют" на местном грунте.

Принцип крайне простой: создать на небольшой высоте над поверхностью плотное протяжённое облако пыли, при вхождении в которое со скоростью до 2-3 км/с аппарат сможет тормозить либо прямо корпусом, либо с помощью специального устройства, подобного парашюту.

Если траектория ракеты будет направлена по касательной к ровному протяжённому участку поверхности или склону, то путь торможения может иметь длину в десятки километров, и при этом проходить на высоте в десятки метров над поверхностью, что позволит практически без затрат в нужный момент поднять на эту высоту большую массу пыли или грунта.

Недостатком такого способа является низкая эффективность передачи импульса по отношению к массе используемого рабочего тела (пыли), поскольку после столкновения с корпусом пылинки останавливаются, и по мере торможения удельный импульс рабочего тела будет снижаться.

Такой способ торможения будет эффективным только в ограниченном диапазоне скоростей, примерно от 0,2 до 2 км/с, так как при малой скорости рабочее тело даёт очень малый удельный импульс; а при очень большой будет быстро нагреваться и разрушаться рабочая поверхность.

"Поднимать пыль" в нужный момент можно разными способами. Технически проще всего заранее установить на поверхности ряд небольших автономных устройств, типа маленького экскаватора, который будет заблаговременно заготавливать необходимое количество пыли, и в момент пролёта ракеты над ним подбросит её вверх на высоту 10-100 метров с помощью механического устройства типа ленточного транспортёра или газового метательного устройства. В общем, лунный аналог земснаряда. Производительность таких устройств может быть достаточно большой, так что масса используемой пыли может в десятки-сотни раз превышать массу самих устройств на поверхности, и такая система может быть достаточно лёгкой и дешёвой, чтобы окупиться уже за 1 посадку.

Минусом такой системы является, во-первых, необходимость предварительной доставки оборудования на поверхность, но по массе стационарных устройств этот вариант один из самых экономичных; масса оборудования на поверхности может быть в несколько раз меньше массы груза, принимаемого за 1 раз, а рабочее тело (пыль) имеется в неограниченном количестве, и может использоваться многократно.

Также необходимо наличие дополнительных элементов конструкции на самой ракете (собственно парашюта), но его масса будет на порядок меньше, чем масса топлива для ракетной посадки.

И, самый большой недостаток – это невозможность таким способом снизить скорость до 0, так что на последних 200-300 м/с этот способ всё же придётся комбинировать с другими – ракетным торможением (но это потребует в 10 раз меньше топлива), либо с механическими (тросовыми) системами финиширования.

В целом, это дёшево и эффективно. Коммерческая прибыль может равняться половине стоимости всех доставляемых на Луну грузов.

 

 

7.1 Модификация варианта с пылью, но без каких-либо устройств на поверхности: почему бы ракете самой не поднимать пыль впереди себя, с помощью бортовых устройств.

Для Луны это не очень актуально, так как в данном случае проще 1 раз установить стационарную систему;  но при разовой посадке на какой-нибудь далёкий астероид или комету, неплохо было бы обойтись без предварительной доставки грузов на поверхность.

Это можно сделать разными способами, в зависимости от имеющихся бортовых энергетических ресурсов, внешних ресурсов, и скорости.

Самый простой и универсальный, но энергетически затратный способ – испарять кометный грунт с помощью лазера или другого энергетического воздействия, и тормозить в получившемся облаке пыли и газа. Энергии надо много, но по удельному импульсу будет всё же лучше ракетного двигателя.

Возможна интересная модификация, когда при движении в уже существующем разреженном облаке естественной или искусственной пыли (кометном хвосте, например), с помощью дистанционного энергетического или силового воздействия пылинки не испаряются, а собираются в нужное место, чтобы повысить их концентрацию.

Также возможна модификация, когда вместо энергетического луча используются микро снаряды, выстреливаемые с борта ракеты вперёд, которые при взрыве испаряют или поднимают грунт с поверхности.

Возможен также вариант, когда предварительное энергетическое воздействие оказывает не сам аппарат, который надо затормозить, а летящий на некотором расстоянии впереди него "лидер". В частности, это может быть отдельный модуль, привязанный к большой ракете тросом. Либо наоборот, ракета летит впереди, а парашют на длинном тросе позади неё.

Возможен и совсем экзотический вариант, когда аппарат не тормозит, а разгоняется за счёт внешних ресурсов. Но в этом случае потребуется затрата бортовых энергетических ресурсов, и, возможно, бортового запаса топлива, хотя удельный импульс может быть больше, чем при прямом использовании топлива в ракетном двигателе.

 

 

7.2 Механические (тросовые) системы торможения и ловушки.

Самый простой вариант – сбрасывать всё, что можно расфасовать в виде небольших капсул (замороженное топливо, кислород, воду и т.д.), и ловить сачком. В принципе, для скорости 2,5 км/с это возможно.

Более крупные грузы и аппараты тоже можно тормозить с помощью троса, даже при скорости 2,5 км/с и более (при прочности троса 10 ГПа, и плотности материала 3 г/см³).

При этом возможно множество вариантов: во-первых, по месту нахождения троса до использования – на борту ракеты или на поверхности. Размещение на поверхности и многократное использование троса предпочтительнее для серийного грузопотока, но для однократной посадки возможен и вариант использования бортового устройства типа якоря.

Во-вторых, есть разные способы силового взаимодействия троса с ракетой и поверхностью. Самый простой вариант – выстреливать конец троса с поверхности и цеплять за низко летящую ракету, а затем пассивно разматывать остальной трос из бухты. При этом импульс ракеты частично передаётся массе троса по мере увеличения его длины, а затем, после снижения скорости в 2-3 раза, можно дополнительно тормозить трос внешней силой. При этом точка приложения этой силы неподвижна относительно поверхности, что позволяет использовать для торможения простое стационарное устройство типа лебёдки с тормозом.

Недостатком такого способа является большая масса троса и устройств на поверхности – в несколько раз больше массы ракеты, так что он проигрывает варианту с пылью. Но можно модифицировать этот вариант таким образом, что трос имеет небольшую длину и массу, а точка приложения тормозящей силы к концу троса перемещается относительно поверхности. Это сложнее сделать, но в этом случае масса стационарных устройств может быть уменьшена.

Вариантом такого способа торможения может быть разновидность якоря, сбрасываемого с борта ракеты, конец которого тем или иным способом, контактно или дистанционно взаимодействует с грунтом на поверхности, или со специально подготовленной поверхностью (посадочной полосой, рельсом, жёлобом, неподвижным тросом и т.д.)

 

7.3 Отдельной разновидностью механических способов торможения является прямое торможение корпусом о предварительно подготовленный грунт при жёсткой посадке по касательной к поверхности. В принципе, для скорости 2,5 км/с это можно осуществить без разрушения аппарата, но потребуется очень прочный и массивный корпус, либо дополнительные затраты на подготовку поверхности. Но такие варианты тоже надо рассматривать, при определённых условиях посадка на специальную поверхность (посадочную полосу) при скорости 2-3 км/с может оказаться возможной, и менее затратной, чем другие варианты.

Более эффективным будет вариант торможения по предварительно подготовленной поверхности специальными устройствами (полозьями, шасси, магнитными катушками), что позволит снизить вес дополнительных бортовых устройств до нескольких процентов от массы ракеты; при этом потребуется строительство и подготовка специальной посадочной полосы или рельса, но в целом этот вариант может оказаться более эффективным, чем "пылевой", хотя и более затратным по массе стационарных устройств.

В целом, для серии из очень малого числа посадок (1-10) я бы предложил всё же пылевой вариант с окончательным торможением двигателем; это требует минимальной предварительной подготовки, и позволяет относительно свободно маневрировать при заходе на посадку.

Для больших серий и постоянного грузопотока лучше всё-таки построить посадочную полосу со специальным покрытием для контактного или магнитного торможения, возможно с предварительным сбросом скорости другими способами.

 

7.5 Активные электромагнитные системы торможения.

Самый дорогой при строительстве и эксплуатации вариант. При отсутствии фантазии, может потребовать колоссальных вложений в разработку и сооружение, до 12-значных цифр. Очевидно, именно по этой причине его выберут китайцы – ведь университетам надо с чего-то кормиться в течении десятилетий… и не важно, что альтернативный вариант мог быть разработан пятью студентами за месяц, и доставлен в одном чемодане.

 

 

 

8. "Лунный самолёт": спутник на низкой орбите, который может без использования топлива произвольно маневрировать: отклоняться от траектории на километры – десятки километров, при необходимости с большой точностью следуя за рельефом местности на сверх малой высоте, до метров; "нырять" вниз, менять скорость полёта вплоть до полной остановки, и даже подхватывать грузы с поверхности или на небольшой высоте над ней. Можно использовать для фотографирования поверхности с большим разрешением, взятия проб грунта, или подъёма грузов с поверхности (младший брат орбитального лифта).

На самом деле, это не один спутник, а два (или больше), связанные длинным тросом и вращающиеся вокруг общего центра масс. Понятно, что бесплатных чудес не бывает, и центр масс будет двигаться по обычной круговой орбите. (Устойчивость круговых орбит вокруг Луны – это отдельная тема, но в данном случае эту проблему можно решить).

При отношении масс 1:5 или более, массивное тело будет лететь практически по постоянной орбите, но более лёгкая часть будет описывать сложную траекторию, в виде спирали или растянутой циклоиды, в некоторые моменты приближаясь к поверхности, насколько позволяет длина троса. При этом длина троса может быть очень большой: лимитирующим фактором для такой системы будет не максимальное расстояние между компонентами, а их относительная линейная скорость. При прочности троса из углеродного волокна в 10 ГПа, скорость может достигать 2-3 км/с, что превышает скорость движения по низкой круговой орбите (1,7 км/с), так что в моменты максимального приближения к поверхности спутник может быть почти неподвижен относительно неё, или даже двигаться назад.

При этом период обращения компонент вокруг центра масс не обязательно должен быть постоянным – трос можно втягивать или вытягивать лебёдкой на более массивном спутнике, изменяя его длину, и соответственно линейную скорость и период обращения компонент, что позволит изменять амплитуду и период, получая сложные траектории.

Таким способом можно как спускать грузы на поверхность, так и поднимать с неё (почти) без затрат топлива. Для окололунной орбитальной станции такой лифт вполне реален, в отличие от Земли.

 

 

9. Локальные транспортные системы для Луны и безатмосферных планет (перемещение грузов до 1000 км и разведка поверхности).

9.1 Катапультные системы доставки: самый быстрый и экономичный способ доставить груз из точки А в точку Б, что на Земле почти невозможно из-за наличия атмосферы.

При скоростях 100-200 м/с и дальности перевозки 5-10 км можно использовать механические системы для разгона и торможения; при скорости 200-500 м/с газопоршневые (без затрат газа, который на Луне может быть относительно дорог), а при скорости 500-1500 м/с газовые пушки, и для финиширования механическую тросовую систему или сачок.

Недостатком таких систем является большое ускорение (1000-10.000 g), что исключает перевозку хрупких грузов и пассажиров.

 

9.2 Лунный вертолёт. Да-да.

Можно построить катапульту или пушку, столь длинную, что ускорение при влёте и посадке будет менее 1 g. Собственно, зачем себя ограничивать, мы можем вообще построить настолько длинную пушку, что её ствол протянется вдоль всей траектории движения от точки А к точке Б, на 1000 км, и пассажирам вовсе не придётся покидать её.

Но это дорого.

Придётся всё же немного подумать.

Привяжем к вагончику с пассажирами массивный груз (пусть отношение масс будет 1:1) на длинной резинке (по научному говоря, на упругом тросе из резины, с предельной энергией растяжения 10 кДж/кг). Собственно, сама резинка может выполнять и роль груза.

Выстрелим груз (или просто саму резинку) вверх со скоростью 200 м/с.

На Луне она бы улетела километров на 10 вверх или 20 по горизонтали, но к ней привязан вагончик с пассажирами. Тем не менее, растянувшись, резинка начнёт поднимать его, с небольшим ускорением, которое зависит от длины и других параметров резинки. Можно подобрать параметры так, что взлёт произойдёт с любым нужным нам ускорением, при этом максимальная скорость вагончика может достигать 100 м/с, время полёта до 100 секунд, максимальная высота 2-3 км, и дальность по горизонтали 5-6 км.

Собственно, можно подобрать параметры так, что полёт вагончика будет происходить на небольшой высоте, и практически горизонтально. Для этого лучше использовать несколько резинок разной длины и жёсткости, с грузами, выстреливаемыми в разных направлениях. Одна, длинная и не очень жёсткая резинка постоянно тянет вверх с почти нулевым ускорением, а вторая, более жёсткая, выстреливается почти горизонтально, и вначале полностью передаёт свой импульс грузу, разгоняя его в горизонтальном направлении, затем отстаёт от него, и потом снова тормозит его до 0 в момент посадки. Это позволит построить полностью автономный аппарат, который, безо всяких стационарных устройств на поверхности, поднимает сам себя за волосы, переносит с небольшим ускорением в нужное место, и аккуратно опускает на поверхность с нулевой скоростью.

Максимальная дальность полёта такого аппарата ограничена энергетическими параметрами резинки, и для обычной резины составит несколько километров. Разгон грузов можно осуществлять газо-поршневыми или мембранными устройствами, что позволяет получить скорость до 1 км/с. При хорошем управлении системой, грузы и тросы могут точно возвращаться к аппарату, в устройство для финиширования и повторного запуска.

Такая машина может более 90% времени находится "в воздухе", и примерно минуту лететь на небольшой высоте с горизонтальной скоростью до 100 м/с, через каждые 5 км прилуняясь на несколько секунд для передачи поверхности лишнего импульса в момент повторного запуска грузов.

Слабым местом такой машины будет ограниченная дальность одного прыжка (до 5 км), но экономичность может быть очень высокой, особенно при утилизации и повторном использовании кинетической энергии.

 

9.3 Лунный вертолёт с увеличенной дальностью полёта (тип II).

Максимальная упругая энергия, которую может накопить резинка, является лимитирующим фактором для высоты и дальности полёта. Но мы можем распределить функции накопления, передачи и преобразования кинетической энергии между несколькими отдельными устройствами таким образом, чтобы повысить общую эффективность и энерговооружённость системы в десятки-сотни раз.

Собственно, все устройства в такой системе выполняют всего 4 функции:

1) начальная подача энергии в систему – осуществляется катапультой или метательным устройством, разгоняющим груз;

2) накопление кинетической энергии – осуществляется массой груза;

3) силовая передача энергии от летящего груза к ускоряемому аппарату – осуществляется тросом посредством механической силы натяжения;

4) преобразование половины кинетической энергии в другую форму – может осуществляться по-разному, как обратимо (в упругую энергию), так и просто рассеиваться в тормозном устройстве (но тогда труднее обеспечить мягкую посадку, и дальность полёта уменьшится вдвое).

В самом первом варианте (металлический грузик на резинке), функции 3 и 4 совмещены, собственно, в резинке, которая и передаёт усилие, и обратимо запасает лишнюю энергию.

В варианте с резинкой, которая сама выполняет также и функцию грузика, она совмещает уже три функции – 2, 3 и 4, и только придание ей начальной скорости выполняется другим устройством. Это хорошо в конструктивном смысле, но плохо с точки зрения энергии, так как способность материала к накоплению упругой энергии ограничена первыми десятками кДж/кг, и является тонким местом всей системы.

Помимо этого, упругость резинки при растяжении не постоянна и трудно управляема, что усложняет расчёт параметров и не позволяет грузу двигаться равномерно или с постоянным ускорением.

Поэтому мы уберём резинку. То есть, заменим её жёстким тросом. Преимущество этого в том, что трос при равной прочности намного легче резинки, что позволяет значительно увеличить его длину, а почти всю массу сосредоточить в виде дискретного груза на его конце, что улучшает энергетические параметры и упрощает расчёт траектории и управление.

Разматываясь под действием усилия натяжения, трос с прочностью 10ГПа (при плотности материала 2,5 г/см³) может передать на расстояние механическую энергию до 4 МДж/кг, в сотни раз больше, чем резинка. Но, он не может эту энергию запасти – только передать между двумя точками. Поэтому теперь потребуется отдельное устройство, которое эту энергию принимает, преобразует в другую форму, и (желательно) обратимо запасает.

В принципе, избыточную кинетическую энергию можно и просто рассеивать в тепло, пассивно тормозя трос с определённой силой во время его движения вверх вместе с грузом. Сила торможения, приложенная к движущемуся вверх тросу, будет поднимать аппарат независимо от того, преобразуется ли совершаемая работа далее в тепло, в химическую, упругую или электромагнитную энергию.

С силовой точки зрения, вариант с пассивным торможением троса не хуже других. Но если тормозное устройство сможет прикладывать силу к тросу только пока он движется вверх, и не будет потом активно тянуть груз обратно, получая дополнительный импульс во время его добавочного ускорения вниз, то полёт продлится меньше по времени и дальности. При этом уменьшится вес бортовых устройств, но увеличится расход энергии.

В более экономичном варианте, можно при движении троса вверх тормозить его устройством, обратимо переводящим энергию в другую форму для её последующего использования, например электрическую, химическую и т.д. Тогда, после достижения равенства скоростей груза и аппарата (минимума кинетической энергии), можно за счёт запасённой энергии ещё некоторое время тянуть груз вниз с ускорением, получая дополнительный импульс. Хотя, снова разгонять груз до максимальной скорости, видимо, не следует, так как тогда появится проблема утилизации кинетической энергии при возвращении груза на поверхность или в приёмное устройство, и общий расход энергии возрастёт.  

Вероятно, самым экономичным будет вариант, когда при вытягивании троса вверх он тормозится "квазиупругим" устройством, типа обратимого электрического генератора, и высвобождаемая кинетическая энергия запасается, так же, как это было бы при использовании резинки; но потом, при втягивании троса обратно, лишь небольшая часть этой энергии снова передаётся грузу, (то есть усилие при втягивании груза обратно должно быть меньше, чем при его движении вверх). Тогда кинетическая энергия груза при его возвращении (на поверхность или аппарат) будет существенно меньше, и снимается проблема её почти мгновенной утилизации приёмным устройством (или потери при ударе о грунт).

Менее экономичным, но более простым технически, будет вариант, когда большая часть (или вся) энергия при торможении троса рассеивается механическим тормозом, но потом, при втягивании троса обратно, к нему прикладывается некоторая сила активным устройством (электродвигателем или обратимым генератором в режиме двигателя), для того, чтобы обеспечить управляемое втягивание и сматывание троса и возвращение груза в точно определённое место. При этом возвращающая сила может быть в несколько раз меньше, чем пассивная при торможении (аналог "плохой резинки" с большой диссипацией энергии).

При любом варианте, лучше иметь несколько грузов (2 или более), летящих под разными углами к горизонту, для обеспечения максимальной длительности, дальности и равномерности полёта, и мягкой посадки. Это позволит на протяжении всего полёта создавать необходимые по величине и направлению силы, и управлять движением грузов и самого аппарата.

В отличие от резинки, упругие свойства которой изначально заданы и их трудно регулировать, силу, приложенную к жёсткому тросу, можно мгновенно изменять, что позволит в любой момент создавать нужные по величине силы, и даже произвольно маневрировать в некоторых пределах.

Эти варианты различаются экономичностью (то есть степенью повторного использования энергии), и весом бортовых устройств для преобразования энергии; но максимальная дальность и время полёта у них будут сравнимыми, и определяться тем, какую начальную скорость может придать грузу бортовая катапульта. (При прочих равных условиях, дальше всех прыгнет самый лёгкий из аппаратов, то есть с наиболее простой и экономной конструкцией вспомогательных устройств, обеспечивающей их минимальный вес, хотя по расходу энергии он может быть не лучшим).

При прочности троса в 10 ГПа, и начальной скорости груза в 1 км/с, максимальная скорость аппарата может достичь 500 м/с, а дальность и высота полёта (на Луне) 50-100 км, при времени непрерывного полёта 5-7 минут. При этом ускорение (вагончика с туристами) при старте, на протяжении всего полёта и при посадке может не превышать 1 g.

 

 

9.4 Лунный вертолёт на планете Земля

На Земле есть атмосфера; где то она мешает, где то помогает, но в целом это скорее преимущество, чем недостаток.

Мы можем точно также выстрелить вверх груз со скоростью 200-300 м/с, и он достигнет высоты в несколько километров. Только теперь он не должен быть настолько тяжёлым: на Луне мы могли использовать только силы инерции и опору на грунт; на Земле есть ещё воздух.

В верхней точке, на высоте 2-3 км, раскроем лёгкий зонтик или купол, или складной/надувной ротор, и станем тянуть его лебёдкой вниз (а летательный аппарат, соответственно, вверх). Если купол достаточно большой, то скорость его движения вниз будет менее 10 м/с, а время движения 3-5 минут, что позволит улететь на несколько километров.

В качестве транспортного средства такой аппарат всё же будет не очень удобным (хотя он позволит, например, бесшумно взлетать в условиях городской застройки); но подобное устройство может иметь интересное применение в качестве части ветроэнергетической установки.

Мы можем пойти дальше, и последовательно усовершенствовать нашу машину для земных условий. Например, ротор можно сделать активным (с собственным приводом); а чтобы не передавать энергию на большое расстояние, и эффективно компенсировать момент вращения, вместо длинного троса возьмём короткую жёсткую штангу или вал… такая машина имеет множество достоинств, и только один недостаток – она уже существует. Но хорошая юридическая компания наверняка смогла бы запатентовать её.

 

 

9.5 Прыгоходы: самый эффективный тип транспорта с точки зрения экономичности и, особенно, проходимости, но до сих пор не используется из-за очень большого ускорения, заведомо смертельного для человека.

По сути, это "катапульта наоборот", которая катапультирует сама себя. При этом затраты энергии меньше, чем у обычной стационарной катапульты, за счёт повторной утилизации и использования энергии при прыжках.

Попытки создать подобный транспорт предпринимались ещё 100-120 лет назад, но для перевозки пассажиров он абсолютно непригоден. Уже для прыжка на 3 метра требуется ускорение до 10g, которое человек не переносит. Из-за этого данное направление прочно забыто, но в связи с появлением мобильных роботов и автономных транспортных устройств, а также новых материалов и технологий, о нём не мешает вспомнить.

При наличии эффективного газового амортизатора, мобильный робот мог бы совершать прыжки с начальной скоростью 200-300 м/с, что для Луны даст дальность прыжка 20-30 километров при высоте подъёма 10-15 км. Правда, при длине штока амортизатора в 1м, ускорение при прыжках превысит 1000g, но это не запредельно много. Для перевозки грузов этот транспорт не очень удобен, но для разведки практически безальтернативен.

На Земле прыгающие мобильные роботы могли бы прыгать на 1-2 км; а при последующем планировании по принципу кузнечика, до 10 км, что ставит их вне конкуренции с большинством существующих аппаратов, особенно в труднопроходимой и горной местности. С военной точки зрения, такие машины могут иметь исключительное сочетание эффективности и трудноуязвимости для существующих средств обнаружения и перехвата.

 

 

9.6 Лунный вертолёт с бесконечной дальностью полёта (тип III).

Во всех предыдущих вариантах машина должна была периодически садиться на грунт, чтобы опираться на него в тот момент, когда подбрасывает вверх груз, передавая ему импульс, достаточный для последующего полёта всей системы в течении десятков или сотен секунд.

Но теперь у нас есть прыгуны – по сути, грузы, способные подбрасывать себя сами. Они, конечно, должны в этот момент опираться на грунт, но самой машине больше не требуется касаться грунта, никогда.

Возьмём вагончик, весом 800 кг, и прицепим к нему длинными тросами два прыгохода весом по 100 кг, способных подпрыгивать на лунном грунте с начальной скоростью 100 м/с, и при каждом следующем прыжке повторно утилизировать 90% своей кинетической энергии с помощью газового амортизатора.

Пусть для удержания веса машины при её равномерном движении на заданной высоте в любой момент времени используется только один груз; (второй в это время "отдыхает" на грунте или летит по инерции, без тянущего усилия, приложенного к тросу).

Тогда "рабочий" груз будет испытывать направленное вниз ускорение 10*Л ≈ 20 м/с², (где Л – ускорение свободного падения на Луне).

При начальной скорости 100 м/с, груз имеет удельную кинетическую энергию 5 кДж/кг, и при массе 100 кг начальную энергию 500 кДж, придаваемую ему активным газовым амортизатором. При этом, безвозвратно теряется только 10% этой энергии, то есть 50 кДж за 1 цикл использования груза.

При свободном полёте груз летел бы вверх более 50 секунд, но при ускорении 20 м/с², полёт вверх и вниз займёт 5+5 = 10 секунд, и высота подъёма составит всего 250 метров (соответственно, потребуется трос такой длины).

За эти 10 секунд затрачивается энергия 50 кДж, т.е. расходуемая машиной в полёте мощность составляет 5 кВт. При общей массе в тонну.

5 Вт/кг массы машины, верьте своим глазам.

Мы здесь считаем, что сначала, при торможении груза и вытягивании троса, энергия без потерь накапливается приводом лебёдки, потом снова сообщается грузу при его ускорении в низ, и потом частично (на 90%) утилизируется и повторно используется активным амортизатором при ударе о грунт и новом прыжке.

Даже в том случае, если торможение троса осуществляется полностью пассивно (то есть с безвозвратным рассеиванием энергии в тепло), и общий расход энергии на 1 цикл возрастёт в 10 раз, то есть до 500 кДж/цикл, потребляемая мощность в полёте составит всего 50 Вт/кг веса машины, что всё ещё на порядок меньше, чем у летательных аппаратов с воздушными винтами в земной атмосфере.

Отчасти такое малое энергопотребление объясняется меньшей гравитацией, но, помимо этого, сам принцип передвижения в какой-то мере ближе к шагающим машинам, нежели к летающим, и поэтому экономичнее.

В наиболее экономичном варианте, то есть при расходуемой мощности порядка 10 Вт/кг веса машины в полёте, высоте полета до 100 м и скорости горизонтального перемещения 50-70 м/с, такой аппарат сможет лететь на одной зарядке аккумулятора до 10 часов, и пролетит 2-3 тысячи километров.

Если увеличить начальную скорость грузов (прыгунов) до 200-300 м/с, то горизонтальная скорость полёта тоже возрастёт в 2-3 раза. Время одного цикла увеличится до 20-30 секунд, а высота полёта до 500-1000 м.

При этом кинетическая энергия грузов, и соответственно расход энергии на 1 цикл, возрастут в 5-10 раз, пропорционально квадрату скорости; но расход энергии в единицу времени увеличится только в 2-3 раза (пропорционально скорости в 1 степени). Соответственно, такой аппарат сможет на одной зарядке аккумулятора пролететь те же 2-3 тысячи километров, но за 3-5 часов.

 

На Земле использование таких машин тоже возможно, и они могут занять нишу сверхтяжёлых вертолётов для ряда применений в транспорте и строительстве. У них не только на порядок ниже энергопотребление в полёте, чем у машин с воздушными винтами; важно также то, что удельное энергопотребление на единицу массы вообще не зависит от массы машины. Совсем не зависит. Не входит в выражение. 1000 тонн, 10 тысяч, тоннаж океанского сухогруза или танкера – фактически предела нет, выдержала бы поверхность опоры, (площадь которой можно увеличить, а нагрузку равномерно распределить по времени, так что "опираться" можно даже на водную поверхность, при желании). Это один из реальных вариантов океанского корабля, который при необходимости сможет пересечь континент, с гораздо меньшими разрушениями, чем при использовании воздушной подушки, меньшим энергопотреблением и шумом. Для опоры на грунт ему потребуется цепочка относительно небольших площадок с расстоянием несколько сотен метров между ними, примерно как для очень длинноногой шагающей машины, но корпус при этом может находиться на высоте метров 500, так что такая машина сможет пересекать леса, водоёмы и холмы среднего размера, не касаясь их.

Грустно признавать, но военное применение тоже возможно.

 

 

9.7 Катапультный лифт (дедушка орбитального лифта).

От автономных аппаратов вернёмся снова к стационарной катапульте. Как бы нам кого-нибудь всё-таки запустить из пушки, несмотря на 10000g…

Наверняка такая идея когда-то высказывалась. Над ней даже смеялись сатирики 18-19 века, и хотя сам первоисточник до нас не дошёл, он явно был.

Суть в том, что мы не можем выстрелить из пушки человека. Но если сначала выстрелить массивным ядром, а потом привязать к нему верёвочку – либо достаточно длинную и эластичную (вариант 1), либо разматываемую с лебёдки с тормозом (вариант 2); а к этой лебёдке второй груз, или даже пассажира – то этот второй груз может разгоняться с очень умеренным ускорением, которое определяется параметрами лебёдки и троса, и может быть задано практически произвольно. Ограничением здесь является только прочность материала троса, которая должна быть пропорциональна квадрату скорости, до которой мы хотим разогнаться.

Вариант с резинкой не позволяет достичь больших скоростей, но зато КПД в этом случае близок к 100%, и даже можно разогнаться до скорости, большей, чем начальная скорость балластного груза, и обогнать его. При начальной скорости балластного груза до 100 м/с, этот вариант даст намного лучший результат, чем вариант с жёстким тросом.

При больших скоростях резинка уже не может утилизировать столько кинетической энергии, и надо использовать жёсткий трос, который позволит разогнаться до 1-2 км/с. (Для автономного аппарата мы также рассматривали возможность утилизации запаса кинетической энергии и в этом случае, но для разового запуска это не эффективно).

Современная ценность такой разработки, по сравнению с ракетами, вообще-то довольно спорна; на орбиту так груз не вывести, реальный предел скорости примерно 1-1,5 км/с, максимальная высота подъёма 50-100 км. При этом, возникнет масса проблем, начиная от сопротивления воздуха (то ли дело на Луне). В принципе, все проблемы можно решить, и поднимать так туристов на их любимую высоту 83 км, но реальная стоимость такого запуска, с учётом всех дополнительных мероприятий, будет не ниже ракетного, а практической пользы от этого немного.

Но возможны и вполне коммерческие варианты использования.

 

9.7.1 Самая лучшая в мире катапульта для беспилотников

Для запуска лёгких БПЛА самолётного типа можно использовать стационарную катапульту, базирующуюся на автомобиле. Это эффективно, но требует наличия громоздкого специального оборудования, и времени на подготовку. Поскольку допустимое ускорение невелико, то катапульту приходится делать большой, а начальная скорость самолёта всё равно остаётся меньше, чем хотелось бы.

Альтернативный вариант – пороховой ускоритель, который позволяет запустить одиночный БПЛА в чистом поле, без всякого оборудования; но недостатком является расход зарядов для этих ускорителей, что снижает число повторных запусков и сильно увеличивает их цену.

Но теперь у нас есть третья альтернатива: запуск на резинке.

Выстрелим из небольшой пушки стационарного гранатомёта массивным ядром, к которому привязана длинная резинка, зацепленная за нос самолёта. Она его потянет, плавно поднимет в воздух и разгонит до скорости ядра или даже больше. Предел для такой системы 100-150 м/с, но больше и не нужно, обычно требуется до 50 м/с.

В простейшем случае, ядро и резинка просто упадут поблизости. Если очень заморачиваться, или лень ходить за ядром; или резинка такая нежная и чистая, что не должна касаться земли; или запуск осуществляется с борта корабля, самолёта и т.п. – можно предусмотреть более продвинутые варианты, с управляемым возвращением груза точно в нужную точку, сматыванием троса в полёте и т.д.

Если вместо резинки взять жёсткий трос, а внутри снаряда разместить лебёдку с активным приводом, то можно разогнаться и до сверхзвуковых скоростей, хотя для такого случая всё-таки проще использовать ракеты.

При этом, масса запускаемых аппаратов не ограничена, так что можно запускать таким способом и вполне взрослые крылатые ракеты, самолёты палубного базирования (и ловить их потом), десантников на планерах и без…

Возможны и мирные применения: так можно забрасывать пожарников в окна горящих зданий, а менеджеров, наоборот, эвакуировать из них, или даже катапультировать на несколько километров, за 1-2 минуты доставляя из офиса домой или в ближайшее кафе во время обеденного перерыва...

 

9.7.2 Будущее Великих Васюков

Если очень постараться (в смысле вложения достаточного количества денег), то можно наладить целую сеть постоянно действующего городского воздушного транспорта, "как в пятом элементе", причём без каких-то фантастических двигателей, шума и дорогостоящих летательных аппаратов. По сути, это будет вариант канатной дороги без опор (точнее с опорой на воздух, или даже на одну только силу инерции). Каждый офисный служащий имеет под пиджаком крючочек для подцепления к городской транспортной системе; нажал кнопку на пуговице – и вперёд, подцепился к тросу, и лети. Цена разработки и сложность управления наземной частью такой системы будут немалыми, но экономия на автотранспорте больше. При этом расход энергии на одного пассажира будет примерно в 100 раз меньше, чем при автомобильной перевозке, а время перевозки меньше в 10 раз. Будущее Великих Васюков за воздушным и канатным транспортом…

В более дешёвом варианте, таким способом можно развёртывать и поддерживать в воздухе временные мобильные кабельные линии и коммуникации, например для подключения и энергоснабжения наземного электротранспорта, как альтернатива электромобилям с огромными и дорогими аккумуляторами. Хотя, если вернуться на Землю, то всё это, вообще-то, лучше всё-таки делать с использованием опоры на воздух.

 

 

9.7.3 Караваны ракет…

Возможен интересный вариант, если трос прицепить к ракете. В этом случае лебёдка и какие-то другие устройства не нужны, первая ракета просто тянет вторую на коротком куске троса. Казалось бы, в чём смысл, но он есть: например, так можно запустить сразу очень много крылатых ракет или реактивных снарядов, без катапульт, направляющих, стартовых ускорителей и т.п. Первую ракету надо всё таки как-то поднять в воздух, но дальше они по цепочке поднимут друг друга и разгонят до крейсерской скорости. Причём, если тросы не отцеплять сразу, то достаточно управлять в полёте только первой из них, а остальная цепочка будет следовать за ней.

Помимо экономии в стоимости такого роя по сравнению с таким же количеством автономных ракет за счёт упрощения индивидуальных систем управления, можно увеличить и дальность полёта части роя за счёт остальных. Правда, с аэродинамикой у такого связанного роя будут проблемы, и в целом экономичность полёта снизится. Зато появится возможность совершать быстрые манёвры с большими кратковременными ускорениями без использования топлива или крыльев, даже в безвоздушном пространстве, что может сильно осложнить перехват таких целей.

В частности, можно к одиночной ракете или беспилотнику прицепить на тросе балластный груз (в том числе снабжённый собственным двигателем и крыльями) для совершения быстрых инерционных манёвров, что позволит эффективно уклоняться от ракет и даже пуль, и может сделать такую цель трудноуязвимой для перехвата. Собственно, это будет какой-то аналог лунного самолёта, только очень маленький.

 

 

 

9.7.4 Ещё лучшая катапульта для беспилотников (вообще без всего)

Если у вас нет пушки и ядра, чтобы привязать к ним резинку, то запустить аппарат весом до 5 кг можно и голыми руками. Для этого надо резиновый шнур длиной 10 метров, и 2 солдата: ефрейтор Петров держит самолёт в руках, а рядового Иванова привязывает к резинке, и даёт команду бегом. Когда тот отбежит настолько, что резинка натянется, отпускает БЛА. Идеально было бы, конечно, чтобы рядовой Иванов двигался под углом вверх, или хотя бы влез на дерево. Или, можно сначала прикрепить конец резинки (без Иванова) к верхушке дерева или столба, и пятиться вдвоём до тех пор, пока сила растяжения резинки не станет достаточной для запуска.

Возможны более гуманные, и грузоподъёмные, варианты: трос можно привязать к едущему автомобилю, или скоростной лебёдке; в качестве лебёдки может использоваться вращающееся колесо автомобиля, блок, привязанный к едущему автомобилю, и т.д. При минимуме фантазии, можно запустить предмет весом до 1 тонны со скоростью 50 м/с.

 

 

9.8 Лунный вертолёт IV типа (с круговым движением груза).

До сих пор мы рассматривали передачу импульса от балластного груза ускоряемому аппарату в основном вдоль самого вектора импульса: либо при растяжении резинки, либо вдоль троса при его вытягивании с очень значительным изменением длины. Это самый прямой и быстрый способ передать импульс от одного тела другому, но не единственный. Минус такой схемы в том, что во время обмена импульсом кинетическая энергия системы значительно изменяется, и избыток этой энергии либо должен где-то временно накапливаться в другой форме, что требует наличия массивных вспомогательных устройств, либо рассеиваться в тепло, что тоже требует специальных устройств, хотя и меньшей массы.

То есть, ранее рассмотренная схема оптимальна с силовой точки зрения, но плоха с энергетической.

 

Возьмём теперь 2 тела равной массы, и соединим их жёстким тросом, причём они сразу будут находится на максимальном расстоянии друг от друга, то есть трос сразу растянут на всю длину и жестко прикреплён к обоим телам. Пусть вначале оба тела лежат на горизонтальной плоскости.

Посередине троса прицепим жёлтый флажок, обозначив центр масс.

Придадим одному грузу толчком импульс, направленный перпендикулярно тросу; собственно, подбросим его вверх. Мы знаем, что это можно сделать либо с помощью стационарной пушки или катапульты, со скоростью более 1 км/с, (либо груз может подпрыгнуть "сам", но тогда скорость будет на порядок меньше).

Общий импульс системы будет вначале сосредоточен в первом грузе, и центр масс (жёлтый флажок) станет подниматься вертикально вверх, со скоростью в половину начальной скорости первого груза (если пренебрегать массой троса). Если не рассматривать пока внешние силы, то движение жёлтого флажка всегда будет равномерным и прямолинейным, с постоянной скоростью. Грузы же начнут тянуть друг друга вдоль троса, антисимметрично изменяя как (поначалу) только горизонтальную составляющую скорости, так и, далее, вертикальную, испытывая, таким образом, центростремительное ускорение, и через него обмениваясь импульсом. То есть, будут равномерно вращаться вокруг общего центра масс с половиной начальной линейной скорости первого груза. Причём, через 1/2 оборота они полностью обменяются импульсом, так что первый груз остановится, а второй приобретёт максимальную скорость. Если теперь просто отцепить первый груз вместе с тросом, то он останется на месте (можно так подобрать соотношение масс, что и трос тоже останется почти неподвижен), а второй продолжит полёт с максимальной начальной скоростью, и (почти) всей первоначальной кинетической энергией).

С силовой точки зрения, вариант с круговым движением хуже рассмотренного вначале прямолинейного: при той же линейной скорости и длине троса, ускорение в 4 раза больше, и непостоянно по направлению, а время полного обмена импульсом больше втрое. Но зато, нет потерь кинетической энергией, так как она вообще не изменяется, и нет устройств для сматывания-разматывания троса, так как он всегда натянут во всю длину. С точки зрения сохранения энергии, эта система идеальна.

Для пассажиров более комфортным будет линейный вариант; но для достижения максимальной скорости более эффективен круговой, так как он позволяет максимально использовать прочность троса. При прочности 10ГПа можно разогнать второй груз до 2-2,5 км/с, и не только вывести его на орбиту вокруг Луны, но и отправить на Землю. Это уже вполне взрослый племянник орбитального лифта.

По сути, только что мы рассмотрели старт лунного самолёта;

 

Если же говорить про машины для длительного горизонтального полёта на небольших высотах и скоростях ("вертолёты"), то для них тоже можно эффективно применить "прыгунов" с круговыми движениями на жёстких тросах постоянной длины, только их должно быть чётное количество, не менее 4, и они попарно должны, синхронно и антисимметрично, прыгать навстречу друг другу с противоположных сторон от курса движения машины. Подъёмная сила грузов, при той же скорости и массе, будет вдвое меньше, чем при прямолинейном движении вверх-вниз, но зато никаких потерь энергии во время полёта грузов (только при их контакте с грунтом), и масса бортовых устройств равна 0.

 

На Земле такую машину тоже можно построить, хотя эффективность будет снижена из-за аэродинамического сопротивления воздуха. Тем не менее, она сохраняет все ранее перечисленные преимущества в пункте 9.6: большую грузоподъёмность, экономичность и проходимость. В условиях Земной атмосферы можно реализовать и более экзотические гибридные варианты с планерами, вертолётами и шагающими машинами, но это сильно выходит за рамки нашего рассмотрения.

 

 

 

 

 

…Пожалуй, пора заканчивать эту главу.

Здесь мы в основном рассматривали низкоскоростные кинетически-инерционные системы, в которых передача энергии и взаимодействие между компонентами осуществляется механически посредством тросов. Для таких систем предельная скорость определяется прочностью имеющихся материалов, и не превышает 2-3 км/с.

 

Возможны системы передачи движения за счёт использования кинетической энергии внешних тел и при много больших скоростях, десятки км/с и более, но их мы рассмотрим в следующих разделах.

 

 

 

 

 

 

 

 

Глава III. Двигательные системы для освоения планет Солнечной системы, удельный импульс 20-50 км/с. Термокинетические, газокинетические, плазмо-магнитокинетические.

 

 

 

1. Как попасть в монетку.

 

Как уже можно было догадаться, я сторонник использования "искусственных внешних ресурсов" – то есть подачи энергии и/или вещества извне, без необходимости хранения всего этого в ракете. Причина очевидна: вне ракеты можно хранить бесконечное количество вещества и энергии, притом без привлечения таких фантастических вещей, как антивещество, ядерные изомеры, кристаллы из замороженных атомов и т.п.

Сравните эффективность и стоимость троллейбуса, и аккумуляторного электромобиля. Везде, где только можно, использование подачи энергии извне приносит прибыль, по сравнению с автономным хранением.

Для ракет и дальних межпланетных/межзвёздных перелётов это тем более необходимо, поскольку внутри ракеты много ресурсов не запасёшь, и если лететь далеко и долго – то рано или поздно кончится любой запас, будь это даже антивещество. Поэтому, насколько возможно, прежде всего надо использовать возможности внешних ресурсов, а автономные способы передвижения оставлять для тех ситуаций, где иначе уже никак не обойтись.

Конечно, при разведке и первых посадках на далёкие планеты автономные аппараты необходимы, но для массовой и регулярной перевозки грузов лучше всё-таки использовать что-то более цивилизованное.

Причём, оказывается, что, при одном и том же уровне техники, внешние ресурсы могут иметь много большую концентрацию энергии, чем автономно хранимые: для лучших видов (известного мне) ракетного топлива предел 5-6 км/с, а для подаваемого извне светового луча – 300 000… Но мы пока рассмотрим более дешевые варианты, с удельным импульсом (по отношению к всему используемому веществу) 20-30 км/с; хотя по отношению к массе топлива, расходуемого самой ракетой, эта цифра может быть намного больше – вплоть до бесконечности, если расход собственной массы равен 0.

 

Самый простой способ придать телу (допустим, ракете) импульс – передать ему импульс от другого тела, у которого он уже есть.

Но здесь возникает сразу три вопроса: 1) где взять это второе тело, а точнее, как его разогнать до нужной скорости, и откуда брать энергию на это; 2) как, собственно попасть (притом что расстояние может быть весьма немалым); 3) и, наконец, как обменяться импульсом, когда попали (есть ещё и 4, и 5… но об этом чуть позже).

Мы сразу начнём со второго вопроса, игнорируя первый ("кто-нибудь потом придумает, как это сделать"). Собственно, способы разогнать микро снаряд до 20 км/с существуют, и вопрос только в достаточной эффективности пушки, чтобы обеспечить требуемую скорострельность при минимальной массе, поскольку всё это придётся размещать как минимум в стратосфере, а лучше на орбите, ещё лучше сразу на геостационарной, или даже на Луне.

 

Будем оптимистично считать, что у нас уже есть пушка, которая способна выпускать снаряды весом в 1 грамм со скоростью не меньше 20 км/с. Для очень дальних полётов потребуются скорости побольше, но мы покажем альтернативные способы их достижения, вообще без пушки, так что 20 км/с нам пока хватит, остановимся на этом, (хотя 30 км/с всё же лучше). Для достижения ближайших планет солнечной системы ракете надо придать дополнительную скорость порядка 15 км/с, так что использовать носители кинетической энергии с очень большими скоростями нет необходимости.

При этом, какой бы ни была скорость носителей кинетической энергии и импульса, и для любых способов обмена этой энергией и импульсом с другими телами, всё многообразие возможных вариантов сводится к двум основным альтернативам:

1) для передачи импульса ракете используются только сами внешние тела, являющиеся носителями этого импульса, а внутренние ресурсы (топливо) вообще не расходуются;

2) или внешние тела (точнее, в данном случае это может быть внешний источник энергии в любой форме, например излучение) передают ракете главным образом энергию, а дополнительный импульс почти полностью получается за счёт использования внутреннего запаса массы; при этом топливо расходуется, но благодаря дополнительной внешней энергии удельный импульс может быть очень большим.

Обе эти возможности могут быть эффективны в определённых условиях, или комбинироваться определённым образом, так что надо рассмотреть оба варианта.

 

Но, прежде чем рассматривать способы передачи импульса и энергии между первичным носителем и целевым объектом, всё же вернёмся к техническому вопросу – как, собственно, попасть, этим первичным носителем энергии, в целевое устройство, которое может быть очень небольшим (сопло двигателя, или ещё меньшая по размеру мишень).

Я полагаю, что если будет пушка, способная выпускать микро снаряды с нужной скоростью, то попасть можно куда угодно, и на любом расстоянии, с точностью до сантиметров или даже меньше, если это будет необходимо. Для этого, правда, потребуется заранее развернуть вдоль предполагаемой трассы разгона корабля цепочку устройств для точной корректировки траекторий микроснарядов.

Собственно, именно возможность точной корректировки траектории в промежуточных точках определяет мой выбор в качестве носителя энергии именно материальных тел, а не излучения или потока частиц.

 

Излучение (например, лазерное) проще получить; оно на порядки быстрее достигает цели на любом расстоянии, и нет необходимости в каких-либо баллистических расчётах траектории; но им практически невозможно управлять в промежуточных точках, и на больших расстояниях пучок любых лучей или частиц неизбежно рассеится, что ставит довольно близкий предел для дальности передачи энергии. При размере фокусирующего зеркала лазерного источника в 10 метров, нельзя получить остроту направленности луча более 10⁷, что на расстоянии 1 млн км даст пятно диаметром 100м, и это реальный предел того, на какое расстояние можно передать энергию небольшому движущемуся аппарату с фокусирующим зеркалом диаметром в десятки метров. Для манёвров в околоземном пространстве, до расстояния примерно 100 тысяч километров, лазерный луч является идеальным посредником для передачи энергии; но вне этих пределов, он не пригоден, и нет возможности улучшить эти параметры хотя бы на порядок.

Конечно, если нам надо что-то разогнать для запуска в межпланетное пространство, то это вполне можно сделать в пределах 100.000 км от Земли, и лазерный луч отлично справится с задачей передачи энергии для этой цели. Но за пределами этого небольшого расстояния от лазерной станции мы ничего передать уже не сможем. Слишком короткая палка окажется в наших руках, и если для одной задачи – вывода на траекторию межпланетного запуска – она подходит хорошо, то для маневрирования вдали от источника излучения, посадок на планеты, и тем более для полётов за пределы Солнечной системы, у нас по прежнему не будет ничего, кроме автономных запасов топлива.

Материальный снаряд, возможно, сложнее разогнать, но зато он обладает одним полезным свойством: он не рассеивается в пространстве, даже на бесконечном расстоянии. Если его траекторию контролировать, то он попадёт в цель целиком, а не на 1%, например.

Пусть у нас есть пушка, способная выпустить снаряд весом в 1 грамм со скоростью 20 км/с, причём исходная погрешность направления полёта составляет 10^-5 радиана. Это значит, что на расстоянии 100 км снаряды могут отклониться от траектории до 1 м. (я полагаю, что для электромагнитной пушки можно получить намного более высокую точность).

Будем пока рассматривать движение вне сильных гравитационных полей, то есть по прямой. В гравитационном поле Земли мало что изменится, за исключением того, что корректирующие станции надо будет располагать не по прямой, а вдоль определённой кривой, и появится зависимость погрешности траектории также от продольной погрешности скорости.

На расстоянии 100 км от пушки разместим первую измерительно-корректирующую станцию. Звучит очень основательно, но на самом деле это должно быть устройство общим весом не более 1 кг, так как таких станций потребуется много, их придётся доставлять на высокие орбиты, и это дорого.

Корректирующая станция может представлять собой тонкий лёгкий обруч диаметром 2 м, на котором размещены 3 или 4 лазерных дальномера, и один или несколько более мощных эффекторных лазеров.

Здесь есть разные варианты: лучше всего, если одни и те же лазеры могут использоваться и как измерительные, и как эффекторные. Ещё лучше, если это вообще будет один лазер, дающий несколько импульсов в разных направлениях, с помощью активных диэлектрических зеркал или другой активной оптики. В этом случае, вес всего оборудования может быть снижен до сотен граммов, и в свёрнутом виде такая станция поместится в банку для газировки.

Время пролёта микроснаряда через измерительно-корректирующую систему будет порядка десятков микросекунд, что более чем достаточно, чтобы многократно измерить его координаты и осуществить необходимые корректирующие воздействия.

Точность определения координат может быть очень грубой, до сантиметров, что в принципе позволяет использовать менее точные измерители, чем лазерные, но в этом нет необходимости. Измерять скорость снаряда вообще не требуется, только фактическое отклонение от траектории.

Само корректирующее воздействие на снаряд осуществляется за счёт сублимации материала покрытия боковой поверхности при нагреве лазерным импульсом, и здесь нет сложностей, кроме, быть может, обеспечения устойчивости положения снаряда при боковых толчках и несимметричной потере массы. Если цилиндрический снаряд будет вращаться, то можно нанести на него маркеры, позволяющие отслеживать угол поворота, и равномерно распределять воздействия по всей боковой поверхности. Альтернативой может являться сферический снаряд, которому вообще безразлично, в каком он положении.

Величина однократной корректировки поперечной скорости зависит от отклонения, и максимально (для первых 1-2 колец) может составлять порядка 10-20 см/с. После 1-2 корректировок (если делать их аккуратно) погрешность скорости должна уменьшиться в 10-100 раз, то есть до 1 см/с, а после прохождения 3-4 корректировочных колец она уменьшится до границы статистического шума, вызванного погрешностью положения самих колец, неучтённым влиянием силовых полей, солнечного света и т.д.

Первые 1-2 кольца должны располагаться достаточно близко друг к другу и к пушке, с интервалом менее 100 км, но потом погрешность направления уменьшится на 1-2 порядка, и расстояние между следующими кольцами можно будет увеличить до 1000 км и более.

Величина корректировок скорости снаряда для первых двух колец составит порядка 10 см/с, для третьего и последующих менее 1 см/с, т.е. 2-3 микрограмма сублимируемого вещества на одну корректировку, что позволит осуществлять корректировку десятки тысяч раз, и при расстоянии между кольцами 1000 км, такая цепочка может достать до Марса. (или ещё дальше, так как в межпланетном пространстве интенсивность возмущений траектории снаряда будет небольшой, и расстояние между корректировками траектории можно увеличить). При этом масса всей системы составит всего несколько тонн, при пропускной способности до 10 кг снарядов в секунду.

 

Надо учитывать один момент, связанный с отдачей, получаемой самими корректировочными кольцами при воздействии на снаряд.

Лазерный луч, направляемый на снаряд, никакого заметного импульса не несёт; но газы, истекающие с поверхности снаряда при сублимации, будут частично (примерно на 1%) попадать на конструкции самого кольца, и передавать ему несимметричный импульс, небольшой, но всё же заметный.

Если при каждой корректировке скорости с поверхности снаряда испаряется 3 мкг вещества со скоростью 3 км/с, и 1% этого газа далее передаёт кольцу не скомпенсированный радиальный импульс, то после пролёта 1000 снарядов кольцу может быть передан импульс 30 мкг газа, что придаст кольцу дополнительную радиальную скорость до 1 мм/с. Это не много, но если эту величину не контролировать, то за минуту наберётся погрешность дрейфа больше метра. В любом случае, корректировочное кольцо должно иметь средства для точного позиционирования и микро корректировок собственного положения и скорости.

С другой стороны, добавочным импульсом, получаемым кольцом при отдаче, можно управлять. Если на самом кольце разместить по кругу маленькие регулировочные плоскости, размером с крыло бабочки, то регулируя их положение можно произвольно изменять силы, действующие на кольцо при истечении газов из его центра. Таким образом можно не только компенсировать силу отдачи, но и маневрировать в некоторых пределах, точно регулируя взаимное расположение колец в цепочке вообще без использования собственных микродвигателей, точнее используя всё кольцо как сопло двигателя, а сублимацию вещества с пролетающих микро снарядов в качестве топлива. При этом частично отпадает необходимость во внешних устройствах для измерения смещения колец относительно траектории, так как сами снаряды несут информацию об этом смещении, хотя и с некоторым дополнительным шумом, который может быть подавлен статистическими методами для извлечения точных координат самого кольца.

 

Поскольку мы пока не планируем межзвёздные перелёты – нам бы до Марса добраться – то настолько длинная цепочка корректировочных станций пока не нужна. Чтобы разгонять космические аппараты в пределах 20-30 тысяч километров от Земли, достаточно будет всего нескольких десятков корректировочных станций, которые перед запуском поместятся в одном достаточно большом чемодане.

Правда, в гравитационном поле Земли всё несколько сложнее, чем в идеальном сферическом вакууме, который мы рассматривали до сих пор.

Во-первых, снаряды при скорости 20-30 км/с будут лететь явно не по прямой, а по более или менее искривлённой ветви гиперболы. Соответственно, вдоль этой траектории должны находиться корректировочные станции.

Во-вторых, они вообще не смогут там находится, в смысле висеть неподвижно неограниченно долго, а сами должны двигаться по эллиптическим траекториям вокруг Земли. В результате, мы конечно можем в какой-то момент времени идеально выстроить все станции вдоль любой нужной кривой; но через некоторое время они уйдут с неё.

Есть разные варианты, как можно удерживать корректировочные станции на нужной кривой достаточно долго, или даже бесконечно.

На достаточно большом удалении от Земли, или в межпланетном пространстве, где ускорение свободного падения не превышает нескольких сантиметров в секунду (точнее, разность приливных ускорений между разными станциями), можно прямо динамически удерживать их на нужных местах. Это, правда, требует затрат топлива; но во время работы корректировочных станций, когда есть отдача от снарядов, это не требует затрат топлива, мы уже этот момент поясняли. Ускорение, получаемое кольцом от отдачи газов, может достигать нескольких мм/с, а при необходимости его можно специально увеличить на 1-2 порядка, так что корректировочные станции могут использовать этот ресурс для значительной корректировки и изменения положения со временем.

Но на расстояниях менее 100 тыс.км от Земли этот способ не сработает, так как ускорения слишком большие, и для такого маневрирования потребуется очень много топлива.

Здесь остаётся только 1 вариант – все станции должны двигаться по орбитам с одинаковым периодом, но разными эксцентриситетами (и возможно ориентацией осей). Тогда 1 или 2 раза за период все они будут выстраиваться точно вдоль любой нужной нам кривой. До и после этого момента они в течении некоторого времени тоже будут находится вдоль почти такой же кривой, но она будет поворачиваться и плавно изменять свою кривизну.

Даже для низких орбит, в интервале высот до 1000 км, можно подобрать такую конфигурацию синхронных орбит, чтобы, допустим, 1 раз в 2 часа все станции занимали нужное взаимное положение, и сохраняли его в течении нескольких минут. При этом допустимо плавное изменение как направления, так и кривизны траектории, проходящей через станции, так как мы можем выпускать снаряды с разной начальной скоростью (соответственно вдоль траекторий с разной кривизной), а сам разгоняемый аппарат может двигаться под некоторым углом к ним, так что точка пересечения траекторий снарядов и аппарата будет постоянно смещаться вдоль траектории разгона аппарата, а сами траектории снарядов будут при этом постепенно поворачиваться по мере изменения взаимного расположения пушки и цепочки корректировочных станций.

Я полагаю, что даже в таких условиях без затрат топлива можно добиться того, чтобы приемлемое расположение корректировочных станций сохранялось в течении нескольких минут вдоль отрезка (контролируемо изменяемой) кривой длиной порядка 1000 км, что достаточно для разгона беспилотного аппарата до 15 км/с и более.

Если разместить пушку и корректировочные станции на более высоких орбитах, с периодом обращения 24 часа и апогеем 40-70 тыс. км, то соответственно и время их нахождения на нужной траектории можно будет увеличить на порядок. Это позволит создать в пределах ближнего околоземного пространства одну или несколько траекторий разгона длиной до 20-30 тысяч километров и временем стабильности десятки минут, конфигурация которых будет ежедневно точно повторяться над одним и тем же регионом Земли. Это позволит запускать пилотируемые аппараты.

Также, можно разместить станции на орбитах с равным периодом и разным эксцентриситетом, при этом лежащих в разных плоскостях. Тогда траектория движения снарядов может "протыкать" эти плоскости почти перпендикулярно им, и возможно, что такая конфигурация будет сохраняться дольше, чем при размещении на орбитах в одной плоскости.

В общем, очень хорошая задача для компьютерного моделирования.

 

Задачу удержания корректировочных станций на траектории движения снаряда можно радикально упростить, если число станций будет не более 3х. Через 3 точки всегда можно провести прямую гиперболу с изменяемой кривизной, при условии, что мы можем произвольно менять начальную скорость и направление полёта снаряда. Тогда подходящая конфигурация расположения станций будет сохраняться очень долго.

Правда, 3 промежуточных точки контроля это мало; но можно использовать более гибкий гибридный вариант, когда непосредственно вблизи пушки находятся 1-2 первых кольца, ещё 2-3 промежуточных где-то посередине траектории, и ещё 1 или 2 привязаны, на длинном тросе, непосредственно к разгоняемому аппарату. Здесь, правда, потребуется большая точность корректировок скорости снаряда.

Зато в межпланетном пространстве, при отсутствии значительных приливных сил, можно практически бесконечно сохранять произвольные конфигурации взаимного расположения тысяч объектов на расстояниях в миллионы километров друг от друга.

 

Есть ещё одна очень хорошая возможность очень сильно увеличить время нахождения корректировочных колец на любой заданной кривой с точностью менее 1 мм.

Но для этого надо вспомнить, что нам, на самом деле, не надо, чтобы центры масс корректировочных станций постоянно находились в точно определённом месте. Нас интересует только положение конкретно центра корректировочного кольца. А центр масс пусть гуляет где хочет, хоть за 100 километров. "Но ведь это одно и тоже" – скажет тот, кто не читал про лунный самолёт, из II главы данного опуса. Но мы читали, вспомнили, и теперь знаем, как это сделать. (Вот так, даже не знаешь заранее, где что понадобится. Это называется "синергия технических идей"). В данном случае потребуется не менее 3 балластных грузов, но скорость вращения может быть небольшой.

Теперь мы можем размещать станции где хотим, в пределах сотен километров от их собственных центров масс, и произвольно перемещать в этих пределах без затрат топлива; правда, сами центры масс систем всё же должны подчиняться Ньютоновой механике. При таких условиях, требуемую траекторию расположения корректировочных колец в пространстве можно поддерживать в течении часов, или даже постоянно.

 

В крайнем случае, всё это можно будет использовать как очень большой детектор гравитационных волн (поскольку, существуй они на самом деле, они будут периодически нарушать точность траекторий…)

 

 

В общем, я считаю, что обе эти задачи – разгон снарядов весом в 1 грамм до 20-30 км/с, и их наведение в цель с точностью до 1 см мм на любом расстоянии – можно решить при современном уровне техники, и такая система будет небольшой и не дорогой.

Теперь посмотрим, что с этим делать дальше…

2. Космический фонтан ("мячиковый" упруго-кинетический двигатель).

(Идея хорошая, настолько, что Википедия приводит имена сразу 6 авторов).

В основе всё выглядит просто: если взять сковородку из прочного материала, и стрелять в неё снизу из ружья, то она может взлететь.

Правда, в исходном варианте предлагался не самый рациональный вариант использования – просто для удержания на весу груза (башни или платформы), для чего, видимо, существуют менее затратные способы.

Но сам принцип эффективен: передать телу импульс от другого тела, у которого он уже есть. Эффективность передачи кинетической энергии при некоторых условиях может достигать 100%.

В простейшем варианте, мы можем просто взять металлические шарики (или лучше упругие мячики), и стрелять ими в идеально упругую преграду; тогда преграде будет передаваться удвоенный импульс шарика, а коэффициент использования энергии будет зависеть от соотношения начальной и конечной скорости шарика, и если шарик после столкновения остановится, то 100% энергии перейдёт к разгоняемому телу.

Разогнать шарик мы можем, и презнатно; попасть в цель, как мы теперь знаем, тоже не слишком сложно. Так что все варианты сводятся к тому, как, собственно, организовать силовое взаимодействие между снарядом и целью.

Мы уже упоминали, что есть 2 основных варианта – с использованием только импульса внешних тел ("упругое взаимодействие"), без затрат внутреннего запаса вещества; и с использованием энергии внешних тел для получения импульса от рабочего тела, находящегося на борту ракеты. (на самом деле, большинство вариантов будут гибридными, с преобладанием того или иного принципа в разной степени).

Вначале мы рассмотрим "чисто упругие" варианты, то есть вообще без затрат бортового запаса топлива, (хотя понятие "упругого взаимодействия" здесь надо понимать весьма условно, просто как факт обмена импульсом, при этом физический посредник такого взаимодействия может быть любым).

 

Если рассматривать в качестве посредника при обмене импульсом твердые (упругие) тела, например тросы или наполненные газом оболочки, то при прочности материала 10 ГПа можно, видимо, упруго отражать снаряды при скорости примерно до 2 км/с. Можно представить себе такую большую бадминтонную ракетку, с сеткой из нитей, натянутых по принципу тетивы лука, и прикреплённых к упругим элементам, которая отражает мячики, состоящие из прочной эластичной оболочки, наполненной лёгким газом. Для такой системы предел скорости упругого отражения может быть около 2 км/с, так что мы будем ориентироваться на это значение.

 

Рассмотрим в начале самый простой вариант, когда снаряды догоняют ракету (в данном случае, скорее, ракетку…) с постоянной разностью скоростей в 2 км/с, независимо от текущей скорости ракеты.

Понятно, что чем больше начальная скорость снаряда относительно ракеты, тем больший импульс он передаст при столкновении (2mΔV); но мы не можем увеличить допустимую скорость столкновения. Так что при любой текущей скорости ракеты V₁, снаряды должны догонять её со скоростью (V₁ + 2км/с), а после упругого столкновения их скорость станет (V₁ - 2км/с).

Желательно, чтобы отражение было полностью упругим, то есть потери энергии при столкновении должны быть минимальными. Это не из-за того, что нам жалко энергии; в данном случае, потеря даже 50% энергии при неупругом столкновении приведёт к уменьшению передаваемого импульса всего лишь на 15%. Проблема в том, что эта энергия, по крайней мере частично, пойдёт на нагрев элементов конструкции двигателя. (часть энергии снарядов можно отнимать для бортовых нужд или нагрева рабочего тела, главное чтобы не было неконтролируемого рассеивания тепла).

 

Если относительная скорость при столкновении всегда равна 2 км/с, то переданный импульс составит p= 2mΔV = 4000m; (то есть удельный импульс по отношению к массе снарядов будет 4 км/с).

начальная  кинетическая энергия снаряда E₀ = m(V₁ + 2000)²/2;

переданная ракете кинетическая энергия ΔE = pV₁ = 2mΔVV₁ = 4000mV₁;

Отношение ΔE/E₀ – коэффициент полезного использования кинетической энергии снаряда, то есть её превращения в кинетическую энергию ракеты, важнейший энергетический показатель эффективности системы:

ΔE/E₀ = (4000mV₁)/(m(V₁ + 2000)²/2) = 8000 V₁/(V₁ + 2000)².

Видно, что это отношение равно 0 при (V₁=0), т.е. при неподвижной ракете КПД передачи энергии = 0;

При V₁ = 2000 значение выражения достигает максимума,

(8000*2000)/(2000 + 2000)² = 1; то есть, если снаряд после столкновения остановится, то 100% его кинетической энергии перейдёт ракете.

При дальнейшем росте скорости, КПД опять начинает снижаться, но не очень быстро:

При V₁ = 8000 (первая космическая скорость),

(8000*8000)/(8000 + 2000)² = 0,64;

При V₁ = 18000 (предельная достижимая скорость ракеты при максимальной скорости снаряда 20 км/с):

(8000*18000)/(18000 + 2000)² = 0,36;

 

В целом, для разгона ракеты от 0 до 18 км/с потребуется всего 4,5 M₀ снарядов, и при этом средний КПД использования энергии будет более 40%, что в общем очень неплохо, (по сравнению с ракетами на химическом топливе, которые до такой скорости не дотянут даже 1% начальной массы).

Если стоимость 1 кг снарядов составит 1000 долларов, то цена такого межпланетного запуска будет на уровне 5-10 тысяч долларов за кг груза, что в десятки раз ниже стоимости планируемых сейчас проектов.

 

 

3. Газовый упруго-кинетический двигатель (тип 1)

Для освоения Марса, Венеры и ближайших астероидов начальной скорости 15-16 км/с вполне достаточно. Но для Меркурия и внешних планет надо бы побольше.

Мячиковый двигатель может работать при любой скорости снарядов, пока они смогут догонять ракету, но при больших скоростях отношение передаваемого импульса и кинетической энергии к начальному импульсу и энергии снаряда будет уменьшаться. В принципе, даже при начальной скорости снаряда 40-50 км/с, и разности скоростей снаряда и ракеты 2 км/с, такая система ещё будет работоспособна.

Если скорость снаряда 40 км/с, а ракеты 38 км/с, то КПД передачи энергии всё ещё будет около 20%, и это вполне можно использовать, при этом для разгона ракеты от 0 до 38 км/с понадобится всего 10 кг снарядов на килограмм груза. Если сравнивать с ракетами на химическом топливе, то разница в 2000 раз. Но всё же хочется иметь КПД ещё больше. Очевидно, что для этого нам нужны мячики, способные отскакивать от преграды с большей скоростью, хотя бы 10 км/с или около того.

Посмотрим, что мешает мячику отскочить от стенки с такой скоростью.

Мячик состоит из двух частей – прочной эластичной оболочки, и газа, находящегося внутри. Если прочность материала оболочки 10 ГПа, а внутри находится водород при 300К, то массы газа и оболочки должны быть примерно равными; тогда такой амортизатор может обратимо накопить механическую энергию около 0,5 МДж/кг, и упруго отскочить от жёсткой стальной плиты при относительной скорости до 1 км/с.

Если оптимизировать форму мячика и толщину оболочки с учётом деформации, то можно сэкономить до 10% общей массы.

Более существенно можно оптимизировать газовую компоненту: если подогреть газ (желательно непосредственно перед ударом, чтобы не успела нагреться оболочка), то его массу можно уменьшить в 5-10 раз, а общую массу системы на 40%. Таким образом можно увеличить удельную энергию столкновения в 2 раза, до 1 МДж/кг, а скорость до 1,5 км/с. Если вместо жёсткой плиты взять упругую оболочку или сетку, то скорость столкновения можно повысить до 2-2,5 км/с, и это уже предел для такой системы.

Посмотрим, что мешает мячику накопить больше энергии. Собственно, здесь всего 2 компоненты: газ и оболочка.

Газ мы можем оптимизировать до бесконечности, нагревая его всё сильнее и сильнее; но это почти ничего не даст, так как уже при 1500К его масса составляет только 20% от общей массы системы.

Оболочка, при прочности 10ГПа, весит 80% от общей массы мячика. Очевидно, её-то и надо оптимизировать, вот где резерв производительности. Будь мы японцами, мы, наверно, смогли бы получить материал с прочностью 20 ГПа; потом 40 ГПа; потом 100ГПа (лет через 50). И скорость отскока наших мячиков увеличилась бы до 3 км/с, потом до 4, потом до 4,5…

Но, мы не японцы, и сделаем по другому.

Оболочка нам мешает – уберём её…

А что, собственно, она делает.

Она удерживает газ, да. Но в момент столкновения – она удерживает газ не со всех сторон.

Спереди газ удерживает жёсткая плита, с которой он сталкивается. Сзади – силы инерции. Таким образом, непосредственно в момент столкновения, функция оболочки сводится к тому, чтобы препятствовать разлёту газа в стороны, вдоль поверхности плиты то есть.

Но, почему бы нам не прикрепить к плите прочный цилиндрический (или конический) стакан, который будет делать то же самое. Собственно, это может быть полусферическое углубление с цилиндрическими боковыми стенками, или даже без оных, или стакан параболической формы…

Когда наш "мячик" (а по сути, уже просто ничем не ограниченный объём газа) влетит в это углубление, ему уже деться будет некуда: спереди и с боков стенка, можно только сжаться под действием сил инерции, а потом вылететь назад. Что он и сделает. При этом, в зависимости от формы сопла, 40-70% кинетической энергии снова пойдёт на совершение работы при расширении, и газ вылетит назад почти с той же скоростью (на 60-80%).

Получается мячик без оболочки, который, тем не менее, неплохо рикошетит от преграды. И относительная скорость столкновения теперь не ограничена, вообще. То есть, совсем. Газ может накопить бесконечное количество тепловой энергии, и потом превратить её в полезную работу.

Правда, при этом температура может быть очень значительной, и это создаёт новые технические задачи, но при скоростях столкновения до 10-15 км/с существенных проблем не будет. При удельной энергии водорода 50-100 МДж/кг температура будет на уровне 4-6 тысяч градусов, но она будет действовать на стенки сопла кратковременно, порядка 10 мкс, с перерывами до 1 мс, так что средняя тепловая нагрузка на стенки будет менее 1000К.

Скорее, основной проблемой будут потери энергии на атомизацию и ионизацию газа, так что в определённом интервале скоростей более 50% тепловой энергии газа будет недоступно для использования, но это снизит полный передаваемый импульс всего на 15-20%.

 

В момент столкновения газ отлично работает и без оболочки, даже, как мы видели, на порядки лучше. Правда, до этого момента оболочка как бы всё таки нужна, чтобы газ мог долететь до цели. Но это не обязательно должна быть материальная оболочка. А, например, силы химических связей или Ван-дер-Ваальса. То есть, мы будем стрелять не воздушным шариком, а кусочком обычной химической взрывчатки, или шариком из замороженного газа, который за 20 мкс до подлёта к цели испаряется или взрывается. Это можно осуществить десятком разных способов, на которых мы сейчас останавливаться не будем (орто-пара водород, химические реакции, электрический или лазерный импульс, или столкновение с другими телами, полем, газом, порошком или струёй жидкости – есть множество способов испарить мишень, летящую со скоростью 10 километров в секунду).

В результате, непосредственно в створе сопла мы получим струю газа, направленную внутрь него со скоростью более 10 км/с. При этом начальная температура газа до сжатия может быть небольшой, 1-2 тысячи градусов.

 

В зависимости от скорости столкновения можно использовать разные рабочие тела. Проще всего взять воду, аммиак, гидразин или обычную химическую взрывчатку, но образующиеся газы с большой молекулярной массой будут хорошо работать только при скоростях до 5-6 км/с, и температуре 5-7 тысяч градусов. При большей скорости они будут сильно нагреваться, и при этом много энергии уйдёт на атомизацию и ионизацию.

 

Водород является лучшим рабочим телом при скорости столкновения до 10-12 км/с, и температуре до 5000К. Но в интервале температур 5000-7000К он поглощает очень много энергии на атомизацию, а в интервале 12-20 тысяч на ионизацию. Это, с одной стороны, хорошо, так как рост температуры почти прекращается, несмотря на увеличение начальной скорости газа. Даже при скорости столкновения 25 км/с и тепловой энергии 320 МДж/кг атомарный водород будет иметь температуру только 10000К (так как более 200 МДж/кг будет затрачено на атомизацию).

С другой стороны, из-за большой скрытой теплоёмкости снижается способность газа совершать работу при расширении, и скорость истечения газа из сопла может быть вдвое меньше начальной. Например, при начальной скорости входа водорода в сопло 12 км/с, температура достигнет 5000К, и обратно он вылетит (после 10-кратного расширения) со скоростью около 8 км/с, т.е. сохранив только 65% начальной скорости; при начальной скорости 25 км/с, температура достигнет 10.000К, а скорость истечения 13 км/с, то есть всего 52% начальной скорости.

При этом общий переданный импульс снижается не так значительно (потому что свой начальный импульс газ в любом случае передаёт цели на 100%), так что общая потеря импульса, по сравнению с "идеально упругим" ударом, составит 18% в первом случае, и 24% во втором. В среднем можно считать, что даже при самом "плохом" температурном режиме переданный импульс будет составлять 75-80% от максимально возможного.

При этом, благодаря большому расходу энергии на атомизацию, даже при скорости 25 км/с водород не нагреется до температуры ионизации.

При начальной скорости струи водорода от 30 до 50 км/с рост температуры опять замедлится из-за ионизации, а при 60 км/с образуется полностью ионизованная плазма с температурой более 20000К. Далее температура начнёт расти относительно быстро, как для идеального газа, и при скорости 100 км/с достигнет уже 140.000К.

Таким образом, водород вполне можно использовать в обычном вольфрамовом сопле при скорости столкновения струи и сопла примерно до 25 км/с. При более высокой скорости (и температуре более 10.000К) лучше использовать магнитную изоляцию сопла, или полностью магнитное сопло.

 

Гелий в данном случае я считаю бесперспективным. Его очень трудно хранить. Теплоёмкость в 4 раза меньше чем у водорода, и только в 1,5 раза больше, чем у водяного пара, так что уже при скорости 12 км/с температура превысит 20000К, а при 15 км/с достигнет 30000К, и начнётся значительная ионизация. Водород при такой скорости имел бы температуру всего 7000К.

Главное преимущество гелия – способность быстро отдавать энергию в виде механической работы при расширении (до 20000К это почти идеальный одноатомный газ). Он, действительно, может дать более высокую скорость истечения при той же начальной скорости входа в сопло: при начальной скорости 12 км/с (когда водород, после 10-кратного расширения, даёт 8 км/с), гелий даст 10,5 км/с, и коэффициент передачи импульса 94%, (против 82% для водорода, то есть потери импульса втрое меньше);

Действительно, эффективность передачи импульса выше. Но за это увеличение общего передаваемого импульса на 14%, приходится платить повышением температуры в 4 раза, что мне кажется неоправданным. Такой же по величине импульс на килограмм рабочего тела можно получить с помощью водорода, если начальную скорость повысить всего на 2 км/с, но температура при этом будет в 3 раза ниже, чем для гелия.

 

Есть несколько других специфических вариантов рабочего тела; например, литий легко ионизируется, а после этого в интервале температур 10000-30000К ведёт себя как идеальный (ионный) газ, не хуже гелия. Для низкотемпературных плазменных двигателей литий или гидрид лития может быт приемлемым вариантом получения лёгкой не слишком горячей плазмы, уже при начальной скорости менее 10 км/с и температуре около 10000К. При более высоких температурах можно использовать гидрид бериллия.

Возможны также комбинированные варианты снарядов из нескольких веществ, например, замороженный водород в литиевой оболочке, армированный тонкими литиевыми проволочками. Такой снаряд, при наличии теплоизоляции, может лететь несколько минут, на расстояние 5-10 тысяч километров. Затем, непосредственно возле сопла, он влетает в высокочастотное электромагнитное поле, и проволочки взрываются, испаряя водород и нагревая его до 1-2 тысяч градусов. Затем газ сжимается и нагревается за счёт запаса кинетической энергии до 10-20 тысяч градусов, ионизируется, и далее частично может быть направлен в МГД-генератор, снабжающий энергией бортовые устройства, в том числе генераторы того самого высокочастотного поля, которое нагревает снаряды.

Во внешних областях Солнечной системы, при лучевой температуре ниже 50К, снаряды из замороженного водорода (в отражающей оболочке) могут лететь неограниченно долго, но для более горячих областей, если надо стрелять на миллионы километров, хорошим вариантом могут быть гидриды лития или бериллия, которые дают лёгкую плазму с хорошими термодинамическими свойствами при умеренных температурах. Правда, гидрид лития труднее испарить, но можно поступить по другому – насыпать его в оболочку в виде наноразмерного порошка, который распыляется в сопле, и затем испаряется при нагреве в струе встречного газа.

В общем, для относительных скоростей ракеты и снаряда от 10 до 100 км/с можно придумать множество технически не сложных и эффективных вариантов. При этом столкновение газа с соплом не будет "идеально упругим", в основном с потерей 15-20% от "идеального" значения импульса, но это тоже неплохо. При начальной скорости снаряда относительно ракеты 10 км/с переданный импульс будет 17 км/с, при 25 км/с – до 40 км/с.

При относительной скорости порядка 100 км/с, и использовании магнитных сопел с большими коэффициентами расширения, возможно, удастся получить более высокий коэффициент передачи импульса, на уровне 90-95% или более от "идеально упругого", но это требует отдельного исследования.

 

((Все описанные выше разновидности двигателей с внешним топливом и полностью внешним рабочим телом – твердотельные, газовые, магнитно-плазменные – относятся к типу "упруго-кинетических", или Тип 1 кинетических двигателей, по используемой далее классификации)).

 

 

 

 

 

 

 

 

4. Газовый термо-кинетический двигатель. Как обогнать снаряд…

Сначала всё-таки сравним эффективность того, что у нас получилось, с исходным "мячиковым" вариантом. (С химическими ракетами, и даже тепловыми водородными двигателями, сравнивать не будем, они до 100 км/с не дотянут даже с помощью чуда).

 

Пусть у нас есть ракета, которая летит со скоростью 100 км/с, и пушка, которая может выпускать снаряды со скоростью более 100 км/с. (кажется очевидным, что разогнать ракету снарядами, которые её не догоняют, невозможно, не так ли).

"Мячиковый" упруго-кинетический двигатель, при скорости мячиков 102 км/с, сможет передавать ракете всё тот же удельный импульс 4 км/с. Это не так плохо, на разгон 1 кг груза от 0 до 100 км/с пойдёт всего 25 кг мячиков. При скорости 100 км/с  КПД передачи кинетической энергии упадёт до 8%, но его среднее значение за весь цикл разгона составит 12%, что тоже не плохо.

Сравним с газовым упруго-кинетическим двигателем, при постоянной относительной скорости снаряда и ракеты 12 км/с. Передаваемый удельный импульс 20 км/с, на разгон 1 кг груза от 0 до 100 км/с  надо 5 кг снарядов, то есть в 5 раз меньше. Правда, их скорость на 10 км/с больше, и соответственно удельная энергия тоже больше, в среднем на 30%, но даже при этом КПД использования энергии пушки будет в 3,5 раза больше, на уровне 40%. (Если к тому же менять скорость снарядов так, чтобы она всегда была ровно вдвое больше скорости ракеты, то КПД может приближаться к 100%, но тогда в конце потребуется почти вдвое большая скорость снаряда, и температура будет очень быстро расти. Мне кажется, что лучше вариант с постоянной относительной скоростью снаряда и ракеты, но эта скорость должна быть настолько большой, насколько позволяет двигатель).

В общем, чем быстрее может двигаться наш "мячик" относительно ракеты, тем лучше. 10 км/с лучше, чем 2; хотя даже при относительной скорости в 1 км/с тоже можно разогнаться до 50 км/с, при приемлемых затратах внешнего рабочего тела до 30 кг на 1 кг груза.

 

Нетрудно посчитать, что если мы (от жадности) поставим условие, что КПД передачи кинетической энергии от снаряда ракете должен быть не менее 10% энергии снаряда, то нам достаточно иметь скорость снарядов всего на 3% больше текущей скорости ракеты: если ракета движется со скоростью 300 км/с, снаряду (то есть газу) достаточно иметь начальную скорость 310 км/с; после столкновения и выхода газа обратно из сопла скорость уменьшится до 293 км/с, и ракете будет передано 5100 МДж из 5125,5 потерянных газом, (и только 25,5 МДж останется в виде тепловой энергии самого газа, в результате чего его температура после выхода из сопла составит около 2000К, при начальной температуре в момент столкновения 4000К). При этом начальная кинетическая энергия снаряда была 48050 МДж/кг, то есть ракете передано 10,6% энергии снаряда.

Аналогичное соотношение получится при любой скорости ракеты и снаряда, если разница их скоростей не менее 3%. Таким образом, если мы имеем пушку, выпускающую снаряды со скоростью 100 км/с, то сможем эффективно разогнать ракету до 97 км/с. Если у нас будет пушка с начальной скоростью снаряда 3000 км/с, то ракету можно разогнать до 2900.

 

…но что всё-таки делать, если настолько хорошей пушки у нас нет…

 

 

 

 

 

 

 

5. Как же всё-таки обогнать снаряд. Двигатель с дырочкой спереди. ((Второй тип кинетического двигателя на внешнем топливе, который мы  здесь называем "термо-кинетический", в отличие от ранее рассмотренного "упруго-кинетического", сопло которого просто отражало назад струю газообразного рабочего тела, прилетающую извне с большой скоростью)).

 

Поставим конкретную задачу: у нас есть пушка с начальной скоростью снаряда 20 км/с, и мы хотим с её помощью разогнать ракету до 60 км/с.

Кто-то скажет, невозможно; и будет прав – если не использовать внутренний запас вещества самой ракеты, это сделать нельзя (на самом деле оказывается, что всё-таки можно, как мы выясним в главе 4, когда будем рассматривать третий тип термо-кинетических двигателей, "с дырочками сбоку"; но они устроены сложнее, и удельный импульс ТКД третьего типа будет совсем по-другому зависеть от скорости ракеты, чем у второго типа. Здесь мы рассмотрим более простой тип термо-кинетического двигателя, с затратой части рабочего тела из запаса, находящегося на борту ракеты).

 

До сих пор мы вообще не затрачивали топливо самой ракеты, разгоняя её только за счёт импульса внешних тел, при этом масса ракеты вообще не изменялась. Но теперь придётся тратить топливо из бортовых запасов.

Теперь нам потребуется 2 пушки: одна в самом начале траектории разгона, вторая в самом конце.

Вначале, как и раньше, разгоняем ракету до 20 км/с, с помощью первой пушки, без затрат топлива.

А потом начинаем стрелять из второй пушки навстречу ракете.

На первый взгляд, это бессмыслица: так мы ракету, пожалуй, сможем только затормозить. (Правда, если подумать, какой-то смысл в этом есть; надо же межзвёздным экспедициям как-то останавливаться возле альфы центавры, звездолёт без тормоза – это плохо. Но нам пока всё-таки нужен не тормоз, а двигатель).

Поэтому, снаряды… не будут сталкиваться с ракетой. Вообще: ни в каком виде, ни в твёрдом, ни в газообразном.

Они будут свободно пролетать сквозь всю ракету и сопло через дырочку спереди. (В случае, если сопло состоит из магнитного поля, непроводящее тело или не ионизированный нейтральный газ вообще свободно пролетит сквозь него).

А вот внутри сопла, снаряд таки сталкивается, со специальной мишенью, и всё это превращается в горячий газ, который выходит из сопла назад, увеличивая свою скорость, и соответственно толкает ракету вперёд.

Перед столкновением снаряд и мишень (по сути такой же снаряд) лучше заранее испарить, тогда будет намного меньше исходная плотность вещества, и соответственно, на порядки меньше теплового излучения, которое будет бичом взрывных ядерных и термоядерных двигателей. (В разреженном газе ядерную реакцию получить сложно, но нам пока и не надо, а зато теплового излучения будет меньше в сотни-тысячи раз).

Масса мишени должна составлять определённую долю от массы снаряда; при этом, для получения максимального дополнительного импульса, оптимальное отношение масс будет, видимо, поблизости от равного соотношения, ~1:1, хотя это надо уточнять, в зависимости от температуры, формы и материала сопла, коэффициента расширения и реального КПД работы газа при расширении, и для магнитного сопла при высоких температурах плазмы оптимальное отношение масс может отличаться от параметров для низкотемпературного газового сопла.

 

В момент столкновения мишени и снаряда их суммарный импульс вначале не изменится (до силового взаимодействия с другими телами), и общий центр масс (получившегося газа) будет продолжать движение относительно ракеты с определённой скоростью. Но кинетическая энергия при этом уменьшится, и её остаток превратится в тепловую энергию газа. Затем горячий газ расширяется, взаимодействует со стенками сопла или магнитным полем, и за счёт тепловой энергии дополнительно разгоняется, передавая ракете некоторый добавочный импульс.

Эффективность такого принципа получения импульса снижена из-за того, что газ первоначально, уже на входе в сопло, имеет большую скорость (как в прямоточном воздушно-реактивном двигателе, за исключением того, что газ не требуется дополнительно сжимать), и добавочный импульс создаётся только за счёт дополнительного прироста скорости после расширения, который составляет порядка 30-40%.

Например, при встречной скорости снаряда относительно ракеты 100 км/с, и отношении масс снаряда и мишени 1:1, получившийся при их столкновении газ уже сразу будет иметь скорость относительно сопла 50 км/с, ещё до передачи какого-либо импульса ракете. При этом половина первоначальной кинетической энергии снаряда перейдёт в тепловую энергию газа, и затем, теоретически (при бесконечном расширении) газ за счёт этой тепловой энергии мог бы разогнаться до 71 км/с относительно ракеты, то есть ещё на 21 км/с. Мы будем умеренными оптимистами, и примем, что на совершение полезной работы пойдёт 70% тепловой энергии, так что скорость газа увеличится только на 15 км/с.

Если начальная скорость газа в сопле 50 км/с, а конечная 65 км/с, то добавочный удельный импульс составит всего 15 км/с, по отношению к всей массе газа. Но надо учитывать, что только половина этой массы расходуется из бортового запаса топлива; то есть удельный импульс в расчёте на затрачиваемую массу запаса топлива будет вдвое больше, 30 км/с, что всё-таки лучше. Причём, отношение удельного импульса к разности скоростей ракеты и снаряда будет постоянным, независимо от этой скорости, и всегда будет составлять около 30%. То есть, по мере роста скорости самой ракеты, и соответственно встречной скорости снаряда относительно ракеты, удельный импульс тоже будет расти, пропорционально разности их скоростей.

Например, при встречной скорости снаряда относительно ракеты 1000 км/с, удельный импульс будет составлять 30% от этой величины, т.е. 300 км/с. А при скорости ракеты 100.000 км/с, у.и. топлива будет 30.000 км/с, не хуже чем у термоядерного двигателя, но почти без теплового излучения, что позволит развивать в сотни раз большую мощность, и ускорение более 1g.

 

Правда, ракета при этом "худеет". Не так быстро, как по формуле Циолковского при постоянном удельном импульсе топлива, которая связывает линейный рост скорости с экспоненциальной убылью массы;

В нашем случае, удельный импульс топлива пропорционален самой разности скоростей (то есть скорости ракеты в системе отсчёта снарядов), и стало быть, с экспоненциальной убылью массы ракеты будет связан уже не линейный, а экспоненциальный же, но с другим показателем степени, рост разности скоростей (при постоянной начальной скорости снарядов). Отношение показателей этих экспонент будет равно отношению удельного импульса к разности скоростей, то есть в данном случае 0,3.

Таким образом, чтобы разогнать ракету от 20 до 60 км/с, ей придётся "похудеть" примерно в 10 раз.

(Мы принимаем, что начальная скорость ракеты 20 км/с; начальная скорость снаряда 20 км/с; изменяется только скорость ракеты, снаряды всегда летят с постоянной скоростью; стало быть, можно перейти в систему отсчёта снарядов, она инерциальная. В этой системе отсчёта ракета имеет начальную скорость 40 км/с, и по мере роста этой скорости удельный импульс всегда составляет 30% от её значения. Значит, чтобы увеличить эту скорость в X раз, ракете надо "похудеть" в X^3,3 раз. Если X=2, то X^3,3 ≈ 10, и потеря массы составит 90%. Соответственно, если скорость в системе отсчёта снаряда удвоится, т.е. увеличится от 40 до 80 км/с, то в системе отсчёта Земли она утроится, и станет 60 км/с, что нам и требуется).

 

Этот способ позволяет увеличить скорость ракеты ещё в 2-3 раза после того, как достигнута скорость, равная начальной скорости снарядов.

Но он не бесплатный. Потеря массы всё же достаточно быстрая, хотя и медленнее, чем по формуле Циолковского, так что применять этот способ следует в оправданных случаях, когда уже нельзя воспользоваться существенно более эффективными "упругими" методами разгона, (при которых масса ракеты вообще не расходуется, и стало быть, удельный импульс, по отношению к этой массе, бесконечен).

У этого способа есть, однако, один плюс: он может работать и в том случае, если "снаряды" вообще неподвижны. То есть пушки вообще может не быть, а есть просто какие-то неподвижные тела, кусочки кометы например. И если мы всё же каким-то образом сумели разогнать ракету до значительной скорости (например, в гравитационном поле Солнца или хотя бы Юпитера), то дальше мы сможем увеличить эту скорость в 2-3 раза.

Скорость ракеты в системе отсчёта снарядов в любом случае будет удваиваться при уменьшении её массы в 10 раз. Это в принципе похоже на воздушно-реактивный двигатель, только скорости здесь могут быть порядка тысяч км/с, и удельный импульс топлива тоже будет того же порядка.

 

 

 

***

…на этом, пожалуй, пока закончим эту главу.

 

В главе 4 мы продолжим рассмотрение кинетических двигателей с внешней подачей топлива и энергии, а затем покажем, а где же эту энергию брать, без термоядерных реакторов и электромагнитных пушек; причём, оказывается, что энергии можно получить очень много (прочитав главы 4 и 5, вы навсегда измените своё понимание значения слова "много"…).

Ядерные и луце-ядерные двигатели рассмотрим, возможно, в главе 5; а до фотонной пушки и межзвёздных перелётов со скоростью 0,5с доберёмся, наверно, ещё не скоро, в части 6-й или 7-й…

 

 

 

Алексей Полюх, 16 июля 2022 г.

 

 

 

 

 

 

 

Глава IV. Гравитационные электростанции в Солнечной системе. Получение энергии для двигателей с внешним топливом. Технология получения и использования Луца. Удельный импульс топлива 50-100 км/с.

 

 

 

 

 

 

1. Некоторые дополнительные вопросы

В главе 3 мы уже рассмотрели, что такое "упругие" и "неупругие" кинетические двигатели - твердотельные, газовые и магнитно-плазменные.

На всякий случай напомню, что все они работают на "искусственных внешних ресурсах" – проще говоря, используют специально подготовленные тела, которые прилетают в точку встречи с ракетой извне; в частности, это могут быть микро снаряды, выпущенные из пушки, хотя не обязательно. Эти тела могут быть неподвижны в какой-то системе отсчёта, важна только относительная скорость встречи ракеты и снаряда.

"Упругие" варианты лучше, поскольку ракета вообще не тратит собственное топливо на разгон. Но, они могут разгонять ракету только до тех пор, пока скорость снаряда больше скорости ракеты не менее чем на 2-3%.

"Неупругие" (то есть с затратой собственного топлива для получения импульса, за счёт энергии, полученной извне) – могут работать при любых скоростях, но ракета при этом теряет массу, хотя и медленнее, чем по формуле Циолковского. Удельный импульс таких двигателей непостоянен, и всегда равен 30-35% от разности скоростей снаряда и ракеты. В частности, если ракета летит достаточно быстро, то внешние тела могут иметь небольшую скорость, важна только разность скоростей. Если скорость ракеты относительно (летящего ей навстречу или неподвижного) снаряда равна 1000 км/с, то удельный импульс такого двигателя будет 300 км/с.

Дальше мы посмотрим, где можно бесплатно получить такую начальную скорость, но сначала надо обсудить пару технических вопросов.

 

 

1.1  Регулировка тяги газового упруго-кинетического двигателя.

Как попасть микро снарядом в сопло двигателя, мы рассмотрели. Но, помимо этого, необходимо иметь возможность регулировать вектор тяги двигателя в некоторых пределах (хотя бы на 2-3% по величине и 1-2 градуса по направлению), для корректировки положения и скорости самой ракеты.

Наиболее быстрый способ это делать – за счёт изменения геометрии внешней части сопла. Если сопло будет иметь подвижные "лепестки", составляющие 10-20% от общей площади сопла, то этого будет достаточно для мгновенной регулировки вектора тяги в небольших пределах. В случае магнитного сопла для этого придётся менять конфигурацию поля, или смещать и поворачивать всё сопло целиком или его части.

Для регулировки тяги в более значительных пределах, или полного выключения двигателя, также есть несколько разных способов.

Во-первых, можно изменять расстояние от двигателя, на котором происходит подрыв снаряда и превращение его в газовую струю. Чем больше это расстояние, тем меньше будет тяга.

Во-вторых, можно полностью выключить двигатель, если подрывать снаряды на очень большом расстоянии – десятки-сотни метров от ракеты. Если надо выключить двигатель на длительное время, то ракету можно увести в сторону от траектории снарядов на несколько метров; для более кратковременного выключения двигателя можно предусмотреть механизм, позволяющий "пропускать" снаряды сквозь двигатель.

В более сложных вариантах в управлении тягой могут участвовать ближайшие станции корректировки траекторий снарядов. Это более медленные способы, так как время отклика системы на изменение параметров будет составлять несколько секунд или минут, но таким образом можно не только произвольно регулировать ускорение одной ракеты, но и распределять снаряды из одного исходного потока по нескольким независимым рабочим потокам, направляемым к нескольким одновременно ускоряемым ракетам, что позволит управлять целой транспортной сетью.

Если будет один очень мощный, и при этом дешёвый, источник снарядов с большими скоростями и энергией (порядка 1000 км/с), то далее их можно распределять на несколько потоков, направляемых разным потребителям. В том числе, потребителями могут быть не только ускоряемые аппараты, но и энергетические установки, которые будут при этом иметь намного лучшие параметры по мощности и массе по сравнению с любыми другими источниками энергии, включая ядерные. Дальше мы покажем, а где же взять очень много снарядов со скоростью 1000 км/с, и почти бесплатно.

 

 

1.2  Размер сопла двигателя ("парашютный" двигатель).

Что касается размеров самого сопла двигателя, то раньше мы рассматривали максимально компактный вариант, с диаметром в десятки сантиметров, и показали, что даже в этом случае в него можно попасть.

Но, если экономить на корректировочных станциях, то можно снизить точность попадания за счёт увеличения диаметра "сопла" до сотен метров. В данном случае это будет скорее парашют из тонкой прочной плёнки, надуваемый потоком газа. При этом снаряды придётся испарять на расстоянии порядка километра от сопла. Для плазменного сопла это тоже возможно, если использовать тонкие сверхпроводящие кольца большого диаметра. При этом геометрия сопла, с точки зрения работы газа при расширении, может быть довольно "плохой", зато большой размер. При массе в 1 тонну такое сопло может иметь диаметр более километра.

В принципе, такой подход позволяет на небольшом расстоянии (порядка десяти тысяч километров) обойтись вообще без корректировочных станций, что упрощает разработку на начальном этапе. С другой стороны, это позволит распределить тепловую и радиационную нагрузку от излучения рабочего тела на большую площадь, что может быть актуально для двигателей с очень большими энергетическими потоками и температурами (для межзвёздных перелётов), тяга которых будет ограничена именно мощностью теплового рентгеновского излучения рабочего тела.

 

 

1.3  Двигатель в качестве генератора.

До сих пор мы рассматривали кинетический способ передачи энергии на расстояние в основном как источник тягового усилия для разгона ракет, то есть в качестве собственно двигателя. Но такой способ передачи энергии можно использовать и для других целей. Особенно это может быть актуально, если, каким-то чудом, найдётся бесплатный источник энергии для разгона снарядов до больших скоростей.

В принципе, любой плазменно-магнитный двигатель можно использовать как МГД-генератор для снабжения энергией бортовых устройств. Но можно сделать и устройство, которое будет только преобразовывать кинетическую энергию снарядов или газа в иную форму. Функции двигателя такое устройство может не выполнять совсем, или они могут быть второстепенными, например, для компенсации избыточного импульса, который снаряды приносят помимо энергии.

Например, околоземная орбитальная станция может принимать снаряды, прилетающие откуда-то из далёкого далёка со скоростью 500-1000 км/с, утилизировать их энергию, а избыточный импульс компенсировать за счёт небольшого количества дополнительного топлива, поставляемого с Земли (мы уже знаем, как это сделать). На самом деле, избыточный импульс за время полного оборота вокруг Земли будет вообще равен нулю (ну то есть он не будет равен нулю. Он просто целиком передастся планете Земля).

При скорости снарядов 1000 км/с, удельная плотность энергии будет всего в 100 раз меньше, чем содержится в той же массе урана-235.

Но такой энергетический реактор будет на порядки легче и компактнее ядерного при равной мощности. Он не имеет пределов масштабирования, от 1 грамма весу и 1 ватта мощности, до планетарного. Нет жёстких излучений, нейтронов, а тепловое излучение (хоть оно и рентгеновское в диапазоне 10 кЭв) можно уменьшить в тысячи раз при уменьшении плотности газа. Для термоядерных реакторов это сделать нельзя.

Расстояние от источника энергии до потребителей может быть очень большим, что позволяет передавать энергию на миллиарды километров.

 Правда, кто-то скажет – это же только передача энергии из одного места в другое, а не генерация. Сколько энергии потрачено на разгон снаряда – столько потом и можно получить в таком "реакторе", и не больше.

На это мы ответим, что всё зависит от того, кто, и где, будет оплачивать исходный разгон снарядов. Мы просто будем передавать энергию из такого места, где она уже есть, и очень много.

Правда, этот таинственный и волшебный источник бесплатной кинетической энергии для снарядов имеет существенное ограничение: скорость снарядов не может быть больше 1000 км/с. Он так устроен.

Если нам потребуются энергетические установки на больших расстояниях от Земли, а тем более энергетическая инфраструктура для разгона межзвёздных кораблей до субсветовых скоростей, то там всё же придётся использовать другие источники энергии для первичного разгона снарядов, в том числе ядерные. В частности, возможна модификация энергетического реактора, в котором основное количество энергии получается за счёт ядерных реакций деления или синтеза, но предварительное сжатие или нагрев рабочего вещества осуществляется за счёт энергии столкновения снаряда с мишенью. Такие реакторы не имеют надобности в громоздких устройствах для накопления энергии, используемой для сжатия мишени, и потому могут быть в сотни раз меньше и легче полностью автономных взрывных ядерных реакторов.

Но я категорически против прямого использования какого-либо вида ядерной энергии непосредственно в двигателе ракеты, особенно для межзвёздных полётов. Не из-за экологических вопросов, которые можно решить, а из-за того, что такой двигатель будет иметь очень серьёзные недостатки по сравнению с плазменно-кинетическим двигателем на внешних ресурсах, из-за чего допустимые мощность и ускорение будут меньше на 2-3 порядка. Кроме того, сложность и стоимость ядерного двигателя выше.

Другое дело – использовать ядерные микро реакторы с внешней энергией сжатия мишени в качестве стационарных источников энергии на трассах разгона межзвёздных кораблей, и других вспомогательных целей.

 

 

1.4  Экологические вопросы

Двигатели на искусственных внешних ресурсах – практически самое чистое и безопасное, что вообще можно придумать для освоения космоса, по сравнению не только с ядерными и изотопными, но также и химическими. Даже "чистые" солнечные батареи надо где-то делать, и пока их делают на Земле, это вовсе не так уж чисто и безвредно.

В нашем двигателе используется водород и немного лития. Никаких излучений, кроме теплового, но его очень мало. Конструкция двигателя на грани того предела, до которого можно упростить что-либо. Практически, это может быть лист жести. Простота конструкции – это снижение расходов и сложности изготовления, что тоже косвенно связано с экологией, в конце концов. (Ведь каждый понимает, что если "итальянские инженеры сделали автомобиль стоимостью в полмиллиона, настолько экологически чистый, что его можно лизать" – то они, эти инженеры, год ездили на своих автомобилях, делать этот сверхчистый. И сожгли сто тонн солярки. И выбросили отходы в атмосферу. И это лишь небольшая часть реальной экологической нагрузки, которую дополнительно создал именно этот конкретный "чистый" автомобиль, при правильном учёте всех эффектов, связанных с его созданием и полным жизненным циклом).

Непосредственно для планеты Земля, её атмосферы и биосферы кинетические двигатели никакой экологической нагрузки не создадут.

Но рано или поздно человечеству придётся рассматривать такое понятие, как "экология космического пространства", и там всё не так просто.

Любые химические, лучевые, радиационные и другие загрязнения околоземного и межпланетного пространства, да и просто мусор, могут накапливаться неожиданно быстро, и при активном освоении даже ближайших планет это надо учитывать.

Например, очень высокая башня на поверхности Земли, или большой аэростат на высоте более 15 км, могут создавать дополнительный радиационный фон на поверхности, и изменить распределение атмосферных электрических потенциалов. И это полностью пассивные объекты.

Если же космические объекты используют двигатели и энергетические установки, то влияние в масштабах планеты неизбежно.

Один старт с Земли корабля с "грязным" ядерным двигателем может испортить не только атмосферу, но и околоземное пространство на десятки тысяч километров, и на десятилетия.

Даже работа "чистых" ионных и плазменных двигателей оставляет свой след в атмосфере и магнитосфере Земли, как и химических ракет. Даже если реактивный двигатель будет включен за сто тысяч километров от Земли, большая часть продуктов его работы полетит обратно к Земле или в ближайшее околоземное пространство, задержится в магнитосфере, и в конечном итоге всё это окажется в атмосфере.

"мячиковый" упруго-кинетический двигатель в этом смысле идеален, поскольку вообще не производит газообразных продуктов. Правда, надо следить за тем, чтобы снаряды после использования либо упали обратно в атмосферу и красиво сгорели в ней (за это можно даже брать деньги, метеоритный дождь по заказу в качестве фейерверка); либо, при скорости более II космической, покинули околоземное пространство, иначе можно очень быстро сделать ближний космос весьма опасным. В интервале скоростей ракеты от 9 до 12 км/с "мячиковый" двигатель будет потенциальным источником метеоритного мусора.

Газовый упруго-кинетический двигатель при скорости до 100 км/с  производит только безвредный нейтральный водород. При скорости более 100 км/с продукты работы двигателя будут представлять собой довольно горячую плазму, потенциально опасную для космических объектов; но струя этой плазмы будет следовать за ракетой, с несколько меньшей скоростью, за пределы околоземного пространства. Единственная опасность, которая в этом заключается, состоит в действии мощной струи плазмы на геомагнитное поле, что может вызвать его колебания, и нуждается в изучении.

Однако при торможении аппаратов, летящих с очень большими скоростями, особенно после межзвёздного перелёта, ситуация может быть намного опаснее, так как струя плазмы будет направлена в сторону цели.

Кроме того, "потерянные" по той или иной причине снаряды, а также не до конца испарившиеся фрагменты их оболочек могут представлять прямую опасность как для самой ракеты и инфраструктуры на трассе ускорения, так и для других объектов. Поэтому ничего терять не нужно, либо гарантировать, что всё это улетит по крайней мере за пределы околоземного пространства, или вообще из Солнечной системы, либо испарится.

 

 

1.5  Юридические аспекты использования кинетических двигателей

В принципе, западная законотворческая традиция позволяет запретить всё, что угодно – если есть оплаченный заказ. Но до тех пор, пока вещь не существует и параметры её не известны, её, стало быть, и запретить нельзя; юристы в такой ситуации напоминают бабушку, которая не может перебежать дорогу перед машиной, пока она стоит, потому что нельзя рассчитать вектор скорости…

Газовая модификация упруго-кинетического двигателя при удельном импульсе до 40 км/с производит только нейтральный водород, которого в Солнечной системе много, и запретить его применение сложно. Тем не менее, надо иметь в виду возможность такой попытки, и вести разработку сразу нескольких вариантов, не афишируя их точные параметры до окончания разработки, чтобы потом можно было быстро перейти на резервный вариант, в случае запрета на использование какого-нибудь второстепенного элемента применяемого технического решения.

Например, опасными могут оказаться лазеры корректировочных станций ("они могут ослепить стаю диких гусей в ясную ночь"); эманации сублимируемого вещества (ионы лития нарушат радиосвязь); риск потери снаряда и его попадания не туда (даже если снаряд в случае промаха покинет Солнечную систему); свечение в вечернем небе яркой "звезды" работающего двигателя межпланетного корабля может напугать маленьких детей, или сбить с курса мигрирующих цикад; религиозные принципы какой-то общины могут прямо запрещать использование водорода; и на каждый параметр технического решения, когда они уже будут известны, можно найти повод для запрета. Поэтому техническое решение в целом должно быть гибким, и допускать замену одного или нескольких параметров без критического ухудшения результата.

Вместо оптических лазеров – можно применить инфракрасные, поток электронов или газа, облако микро пылинок, сеть из нанонитей, или силовые поля. Вместо металлической оболочки снарядов – лёд, полиэтилен или графит; водород можно заменить водой… каждое такое изменение может ухудшить конечный результат, но необходимость в этом может возникнуть.

Конечно, если ракету будет запускать НАСА, то всё будет иначе. Сейчас 30 кг плутония-246 в одном космическом аппарате не считают опасным количеством. Грязный ядерный двигатель, использующий уран в составе реактивной струи, тоже вполне могут разрешить. Предела нет.

 

К счастью, наш двигатель прямо не попадает под запрет на "любые взрывы в космосе", поскольку там нет столкновения плотных тел и их взрыва – снаряд сначала испаряется, и только потом струи газа взаимодействуют между собой и с соплом, так что максимальное давление может быть менее 1 атмосферы. При необходимости режим работы двигателя можно сделать постоянным, а не прерывистым, с постоянным давлением в сопле.

Испарение снаряда тоже можно осуществлять без взрыва, например, распыляя рабочее тело в виде порошка, и затем постепенно испаряя микро частицы в струе встречного газа, вообще без каких-либо намёков на взрыв (ведь, например, спички не "взрываются", иначе мы все давно погибли бы, правда). Температуру газа можно снизить до 3-4 тысяч градусов.

При температуре ниже 10.000 К ионизирующих излучений не будет, а интенсивность оптического и инфракрасного излучения можно уменьшить.

В общем, надо иметь в запасе десяток альтернативных вариантов, с максимально далёким разбросом всех параметров технического решения, на случай попытки юридического саботажа разработки и использования.

 

1.6  Кассетная доставка снарядов

До сих пор мы рассматривали способы корректировки полёта одиночного снаряда, и нашли что это не слишком сложно. Но, для очень, очень больших расстояний – хотя бы вот, от Юпитера до Земли или Солнца, а тем более для доставки топлива за орбиту Плутона и дальше – понадобится всё же много корректировочных станций, и это не очень удобно.

Если снаряды разгонять по одному, один за другим – например, с помощью пушки, или цепочки лазерных или магнитных разгонных устройств – то тут, пожалуй, сложно поступить как-то иначе. Хотя, при большом желании, даже и в этом случае, всё же можно потом собрать вместе некоторое количество микро снарядов, первоначально выпущенных поодиночке, упаковать их в кассету, имеющую собственные автономные средства навигации и маневрирования, и затем, на большей части пути, управлять полётом только этого одного объекта, что проще и почти не требует вспомогательного оборудования в промежуточных точках.

Но возможны также ситуации, и в этой части мы будем рассматривать в основном их, когда снаряды разгоняются без пушки, как то иначе, и сразу большой кассетой, так что их удобно большую часть пути везти вместе, и только в конце распределить по одному на некотором отрезке траектории, чтобы они взаимодействовали с целью в нужной последовательности. Например, такая ситуация будет, если для разгона снарядов используется ракета, или если контейнер со снарядами просто сбросить вниз с большой высоты в гравитационном поле массивного тела. Возможна и такая конструкция пушки или катапульты, особенно для очень больших скоростей при межзвёздных перелётах, когда будет удобнее разгонять снаряды не по одному, а кассетой определённой массы, порядка нескольких килограммов.

В таком случае на большей части траектории надо будет управлять полётом небольших автономных аппаратов, которые имеют собственные средства маневрирования, и роль стационарных навигационных станций сведётся к передаче сигналов управления. При этом точность траектории полёта в промежуточных пунктах может быть снижена на 6-10 порядков, до тысяч километров, так как точная фокусировка роя понадобится только в непосредственной близости от цели-потребителя.

Финальная корректировка траекторий снарядов может осуществляться как автономно, так и с помощью подвижных или стационарных станций. В частности, сам контейнер со снарядами может иметь активные средства для их последующего распределения по траектории, например газовую или магнитную пушку с небольшой относительной скоростью вылета снарядов, и средства для измерения и корректировки их скорости.

Например, от контейнера (ракеты) со снарядами задолго перед их выпуском могут отделиться несколько лазерных корректировочных станций (колец) описанного ранее типа, имеющих собственные двигатели, позволяющие им со скоростью несколько км/с удалиться вперёд вдоль траектории на сотни-тысячи километров, сохраняя точное взаимное расположение и связь со стационарными навигационными станциями.

Вариантов реализации деталей такой системы может быть много, и мы не будем здесь в них углубляться. Для межпланетной доставки топлива и энергии такой вариант может быть предпочтительнее стрельбы одиночными снарядами, так как можно снизить точность траектории в промежуточных точках и сильно сократить число корректировочных станций, что упрощает управление системой и снижает риск промахов.

Для доставки на очень большие расстояния, и тем более снабжения топливом и энергией межзвёздных кораблей, контейнерный вариант доставки остаётся единственным, так как одиночные снаряды не только намного сложнее контролировать во время полёта, но и труднее защитить от неблагоприятных воздействий внешней среды.

Мы дальше не будем уточнять, одиночные снаряды используются для доставки топлива, в кассетах, контейнерах или по какой-то более сложной схеме, полагая, что оптимальный вариант будет определяться расстоянием, имеющимися техническими возможностями и целью. Конечный результат во всех случаях зависит в основном от скорости и энергии.

 

1.7  Другие типы термо-кинетических двигателей

В III части мы рассмотрели 2 типа новых ракетных двигателей:

Упруго-кинетический – уже предлагался до нас в твердотельном варианте ("разгонять ракету металлическими шариками"); мы предложили газовый упруго-кинетический двигатель, который позволит разгонять ракету более эффективно, при удельном импульсе от 10 км/с до сотен и тысяч.

Крайне полезной особенностью упруго-кинетических двигателей является то, что расход бортового запаса топлива равен 0. Но есть принципиальное ограничение: чтобы разгонять ракету, снаряд её должен догонять, со скоростью хотя бы на 2-3% большей.

 

Мы также предложили модификацию двигателя, которая обходит это ограничение (я полагаю, что этот тип двигателя предложен впервые нами и является полностью оригинальным изобретением). Мы показали, что при скорости снаряда, много меньшей, чем скорость ракеты, или даже при неподвижных "снарядах" (в роли которых могут использоваться капсулы с топливом, естественные внешние тела или газ), можно, тем не менее, разгонять ракету, но, правда, уже с дополнительной затратой топлива из бортового запаса. При этом удельный импульс (в расчёте на массу топлива затрачиваемого ракетой) равен 30-35% от текущей разности скоростей.

Мы назвали этот последний тип двигателя "термо-кинетическим", в отличие от "упруго-кинетического", поскольку дополнительный импульс получается в результате совершения работы горячего газа или плазмы, нагреваемого за счёт уменьшения запаса кинетической энергии при столкновении двух тел (обычно газообразных).

Но, кроме рассмотренного основного варианта, данный тип двигателя (использующий нагрев газа за счёт кинетической энергии) может иметь несколько других модификаций, которые будут отличаться главным образом способом подачи рабочего тела в точку взаимодействия, а также деталями взаимодействия между газом (плазмой) и агентом (магнитным полем), используемым для передачи силового взаимодействия.

В основном варианте термо-кинетического двигателя ракета несёт на борту половину всего запаса топлива в виде мишеней, с которыми сталкиваются внешние тела – снаряды. (В частности, для уменьшения давления плазмы и радиационного нагрева двигателя, оба тела ещё за некоторое время перед столкновением могут превращаться в газ).

Но возможны и такие модификации, когда оба сталкивающихся тела прилетают в точку встречи с ракетой извне, с разными скоростями, отличными от скорости самой ракеты, и направленными либо вдоль траектории ракеты, либо под большими углами к ней. В действительности, предыстория прилёта сталкивающихся тел в точку рандеву не важна. На конечный результат (импульс, переданный ракете) влияют только начальная скорость центра масс получившегося газа относительно ракеты в начальный момент после столкновения, и конечная скорость того же центра масс газа, что в свою очередь зависит также от начальной и конечной температуры, то есть от затраченной кинетической энергии.

Такие варианты, с внешней подачей как снарядов, так и мишеней (или протяжённой мишенью в виде цепочки зарядов), будут работоспособны в ограниченном диапазоне скоростей. В отличие от основного варианта термо-кинетического двигателя, удельный импульс которого растёт с ростом скорости ракеты, здесь он будет, наоборот, уменьшаться, по мере того, как скорость ракеты становится намного больше скорости центра масс газа и скорости его расширения. Но, ракета не тратит собственное топливо.

Это, по существу, промежуточный вариант между чисто "упругим" газо-кинетическим двигателем, (для которого всё топливо находится вне ракеты, но скорость снаряда должна быть больше скорости ракеты), и основным вариантом термо-кинетического двигателя, (при котором ракета несёт половину всего топлива, но зато скорость не ограничена). Для новой модификации, есть возможность разогнать ракету немного быстрее снаряда (в 2-3 раза), всё ещё без затрат топлива самой ракеты, но удельный импульс с ростом скорости будет постепенно уменьшаться (хотя КПД может быть постоянным и достаточно высоким, на уровне 70% и более).

 

Вообще-то, мы уже рассматривали очень схожий по свойствам двигатель давным-давно, ещё в I части данного трактата, когда изучали возможность безракетного запуска грузов на околоземную орбиту. Там тоже было тело (топливный шнур), движущееся независимо от ракеты, и превращающееся в газ, только источником энергии для этого были химические реакции. Но принцип действия газа после его образования тот же. В рассматриваемом теперь случае будет больше относительная скорость и удельная энергия газа, но формулы преобразования энергии будут похожи.

 

Таким образом, мы теперь имеем 3 базовых типа двигателя на внешних ресурсах:

1) Пушечный ("упругий") газо-кинетический двигатель: всё топливо вне ракеты, подаётся из пушки ей вслед, предельная скорость ракеты на 3% меньше начальной скорости снаряда. Удельный импульс лучший из всех вариантов (ракета вообще не тратит топливо), КПД на уровне десятков процентов. При лазерном разгоне снарядов, можно достичь скорости 0,5 с…

Пока есть возможность, надо использовать этот тип. Но он имеет ограничения: нужна пушка, и его сложно применять в атмосфере.

2) "Неупругий" термо-кинетический двигатель с внутренним запасом топлива: половину топлива несёт ракета, снаряды летят ей навстречу, и чем быстрее летит ракета, тем лучше он работает. Удельный импульс 30% от суммы (ну то есть разности) скоростей ракеты и снаряда. Есть минус – ракета тратит топливо. И есть плюс – внешнее топливо может быть вообще неподвижно, удельный импульс зависит только от разности скоростей.

В принципе, позволяет обойтись вообще без пушки, если есть возможность придать ракете начальную скорость как-то иначе. Но максимальная скорость ограничена тем, что ракета всё-таки теряет массу.

3) И "внешне-внешний" термо-кинетический двигатель, химическая модификация которого (с внешним топливным шнуром) была рассмотрена ещё в конце I части, а кинетическая сейчас.

Всё топливо находится вне ракеты, как в первом варианте.

Топливо нагревается за счёт кинетической энергии при столкновении, как во втором (возможны варианты, когда нагревается за счёт химической или ядерной энергии, лазерного излучения, электрического тока).

Максимальная скорость ракеты в принципе не ограничена, но реально будет ограничена падением эффективности преобразования энергии при росте отношения скорости ракеты к скорости расширения газа.

Если максимальная теоретически возможная радиальная скорость (V1) свободного расширения газа в пустоту (при отсутствии сопла двигателя) фиксирована, (и равна половине разности скоростей сталкивающихся тел), то максимальная разность скоростей ракеты и центра масс газа (V2-V0) будет определяться физическими и геометрическими свойствами сопла двигателя и эффективностью преобразования внутренней энергии газа в работу.

Для нейтрального газа при небольшой температуре, и металлического сопла (или пакета кольцевых металлических лопаток, как мы когда-то рассматривали для химической модификации в I части), предел отношения (V2-V0)/(V1) будет, по-видимому, примерно равен 2,5…3, и главным образом будет определяться не столько геометрией самого сопла или лопаток, сколько температурой газа, хотя при импульсном действии допустимая температура может составлять десятки тысяч градусов.

Для плазменного магнитного сопла, при очень большом коэффициенте расширения газа и низких потерях, это отношение, вообще, может быть довольно большим, возможно на уровне 5-10, что в принципе позволяет даже при не очень горячей плазме достичь большой скорости. По существу, это будет распределённая в пространстве цепочка взрывных разгонных устройств с плазменной накачкой энергии от внешнего источника, взаимодействующих с магнитным полем разгоняемого аппарата.

 

 

1.8  Сифонный (U-образный) газовый упруго-кинетический двигатель

Для упруго-кинетического двигателя (т.е. когда снаряды догоняют ракету и передают ей импульс, превращаясь в газ) мы в III части рассмотрели простейший вариант сопла – просто входной патрубок, он же выходной, с определённым профилем сечения. Позже мы предложили "парашютный" вариант сопла – очень большой купол из тонкой плёнки, улавливающий и отражающий струю разреженного газа, при этом диаметр струи газа, и точность попадания в сопло, может быть порядка сотен метров.

Но вариантов взаимодействия сопла с газом ещё очень много.

Например, если потребуется, можно сделать режим работы двигателя постоянным, без пульсаций давления газа, и с довольно умеренной температурой, на порядок меньшей, чем при полном торможении газа.

В исходном варианте вся кинетическая энергия газа вначале переходит в тепловую, и затем за счёт этой внутренней энергии газ расширяется назад. Это, в принципе, эффективно с точки зрения энергии, но есть недостатки.

Во-первых, при сильном нагреве газа в некоторых диапазонах температур значительная доля энергии затрачивается на атомизацию и ионизацию, что снижает работоспособность газа и КПД.

Кроме того, при ударном торможении газа о преграду резко повышается не только температура газа, но и давление, что тоже нехорошо.

Одним из вариантов решения этих проблем является неполное торможение газа, то есть прохождение его с довольно большой скоростью по некоему криволинейному проходному тракту переменного сечения, при одновременном изменении вектора скорости, давления и температуры.

В частности, это может быть U-образно изогнутая труба, постоянного или переменного сечения (с расширением на концах и сужением в зоне изгиба), оба открытых конца которой направлены назад. Струя газа входит в трубку через один раструб, сжимается в несколько раз, но не до полного торможения, так что только 5-10% кинетической энергии переходит в тепло.

Скорость газа почти не уменьшается по величине, но вектор скорости разворачивается на 180^о, и струя газа выходит назад через второй расширяющийся конец трубы, сохраняя более 95% начальной скорости.

Если сравнить этот вариант с первоначальным, то есть полным переходом энергии газа в тепловую, и (частично) обратно в механическую, то КПД отличается очень сильно. В данном случае будет осуществляться почти идеально упругая передача максимального возможного импульса, в то время как при полном сжатии газа до остановки, его скорость затем восстанавливалась только на 50-70%, и передавался импульс около 75-85% (от максимально возможного при упругом отражении).

Для такого двигателя тоже возможна модификация с трубой большого диаметра из тонкой плёнки и приёмным раструбом диаметром 100 метров.

При скорости водорода относительно трубы в десятки км/с его температура может быть всего несколько тысяч градусов, а при скоростях в сотни км/с и температуре более 20.000 К можно использовать аналогичную конфигурацию магнитного поля.

В общем, очень хороший вариант.

 

Возможны и более сложные модификации, с разветвлением трубы более чем на два конца, которые могут быть направлены под разными углами друг к другу и к направлению полёта ракеты, через которые входят газовые потоки с разными скоростями от разных внешних источников. Например, так можно раздельно подавать извне как рабочее тело, с относительно небольшой скоростью, так и более высокоэнергетический носитель кинетической энергии, либо газы и плазму разного химического состава. При этом обмен импульсом и энергией между массами и потоками газов может осуществляться по разному, как при прямом механическом и атомарном взаимодействии, так и через посредство магнитных полей и токов. Для плазменного магнитного сопла можно предложить сложные конфигурации полей, осуществляющие функции энергетической и силовой машины, перерабатывающей потоки вещества и энергии.

 

 

1.9  Атмосферный термо-кинетический двигатель (тепловая прямоточка)

При некоторых специальных условиях возможны и другие варианты поставки топлива и его нагрева; например, часть топлива может находиться на борту ракеты или прилетать в виде снарядов с большой скоростью, а другая представлять собой водород из атмосферы планеты вроде Юпитера. Это будет аналог теплового воздушно-реактивного двигателя с нагревом газа за счёт кинетической энергии бортового запаса топлива.

Такой аппарат будет довольно сложным технически, так как придётся лететь в верхних слоях атмосферы при довольно большой скорости и внешней температуре порядка 20-30 тысяч градусов. С другой стороны, он проще, чем вариант с потоком вещества в виде снарядов, так как не надо вообще ничего никуда запускать, топливо находится на борту. Я считаю, что в данных условиях техническая сложность реализации обоих вариантов будет примерно равной, и надо сравнивать их эффективность.

При начальной параболической скорости полёта в верхних слоях атмосферы Юпитера 60 км/с, и с учётом собственной немаленькой скорости вращения планеты, встречная скорость потока водорода уже вначале будет около 70 км/с. Далее она будет возрастать, и удельный импульс соответственно будет возрастать тоже, оставаясь на уровне 30% разности скоростей аппарата и атмосферы планеты, так что удельный импульс (по затратам бортового запаса топлива) будет больше 20 км/с.

Чтобы увеличить свою скорость на 30 км/с, т.е. в 1,4 раза, ракете придётся уменьшить свою массу в 1,4^{^^}3,3 = 3,2 раза (по "прогрессивной" формуле Циолковского, с УИ пропорциональным скорости).

Т.е. при начальной массе 16 тонн, и начальной параболической скорости (относительно центра планеты) 60 км/с, такой аппарат разгонится в атмосфере Юпитера от 60 до 90 км/с (относительно центра планеты), затратив 11 тонн топлива, и уменьшив свою массу с 16 до 5 тонн.

Выйдя после этого из гравитационного поля планеты на бесконечность, ракета будет иметь скорость 67 км/с.

 

Сравним этот результат с базовым вариантом термо-кинетического двигателя в вакууме, при котором 5,5 тонн топлива находятся на борту ракеты (имеющей собственную массу 5 тонн), а 5,5 тонн летят ей навстречу, имея вблизи границы атмосферы скорость 60 км/с.

В этом случае встречная скорость будет 120 км/с, и удельный импульс (в пересчёте на затрачиваемую массу бортового топлива) вдвое больше, чем в атмосферном варианте, т.е. около 40 км/с. Казалось бы, и конечная скорость ракеты должна быть больше…

Однако, общая масса снарядов (в данном случае, и всего топлива) по-прежнему 11 тонн, и их общая кинетическая энергия (в системе отсчёта планеты) такая же. Так что сильно больший результат мы не получим.

Теперь масса ракеты уменьшится с 10,5 до 5 тонн, т.е. в 2,1 раза. Извлечём корень 3,3 степени из 2,1 и получим, что скорость ракеты (в системе отсчёта встречного снаряда) увеличится в 1,25 раза, т.е. со 120 км/с до 150.

А скорость в системе отсчёта планеты увеличится с 60 км/с до 90. Вот. Как ни крути, а больше энергии, чем её есть, не извлечь…

 

То есть, результаты в обоих случаях в точности одинаковые, до процента, хотя, казалось бы, параметры сильно различаются.

Мы можем взять 16 тонн льда (на условно-бесконечном расстоянии от Юпитера), и получить на выходе 5 тонн, летящих в ту же бесконечность со скоростью почти 70 км/с. Причём, как выяснилось, детали взаимодействия вещества мало влияют на конечный результат, а в большей степени влияет начальный запас энергии, и коэффициент её преобразования в кинетическую энергию оставшейся части вещества.

То есть при равной начальной массе и кинетической энергии вещества, и равной эффективности механизмов преобразования энергии, мы получим примерно равный результат, хотя физические механизмы взаимодействия могут сильно отличаться.

Физический смысл всего этого манёвра заключается в том, что мы сбрасываем некоторую массу вещества в достаточно глубокую потенциальную яму, а часть высвобождающейся гравитационной энергии передаём другой массе вещества, в данном случае в виде кинетической энергии. В общем, обычная гидроэлектростанция, аналог водяной мельницы.

В данном случае мы сбросили 11 тонн льда из бесконечности в атмосферу Юпитера, с теоретическим гравитационным потенциалом 1,8 ГДж/кг; общие затраты энергии 20.000 ГДж; полезная кинетическая энергия вещества, опять улетевшего на бесконечность, 2,3 ГДж/кг, и всего энергии 11,5 ТДж. Стало быть, КПД нашей гравитационной мельницы 57%, что близко к КПД гравитационных гидроэлектростанций на Земле.

Правда, мы здесь оптимистично забыли, что сможем извлечь и использовать только часть этой кинетической энергии.

Если бы целью данного манёвра было просто улететь из системы Юпитера, то мы могли бы использовать всю энергию ракеты. Но наша цель другая – мы хотим получить замкнутый энергетический цикл, перерабатывающий вещество спутников Юпитера, и позволяющий выводить часть вещества и энергии за пределы системы для других потребителей.

Поэтому КПД рабочего цикла окажется меньше примерно на треть.

Если "сухой" вес ракеты 1 тонна, и она берёт на борт 9,5 тонн льда, то на выходе его останется 4 тонны. Эти 4 тонны будут улетать от Юпитера со скоростью 70 км/с, и их можно частично использовать для возобновления цикла, а частично отправить на другие нужды.

Саму ракету надо затормозить, развернуть и снова заправить, и на всё это уйдёт от 10 до 50 % полученной энергии, в зависимости от того, где брать воду (точнее мы определим немного позже). Так что за пределы системы мы сможем отправить всего 2-3 тонны льда, и 40-70% полученной энергии.

Мы можем оценить мощность такой системы. При длительности цикла 12 суток, или миллион секунд, сухой массе ракеты 1000кг, и энергии на выходе 5.000 ГДж, средняя мощность электростанции составит 5 МВт, а удельная мощность 5 кВт/кг сухого веса ракеты, что и не мало, и не много.

 

 

1.10  Экономичный (низкоимпульсный) термо-кинетический двигатель

Раньше мы рассматривали (и ещё будем рассматривать в следующих частях) возможные типы двигателей на внешних ресурсах с точки зрения получения максимальной скорости и удельного импульса, для максимально эффективного разгона космических аппаратов.

Но есть задачи, для которых требуется только лишь вполне определённая скорость и величина изменения импульса, например, для массовой доставки потока грузов внутри околопланетной системы по экономичной траектории, и в этом случае для эффективного использования энергии и вещества оптимальным будет не слишком большой удельный импульс двигателя, примерно в 1,5-2 раза больший, чем требуемое приращение скорости груза.

В этом случае можно использовать двигатели с внешним нагревом газа за счёт разных источников энергии: электрическим, лазерным, за счёт химических реакций, или кинетической энергии. При этом также существуют два основных варианта способа размещения топлива (рабочего тела): внутри ракеты, или вне её, в частности неподвижно относительно поверхности планеты (в виде неподвижного топливного шнура или цепочки зарядов, как мы рассматривали когда-то давно для химического варианта).

Мы здесь рассмотрим для сравнения два типа систем с внешним кинетическим нагревом рабочего тела:

- ракетный двигатель (с внутренним запасом рабочего тела, и его внешним кинетическим нагревом), и

- безракетную стационарную систему с внешним хранением рабочего тела и его внешним кинетическим нагревом, (почти идентичную той, что была предложена для вывода грузов на околоземную орбиту, за исключением способа нагрева рабочего тела, что позволит получить больший удельный импульс, чем при химическом нагреве).

Для стационарной системы запуска ракет с крупных спутников Юпитера второй вариант лучше, но надо сравнить его с другими.

Какой именно тип двигателя, по способу нагрева и размещению рабочего тела, окажется наилучшим, будет определяться конкретными условиями, в частности, доступностью того или иного вида местного топлива. Я считаю более эффективными для начального разгона ракет системы с внешним стационарным размещением топлива (в виде шнура или капсул), но при небольших скоростях возможны и автономные варианты (ракетные).

Возможны более сложные модификации стартовой системы, с непрямым нагревом рабочего тела за счёт кинетической энергии, когда энергия вначале вырабатывается в стационарном генераторе, и затем подаётся к разгонным устройствам в электрическом виде. Такой вариант проще и удобнее с точки зрения управления и использования, при этом система с раздельным приёмом и использованием энергии может иметь высокий КПД, но требует больше начальных затрат при создании.

Для старта с небольших планет, размером примерно с Луну, возможны также пушечные (газовые) варианты, но они жизнеспособны при требуемой скорости не более 5-6 км/с. Электромагнитные катапульты не имеют такого ограничения, и могут быть эффективными для запуска небольших снарядов, но требуют значительных начальных затрат на создание системы.

Ракеты с обычным химическим топливом (кислородно-водородным или метановым) тоже могут быть жизнеспособны при скоростях до 5-6 км/с, при наличии источников получения такого топлива, но мне кажется, что расходы на получение и использование двухкомпонентного жидкого топлива будут выше, чем для термо-кинетического двигателя с внешним размещением рабочего тела и его внешним нагревом.

 

 

В системах Юпитера и Сатурна наиболее доступным веществом будет вода в виде льда, причём её запасы там очень велики, и в первую очередь надо рассматривать варианты использования воды в исходном виде.

Использование водорода даёт некоторые преимущества, но если его придётся получать из воды, то эффективность добычи топлива снизится на порядок, так как 90% массы (в виде кислорода) пойдёт в отходы. Водородная топливная система оправдана в том случае, когда либо есть потребность в получаемом попутно кислороде (для нужд обитаемой станции), либо есть запасы водорода или хотя бы метана, чего следует ожидать в более холодных системах, либо непосредственно в атмосфере планет-гигантов, но извлекать топливо оттуда невыгодно.

 

Рассмотрим сначала варианты с водой.

Принцип нагрева топлива будет один и тот же, независимо от того, хранится это топливо (рабочее тело) в баках ракеты, или полностью вне её. Во втором случае более эффективно используется полученная газом энергия, но принцип нагрева газа во всех случаях будет один.

Допустим, у нас есть некоторая масса вещества (например льда, хотя в принципе можно использовать что угодно, даже силикатный песок), которую мы как-то смогли разогнать до скорости 70 км/с, относительно другой массы вещества (которую мы считаем неподвижной). Кинетическая энергия 1 кг носителей составляет 2450 МДж/кг.

 При столкновении этого вещества с существенно большей массой (неподвижного) рабочего тела, в соотношении 1:150, выделится избыток энергии около 16 МДж на килограмм общей массы. Будет передан также некоторый начальный импульс, около 500 м/с, что не очень много, но про него надо помнить.

Если у нас есть обычный лёд или вода в жидком виде, то после получения 16 МДж/кг дополнительной энергии, это всё превратится в аналог обычного кислородно-водородного топлива (высшая энергия сгорания которого 15,5 МДж/кг). Удельный импульс такого топлива будет на уровне 4500 м/с, и он, в принципе, может быть направлен в произвольную сторону (относительно вектора скорости носителей кинетической энергии); но величина импульса будет зависеть от направления. Если направление вектора тяги и вектора скорости носителей совпадают, то УИ будет на 500 м/с больше, а если в противоположную сторону – на 500 м/с меньше; то есть, в зависимости от направления старта ракеты, удельный импульс в данном случае будет переменным, от 4000 до 5000 м/с.

Мы можем произвольно регулировать соотношение масс носителей кинетической энергии и рабочего тела, и таким образом увеличивать удельную энергию рабочего тела и удельный импульс, но есть несколько нюансов, которые ограничивают возможность увеличения УИ.

При температуре выше 3500К (для давлений порядка 10 МПа) вода разлагается сначала на молекулы газов и радикалы, а затем на атомы водорода и кислорода, и в интервале 3500-6000К поглощается очень много энергии, не пропорционально росту температуры. Запас внутренней энергии возрастает, и, в принципе, потом может быть возвращён и использован при понижении температуры. Но поскольку способность газа совершать работу при расширении определяется величиной PV, (которая определяется произведением числа молей газа на температуру), то замедление роста температуры, несмотря на рост запаса энергии, означает, что для совершения такого количества работы, которое соответствует хотя бы половине запаса внутренней энергии, может потребоваться очень значительное расширение газа, в сотни и тысячи раз, что не всегда технически возможно.

Из-за этого в верхней части температурного интервала диссоциации, то есть при температурах 5000-6000К, термодинамические свойства газа будут плохими, в результате чего КПД двигателя упадёт ниже 50%.

Далее в интервале 9000-10.000К атомарную смесь водорода и кислорода можно использовать, хотя и с не очень хорошим КПД. Выше 10-11 тысяч градусов начинается массовая ионизация кислорода и водорода, и энергия опять поглощается практически безполезно. При температурах выше 20.000К воду, по-видимому, тоже можно использовать в виде плазмы.

 

Рассмотрим теперь второй пригодный для использования воды диапазон температур, 9000-10.000К.

В этом диапазоне диссоциация молекул уже закончена, но ионизация атомов ещё не началась, и рабочее тело представляет собой нейтральный одноатомный газ, почти идеальный в небольшом диапазоне температур. Однако внутренняя энергия этого газа только на 1/4 будет представлена механической энергией поступательного движения атомов, а 3/4 энергии будет скрыто, то есть затрачено на диссоциацию молекул.

При температуре 9000 К, и молярной массе 6, энергия поступательного движения атомов будет составлять 18,7 МДж/кг (т.е. это теплоёмкость идеального одноатомного газа, с i=3 и молярной массой 6).

Энергия полной диссоциации воды (взятой в виде льда) на атомы 54,3 МДж/кг, то есть в данном случае в 3 раза больше, чем теплоёмкость того же количества получившегося одноатомного газа. Стало быть, с учётом скрытых степеней свободы, эффективное среднее значение i во всём рабочем интервале температур газа будет равно не 3, а около 12.

Это означает, что для высвобождения 50% тепловой энергии в виде работы (или кинетической энергии струи газа), газу надо расшириться в 2^{^^}6 раз, то есть примерно в 60 раз (по объёму), а для высвобождения 75% внутренней энергии в 3000 раз. В принципе, это не самые плохие показатели работоспособности, например у твёрдого ракетного топлива бывает и хуже.

На самом деле, такой грубый подсчёт, с усредненным показателем числа степеней свободы по всему диапазону температуры от 0 до 9000 К, даст не совсем верный результат, поскольку энергия расходуется на скрытые степени свободы не равномерно при нагреве газа, а в основном в нескольких относительно узких интервалах. Вначале вода испаряется при 400-500 К, но эта энергия полностью необратимо потеряна, так как температура в ракетном двигателе ниже 2000К точно не понизится. Также необратимо теряется энергия возбуждения молекул воды до 2000К, поскольку извлечь её в ракетном двигателе невозможно.

Полная внутренняя энергия, затраченная на нагрев воды до 9000К с учётом диссоциации, равна 73 МДж/кг (считая нагрев изохорным, то есть мгновенным, или импульсным, без изменения объёма).

В случае нагрева при постоянном давлении, то есть постепенном подогреве новых подаваемых порций рабочего тела, к энтальпии, при той же температуре, надо прибавить ещё объёмную энергию – то есть, на самом деле, работу, затрачиваемую данной порцией газа во время его нагрева, по вытеснению, и ускорению, предыдущей порции. Эта работа и прибавляется, вообще-то, к кинетической энергии предыдущей порции газа; но, если процесс стационарный, то можно считать, что эта прибавка к энтальпии (в виде заимствованной внешней работы) осуществляется данным объемом газа по отношению к самому себе. В результате, как полная затрачиваемая на нагрев энергия (энтальпия), так и совершаемая далее газом работа, увеличиваются на одну и ту же величину, равную PV, в данном случае 12,5 МДж/кг. Поскольку эта добавочная энергия полностью переходит в полезную работу, то это выгодно; т.е. стационарный (изобарный) нагрев струи газа термодинамически выгоднее, чем мгновенный импульсный (взрывной), поскольку температура при этом несколько ниже, а КПД выше.

Таким образом, полная энтальпия, при стационарном нагреве струи газа и постоянном начальном давлении, равна 18,7+12,5+54,3 = 85,5 МДж/кг. Из этой энергии 12,5 МДж/кг – работа внешних сил, вытесняющих очередную порцию газа в сопло; и начальная внутренняя энергия газа 73 МДж/кг. (Я надеюсь, понятно, что за ноль энтальпии принято исходное вещество, лёд).

При скорости носителей кинетической энергии 70 км/с, и удельной энергии 2,45 ГДж/кг, понадобится отношение масс примерно 1:28. При этом будет также передан начальный импульс носителей кинетической энергии, равный 2500 м/с (по отношению к всей массе рабочего тела), что уже весьма немало по отношению к общему импульсу.

После нагрева до 9000К, при коэффициенте (объёмного) расширения газа в 60 раз, будет совершена работа PV+0,5*U = 12,5 + 36,5 = 49 МДж/кг, что соответствует скорости истечения 10.000 м/с.

Это довольно неплохо, но надо не забывать про несколько вещей.

Во-первых, начальный импульс носителей кинетической энергии будет добавляться или вычитаться из общего импульса двигателя, в зависимости от направления полёта ракеты. Таким образом, полный удельный импульс может изменяться от 7500 до 12500 м/с, и будет наибольшим, если ракета стартует в направлении от Юпитера, то есть вдоль вектора скорости внешних носителей кинетической энергии. При направлении старта вдоль вектора орбитальной скорости одного из спутников Юпитера, прибавки к импульсу не будет, и он составит 10.000 м/с.

Во-вторых, требуется сопло с достаточно большим коэффициентом расширения, поскольку термодинамические свойства газа не очень хорошие (i=12). В случае использования внешнего топливного шнура с радиальным расширением газа, типичный коэффициент объёмного расширения будет около 20, и скорость радиального расширения газа будет несколько меньше, 9 км/с (но скорость аппарата при этом, как мы знаем, может достичь 20 км/с и более). В этом случае добавочный импульс, приносимый носителями кинетической энергии, можно практически не учитывать (а при косвенном электрическом нагреве шнура добавочного импульса вообще не будет).

В-третьих, температура газа довольно высокая для металлического сопла, но при прерывистом режиме работы эффективную температуру поверхности сопла можно снизить в несколько раз.

 

Дальнейшее увеличение внутренней энергии рабочего тела в данном случае, по-видимому, не эффективно, так как начнётся ионизация атомов, и в интервале 10.000-20.000К на это уйдёт порядка 250 МДж/кг энергии. При температуре около 30.000 К, когда будет закончена первая ионизация кислорода и водорода, рабочее тело тоже будет обладать приемлемыми термодинамическими параметрами, но не очень хорошими, так как будет продолжаться ионизация кислорода, на которую будет уходить в среднем более 50% поступающей энергии, и эффективное число степеней свободы частиц газа, в расчёте на полную энергию, будет колебаться в пределах 6-12.

 

…

Водород в качестве рабочего тела можно использовать в тех же температурных диапазонах, что и воду (3000-4000К; 9000-10000К; и свыше 30000). При равной температуре он будет давать удельный импульс в 2-2,5 раза больше, чем вода, благодаря в 6 раз большей теплоёмкости; при равной удельной энергии на килограмм, будет давать всё же на 5-10% больший удельный импульс, и при существенно более низкой температуре, в 2,5 раз. Так что, при наличии водорода, и возможности его хранения, он конечно предпочтительнее; особенно если требуется получить максимальный возможный удельный импульс.

Но если требуется получить относительно небольшой прирост скорости ракеты, до 5 км/с, и в качестве доступного местного ресурса имеется вода, то лучше непосредственно использовать воду. Для получения такого же конечного импульса ракеты, потребуется в 4 раза меньше воды, чем в случае предварительного извлечения из неё водорода; энергии непосредственно на нагрев рабочего тела уйдёт в 2 раза меньше, а с учётом затрат на электролиз – в 6 раз меньше.

При требуемом изменении скорости ракеты 10 км/с, вода и водород становятся примерно равноценными по затратам вещества и энергии, однако в случае использования воды температура в сопле двигателя будет существенно выше; если же требуется придать ракете скорость 12-15 км/с, то водород, конечно, лучше.

Однако для очень больших скоростей и удельных импульсов, более 20 км/с, при использовании плазменного двигателя с магнитным рабочим трактом, разница между различными видами вещества становится менее существенной, и в определённом интервале температур вода и другие вещества могут оказаться предпочтительнее водорода.

В целом, для транспортно-энергетической системы вблизи Юпитера лучше использовать воду (в виде льда с внешним нагревом для основного потока грузов, и жидких продуктов электролиза для локальных манёвров); для запусков с Земли выбор вариантов намного больше.  

 

 

 

 

 

2.  Гравитационная энергетика в системе Юпитера

 

Прежде чем лететь к Солнцу, посмотрим, что нам может дать его скромный младший брат. Он меньше, но его проще использовать.

Во-первых, до Юпитера намного проще долететь: для прямого полёта к Солнцу надо вылететь с Земли со скоростью 33 км/с, а для достижения Юпитера нужна скорость 16 км/с, хотя время полёта в несколько раз больше. На обычных химических ракетах до Солнца вообще не добраться никак.

Во-вторых, возле Юпитера прохладно, и можно почти не заботиться о теплозащите для ледяных и даже водородных снарядов.

В-третьих, вокруг Юпитера много спутников и просто кусков льда, их общая масса всего в 20 раз меньше массы Земли, так что воду с собой везти не надо. Система Юпитера может быть почти неисчерпаемым источником энергии и вещества для других областей Солнечной системы.

Правда, II космическая скорость для границы атмосферы Юпитера не очень большая, около 60 км/с, что для наших целей маловато, но для начала хватит.

 

2.1  Базовый энергетический цикл

Возьмём два куска льда, в точке, удалённой от Юпитера на 10-20 миллионов километров. Лёд можно отколупнуть от любого из полусотни мелких спутников, диаметром 1-5 км, которые вращаются в этой зоне с орбитальными скоростями 3-5 км/с. (Причём внешние спутники, с расстояниями более 20 млн.км, вращаются навстречу внутренним, что тоже можно использовать).

Запустим эти два куска с небольшой начальной скоростью, 4-5 км/с, в сторону Юпитера, так, чтобы они двигались по двум встречным ветвям параболической или очень длинной эллиптической траектории. Примерно через месяц они достигнут нижней точки траектории, разогнавшись при этом почти до 60 км/с, столкнутся почти над самой атмосферой Юпитера, с относительной встречной скоростью 120 км/с, и испарятся, превратившись в плазму при температуре 40-50 тысяч градусов.

Само по себе это не очень полезно для нас, хотя, пожалуй, можно использовать для освещения.

 

Возьмём теперь ракету. Её придётся привезти с Земли (если, конечно, мы так и не научимся делать высокопроизводительные 3D-принтеры с вращательной подачей материала из рулонов).

Но ракету придётся привезти 1 раз, а заправлять её мы будем на месте.

Ракету запустим по такой же траектории, а навстречу ей – много мелких кусочков льда. Внутри ракеты тоже будут такие же кусочки, (или жидкая вода, подаваемая в сопло струйками).

В нижней точке траектории, произойдёт взаимодействие порций вещества, имеющих большую разность скоростей, и при этом часть выделившегося избытка кинетической энергии может быть преобразована в полезную работу, то есть в данном случае в кинетическую энергию оставшейся массы вещества (ракеты). Ранее, в пунктах 1.9-1.10, мы рассмотрели 2 различных способа организации такого взаимодействия, но их намного больше, можно предложить ещё 3-4 альтернативных варианта. Но мы видели, что, практически независимо от выбранного варианта преобразования энергии, конечный результат, фактически, зависит только от её (энергии) начального запаса; то есть примерно 55-60% избытка кинетической энергии расходуемого топлива может быть передано ракете. Если масса ракеты примерно вдвое меньше массы всего затраченного топлива (в обоих рассмотренных случаях, затрачивалось 11 тонн топлива при оставшейся массе 5 тонн), то её скорость относительно планеты может быть увеличена с 60 до 90 км/с, и тогда снова на бесконечность она выйдет со скоростью почти 70 км/с, и удельной кинетической энергией 2,3 ГДж/кг.

 

Далее, надо сделать ещё несколько манёвров.

Оставшаяся в ракете часть топлива должна отделиться от неё, первоначально в виде небольших контейнеров или кассет с собственными устройствами управления и навигации, и продолжить движение к цели с максимальной скоростью (и энергией); однако, саму ракету (уже без топлива) надо сразу же снова затормозить на 30 км/с, так, чтобы она снова достигла исходного пункта заправки, на расстоянии 20 млн.км от Юпитера, с почти нулевой скоростью. (проще всего, вообще-то, использовать для этого атмосферу самой планеты, и какую-то разновидность парашюта, возможно электромагнитного).

 

Таким образом, далее у нас будет 4 тонны топлива (льда) в кассетах, летящих со скоростью около 70 км/с, и ракета массой 1 тонна, без топлива, летящая по длинной эллиптической траектории, с минимальной скоростью.

Проще всего, конечно, было бы, если бы и ракета, и кассеты с носителями кинетической энергии могли достичь исходного заправочного пункта за одинаковое время. Однако, это сложно сделать: ракета будет двигаться по экономичной траектории месяц, а кассеты со скоростью 70 км/с достигнут цели за 3 дня. Поскольку время, за которое топливо достигает цели, меньше, то для его использования потребуется вторая такая же ракета, уже заправленная и находящаяся в исходной точке в 20 млн км от Юпитера. За то время (30 суток), пока первая ракета вернётся в исходную точку и будет снова заправлена, вторая как раз достигнет Юпитера и отправится назад, предоставив топливо для повторного запуска первой. При этом длительность цикла получения топлива для следующего запуска будет 30 суток, а длительность цикла использования ракет вдвое больше.

В принципе, двух ракет уже достаточно для организации такого непрерывно действующего цикла; но при этом могут потребоваться дополнительные манёвры для изменения точки старта, поскольку сама ракета летит назад от Юпитера по длинной эллиптической траектории, и может вернуться примерно в ту же точку, откуда стартовала в первый раз; в то время как кассеты с топливом движутся с большой скоростью по гиперболической траектории, и прилетят в другую точку, отстоящую от первой примерно на 1/8 окружности радиусом в 20 миллионов километров, т.е. пересекут эту окружность на расстоянии в 15 млн км от первой точки. Поэтому, для организации непрерывного энергетического цикла, может потребоваться 2 или более заправочных станций, распределённых по дальней орбите на расстоянии 10-20 млн км от Юпитера, и по крайней мере 1 ракета на каждую станцию. Хотя, в минимальном варианте, по-видимому, будет всё таки достаточно не более двух заправочных станций (двух спутников или комет), находящихся на орбите с равным периодом обращения, в 15 млн км друг от друга, и всего двух ракет, по одной на каждую станцию (или по 2, в более сложном варианте). При этом первая ракета поставляет носителей кинетической энергии для второй станции, отстоящей на 45^о по орбите от исходной; вторая ракета, на второй заправочной станции, использует часть этой энергии для разгона, и достигает Юпитера за то время, пока первая летит обратно; и затем поставляет энергию для первой, которая к тому времени опять находится на первой станции.

Для следующего запуска вновь заправленной ракеты к Юпитеру потребуется потратить часть носителей кинетической энергии (и некоторое дополнительное количество льда в точке старта, которое мы не учитываем, так как его там много). Если исходная масса ракеты и отправляемого с ней топлива 16 тонн, и её надо ускорить (относительно точки старта) на 5 км/с, то для этого необходима энергия не менее 12,5 МДж/кг, или 200 ГДж на всю массу в 16 тонн; с учётом КПД преобразования энергии 50%, придётся затратить 400 ГДж энергии носителей кинетической энергии, то есть 200 килограммов полученного ранее вещества, летящего со скоростью 67 км/с.

 

Можно также провести оценку потребного количества энергии и вещества иначе: ранее мы рассчитали, что для испарения льда, нагрева газа до 9000К и получения реактивной струи со скоростью 10 км/с, необходимо 85 МДж энергии на килограмм льда, то есть соотношение масс льда и носителей кинетической энергии 1:28. При удельном импульсе топлива 10 км/с, для разгона на 5 км/с, по формуле Циолковского (т.е. при расходе топлива из бака самой ракеты), требуется увеличить исходную массу ракеты на 65%, то есть в данном случае на 10,3 тонны; и для нагрева этой массы потребуется 370 кг носителей кинетической энергии при скорости 67 км/с.

Полученная во втором случае оценка, правда, вдвое больше, чем в первом, так как была выбрана не самая экономичная для данного случая скорость истечения газов. Если же выбрать наиболее экономичный вариант, с соотношением масс льда и носителей кинетической энергии 1:150, энтальпией газа 16 МДж/кг, и скоростью истечения 4,5 км/с, то для запуска потребуется, правда, втрое большая дополнительная масса льда (32 тонны вместо 10,3); но зато энергии почти вдвое меньше, всего 220 кг носителей кинетической энергии, что почти точно соответствует первой оценке.

Таким образом, для запуска к Юпитеру 16 тонн полезной массы, можно потратить либо чуть больше льда (32 тонны) и меньше энергии (220 кг носителей кинетической энергии); либо меньше льда (10 тонн) и больше энергии (370 кг носителей). Возможно, что лучше всё-таки вариант с меньшим расходом льда, так как энергии в любом случае достаточно.

Таким образом, для запуска нового цикла придётся затратить около 10% энергии, полученной в предыдущем цикле. А оставшиеся 90% можно использовать как угодно. То есть, из 4 тонн полученных носителей кинетической энергии, только 400 кг тратиться на все энергетические нужды по организации нового цикла, а оставшиеся 3,6 тонны могут быть использованы для получения энергии, добычи ресурсов, поддержки местной транспортной системы, либо отправлены далее в другие части Солнечной системы, в том числе к Земле, для доставки новых грузов, в том числе, в систему Юпитера.

 

Мощность всей описанной энергосистемы будет лимитирована в основном количеством и вместимостью используемых в ней ракет. Если с Земли в систему Юпитера отправить 100 тонн груза, 50% которого будут составлять ракеты (точнее, в основном, их баки для воды или контейнеры для льда), то, при описанной продуктивности (4 тонны вещества за 2 месяца на 1 ракету весом в тонну), месячное производство носителей кинетической энергии составит 100 тонн. Чистый выход (после вычета той части, которая используется внутри системы) 80 тонн в месяц, или 1000 тонн в год. При этом, непосредственно к Земле удастся направлять не всё произведённое вещество; траектории движения кассет с топливом будет возможно корректировать только в ограниченных пределах, порядка 10-20^о, непосредственно во время их разгона вблизи Юпитера; кроме того, тогда же можно изменять и скорость их движения, которая не обязательно должна всегда быть равной 70 км/с, а может варьироваться в пределах от 40 до 80 км/с, (при этом, чем меньше скорость, тем большее количество вещества по массе можно получить, при примерно равном общем запасе энергии). В зависимости от скорости движения, кассеты с носителями кинетической энергии будут достигать Земной орбиты за 3-6 месяцев, что позволяет выбирать как точку достижения орбиты в произвольных пределах, так и момент времени прихода в эту точку. С учётом этого, к Земле удастся направлять около 50% произведённого вещества, остальное надо будет использовать внутри системы Юпитера или других частях Солнечной системы. (Для обеспечения максимальной возможной поставки носителей энергии к Земле, одну или две заправочных станции можно разместить непосредственно в секторе, направленном в сторону Солнца, и ещё 1 или 2 на значительном удалении от них; тогда поток отправляемой к Земле энергии может составить более 80% от всей добываемой, т.е. 1000 тонн носителей в год).

Таким образом, отправив к Юпитеру один добывающий комплекс весом 100 тонн, можно будет ежегодно получать 1000 тонн н.к.е. (меня немножко утомило 10 раз на странице писать "носители кинетической энергии"… надо придумать короткое и понятное название*).

 

Земную орбиту кассеты с луцем* будут пересекать со скоростью 80 км/с относительно Солнца, или 50-110 км/с относительно Земли, в зависимости от времени года. При скорости движения микро снарядов (навстречу орбитальному движению Земли) более 100 км/с, их кинетическая энергия составит 5 ГДж /кг, что позволит либо вывести на околоземную орбиту в 50 раз большую массу грузов (50 тысяч тонн в год, не смейтесь);

либо отправить обратно к Юпитеру в 10 раз больший груз, по отношению к массе полученного луца (1000 тонн х 10 =10.000 тонн в год).

То есть.

Мы вначале, невероятно напряглись, и с помощью тростниковых плотов, обвязанных сушёными лианами химических ракет, отправили в систему Юпитера 100 тонн груза (на самом деле, надо ещё везти топливо чтобы там причалить, хотя Юпитер в этом сильно поможет, так что топлива надо всего тонн 200-300, а общий вес возрастёт в 3-4 раза; либо, можно вначале отправить минимальный урезанный вариант системы, в 5-10 тонн веса, всего с 2-3 рабочими ракетами, и соответственно с меньшей производительностью).

Потом, оно туда летит 2,5 года; потом, ещё 2-3 месяца развёртывает добывающую систему, и ещё через 4 месяца присылает первую партию луца обратно в околоземное пространство. Итого, через 3 года после запуска первого корабля, мы начинаем получать, в заданной точке возле Земли, ежегодно, бесплатно, количество энергии, достаточное для отправки ещё 100 таких же кораблей (топливо на борту им больше не требуется, их там встретят). Ещё через 3 года, луцепоток возрастёт ещё в 100 раз. И можно будет отправлять, при желании, 10 тысяч кораблей такого же веса, как самый первый… причём, для их старта с Земли почти не надо будет топливо.

 

Микро снаряды, летящие со скоростью более 100 км/с, вообще-то, плохо сочетаются с атмосферой, даже на высоте 100-150 километров, так что, чтобы "зацепить" взлетающий с Земли аппарат за луцевую топливно-энергетическую магистраль, его всё-таки надо поднять вертикально вверх хотя бы на 200 км. Но это можно сделать либо совсем без топлива, с помощью наземной или стратосферной катапульты с начальной скоростью до 2 км/с, либо с помощью относительно небольшого реактивного ускорителя. Дальше, кораблю понадобится только запас рабочего тела, при безграничном энергетическом ресурсе и удельном импульсе, в зависимости от потребности, от 10 до 100 км/с. При желании, корабль вообще можно разгонять только внешними ресурсами, без затрат бортового запаса рабочего тела, но это оправдано только при требуемой скорости более 50 км/с.

 

Заметьте, здесь нигде не использовались электромагнитные пушки. Оказывается, луц, со скоростным фактором до 100 км/с, можно получить даром, и сколько угодно. Надо только немного подумать, и потом аккуратно управлять потоками вещества и энергии. Людей, не способных попасть в монетку хотя бы за одну-две тысячи миль, в дальний космос не пустят.

За 10 лет мощность энергетического цикла можно нарастить в миллион раз, (в 100 раз каждые 3 года), начав с запуска единственного корабля на химическом топливе, и больше не расходуя дополнительную энергию.

Мне кажется, на первое время нам хватит.

Помимо освоения внешних планет Солнечной системы, это позволит направлять грузы за пределы Солнечной системы со скоростью до 100 км/с, а при желании, летать и к Солнцу, хотя непонятно пока, зачем.

 

 

Мы можем оценить стоимость получаемой таким образом энергии.

Каждый килограмм структурного вещества (ракет, добывающих установок), доставленный в систему Юпитера, ежегодно будет возвращать к Земле 10 кг вещества при скорости от 50 до 100 км/с, с кинетической энергией от 1 до 5 ГДж/кг, в среднем 3 ГДж/кг. Стоимость перевозки оборудования к любой планете, после раскрутки системы, станет почти равной нулю (равна стоимости сопла для использования внешнего топлива, плюс распределённой инфраструктуры управления и навигации).

Таким образом, стоимость установленного в системе Юпитера оборудования, вместе с доставкой, будет мало отличаться от исходной стоимости производства этого оборудования на Земле.

Оценим стоимость 1 килограмма оборудования в 1000 долларов. Тогда, в расчёте на окупаемость за 5 лет, оно доставит обратно к Земле 50 килограммов луца, с суммарной энергией 150 ГДж. Стало быть, цена этой энергии и есть 1000 долларов; 150 МДж тогда стоят 1 доллар; а 3 МДж, соответственно, 2 цента.

2 цента за 0,8 кВт*час.

2,5 цента за 1 кВт*час.

В 4 раза дешевле, чем стоит выработка электроэнергии на Земле…

Энергоэффективность и стоимость оборудования будут примерно сравнимыми с оборудованием электростанций, используемым на Земле (средняя вырабатываемая мощность порядка 1 кВт на килограмм массы оборудования, при его стоимости 1000 долларов за килограмм установочного веса).

 

…Через 10 лет после запуска проекта, при луцепотоке 1 миллиард тонн в год, полёт на Луну в викенд будет стоить 500 долларов (на двоих). Вот, оказывается, откуда они там, в будущем (в фантастических фильмах и книгах) будут брать столько энергии, чтобы школьники могли на каникулах слетать, ну хотя бы на Уран…

(Была бы хоть сотня килограммов Луца со скоростным фактором 100 км/с во времена Гагарина… Человека в космос можно было бы запускать на слегка модернизированном Запорожце, а на Луну летать на маршрутке…)  

Запуск 1 килограмма груза на околоземную орбиту 0,5 доллара.

Доставка 1 килограмма груза на Луну 1 доллар.

Доставка следующих партий оборудования в систему Юпитера 10 долларов за кг, то есть 1% стоимости изготовления оборудования на Земле.

То есть, по сути, система раскрутит себя сама, за 3-6 лет, если её снабжать новым оборудованием, стоимость изготовления которого на Земле является единственным лимитирующим фактором для наращивания мощности системы. Остальное – вещество и энергию – она произведёт сама, было бы из чего.

 

 

2.2  Где брать воду

Внешние мелкие спутники Юпитера вращаются на расстояниях 10-20 миллионов километров от него, со скоростями 3-4 км/с, и если на начальном этапе в качестве источника вещества использовать их, то для этого требуется изменение вектора скорости на 3-5 км/с. Соответственно, оптимальный удельный импульс топлива для такого манёвра должен быть 8-10 км/с. При этом на маневрирование будет затрачиваться в сумме около 10 процентов производимой энергии, и в 5-6 раз больше воды, чем будет получено высокоэнергетического вещества с кинетической энергией 2-2,5 ГДж/кг.

Таким образом, использование в качестве источника ресурсов далёких внешних спутников Юпитера выгодно энергетически, так как затраты энергии на запуск нового цикла будут на уровне 10% энергии, полученной в предыдущем цикле.

Но есть у такой схемы и недостатки.

Во-первых, длительность одного энергетического цикла будет достаточно большой, 30-40 суток (надо пролететь более 10 млн км).

Во-вторых, суммарная масса внешних спутников не так велика, их диаметры от 1 до 5 км, и на очень длительное время их не хватит. Помимо этого, они в основном состоят из силикатных пород, во всяком случае на поверхности. Лёд там если и есть, то где-то в глубине, и не на всех, так как настолько малые тела не могут удержать молекулы водяного пара при сублимации. Поэтому, на длительную перспективу этот источник вещества (в первую очередь воды) видимо не подходит.

Правда, в качестве самих носителей кинетической энергии можно, и возможно даже предпочтительнее, использовать не лёд, а другие композиции веществ – например, мелкий (нанодисперсный) силикатный песок, с небольшим количеством воды в качестве связующего вещества, либо перекиси водорода, гидразина или химической взрывчатки в качестве распыляющего агента. Однако, для манёвров внутри системы вода в любом случае нужна, и если на мелких внешних спутниках её не окажется, то придётся спуститься ближе к Юпитеру, к более крупным.

Можно также ловить и использовать в качестве источника ресурсов мелкие кометы, довольно часто пролетающие на расстояниях в несколько миллионов километров от Юпитера; а в более далёкой перспективе – Троянцев и кометы из внешних областей Солнечной системы, но это потребует развитой системы астрономических наблюдений и навигации, и совершения длительных манёвров с использованием большого количества энергии, которую до этого надо где-то добыть. При этом запас вещества в этих источниках на 2 порядка меньше, чем в больших спутниках Юпитера, а время раскрутки энергетических циклов с использованием удалённых объектов будет на 2 порядка больше, чем для спутников внутри системы Юпитера. Поэтому наиболее привлекательным источником сырья в первую очередь являются крупные спутники Юпитера.  

 

Из больших, Галилеевых спутников по крайней мере три – Европа, Ганимед и Каллисто – выглядят очень перспективными для добычи воды.

Массы двух из них больше Луны; вторая космическая скорость для поверхности Каллисто 2,5 км/с, для Ганимеда 2,8 км/с, на Европе 2 км/с.

Каллисто на половину состоит из льда, а на Европе и, возможно, Ганимеде есть даже жидкий подповерхностный океан глубиной 100-150 км; общий запас воды на Ганимеде и Каллисто составляет 2% от массы планеты Земля, или в 100 раз больше массы всей воды в Земных океанах и ледниках. Вот где надо делать луц...

Каллисто вращается на расстоянии 1,88 млн км от Юпитера со скоростью 8,2 км/с, и чтобы (за один манёвр) вывести с её поверхности груз на кратчайшую эллиптическую траекторию касания атмосферы Юпитера, требуется дополнительная скорость около 7 км/с.

При использовании обычного ракетного двигателя, и удельном импульсе топлива 10 км/с, затраты топлива составят 50% от начальной массы ракеты, то есть 16 тонн для аппарата такого же веса, и для разогрева топлива потребуется 600 кг носителей кинетической энергии при скорости 67 км/с, то есть 15% энергии, полученной в предыдущем цикле.

При этом, время достижения атмосферы Юпитера 75 часов (3 суток), что в 10 раз быстрее, чем в случае старта с внешних спутников Юпитера. Таким образом, длительность одного энергетического цикла сокращается в 10 раз, и соответственно возрастает продуктивность используемого оборудования, мощность луцепотока, который можно направить к Земле, а стоимость поставляемой таким образом энергии пропорционально снижается, как и время раскрутки глобального энергетического цикла (включающего стадию доставки нового оборудования с Земли).

Правда, есть нюансы, которые надо учесть.

Скорость аппарата в нижней точке траектории, на расстоянии 71 тыс км от центра Юпитера, мало зависит от точки старта, и равна 60 км/с; но, в случае попутного движения по отношению к направлению вращения атмосферы Юпитера, эффективность атмосферного варианта термо-кинетического двигателя будет заметно ниже (удельный импульс равен 30% от скорости аппарата относительно атмосферы, которая вращается вместе с планетой со скоростью более 10 км/с), так что, при таком же КПД и тех же затратах рабочего тела, конечная скорость носителей кинетической энергии после ухода на бесконечность будет ниже на 20% (53 км/с, вместо 67 при варианте встречного движения аппарата относительно атмосферы), а запас кинетической энергии соответственно в 1,6 раз меньше, 1,4 ГДж/кг; это означает, что при тех же затратах энергии на возобновление цикла, фактически расход составит 25%, а не 15%, от энергии, добытой в предыдущем цикле; то есть, те же 4 тонны носителей кинетической энергии, будут иметь энергии меньше (5,6 ТДж вместо 9,0 при встречном движении относительно атмосферы); и после вычета 1,5 ТДж на организацию нового цикла, к Земле можно будет направить только 3 тонны вещества, с общей энергией 4 ТДж, вместо 8; правда, при дальнейшем движении по направлению к орбите Земли в гравитационном поле Солнца, эта разница сократится, так что на выходе получится примерно на 20% меньше вещества и на 40% меньше энергии из каждого цикла ускорения, чем в варианте с использованием внешних спутников. Но, поскольку длительность циклов ускорения в 10 раз меньше, чем в случае использования внешних спутников, то всё же скорость поставки энергии будет в несколько раз больше.

Помимо этого, точка пересечения траекторий носителей кинетической энергии с орбитой Каллисто будет смещена далеко от точки старта; причём, в сторону, противоположную орбитальному движению самой планеты. Поэтому придётся использовать несколько заправочных станций, размещённых в разных точках орбиты, и в результате к Земле можно будет направлять, в лучшем случае, не более 50% произведённой энергии.

В целом этот вариант несколько сложнее на начальном этапе, чем при использовании внешних спутников, и даёт на 40% меньший выход энергии за 1 цикл; но благодаря существенно меньшей длительности цикла, он всё же может дать в 2-3 раза большую мощность поставляемого к Земле потока носителей кинетической энергии, при той же массе доставленного с Земли оборудования; при этом запас воды равен бесконечности.

(Возможно также, что некоторым чисто техническим преимуществом данного варианта является то, что при попутном движении аппарата относительно атмосферы Юпитера скорость, а значит, и температура внешней среды существенно ниже; вырабатываемая при этом энергия тоже меньше, но всё же такой вариант будет немного проще осуществить).

 

В случае использования не атмосферного варианта термо-кинетического двигателя, с встречным потоком микро снарядов, второй контейнер с половиной топлива необходимо отправлять по встречной ветви эллиптической траектории достижения Юпитера, а для этого (если совершать только 1 манёвр разгона), требуется стартовать с поверхности Каллисто со скоростью 10,7 км/с; при удельном импульсе топлива 10 км/с, потребуется уже вдвое больше топлива, чем масса полезного груза, и вдвое больше энергии для его разогрева, чем для выхода на попутную ветвь такой же эллиптической траектории. Если, для этого варианта, 10,5 тонн груза выводится на попутную вращению Юпитера и Каллисто траекторию, и 5,5 тонн на встречную, то общие затраты дополнительного топлива для старта составят 22 тонны; что касается затрат энергии, то они, вроде как, тоже возрастут на 35%, по сравнению с выводом всей массы груза на попутную эллиптическую траекторию; но, однако же, скорость и энергия получаемых в результате этого носителей кинетической энергии будет больше, чем в предыдущем случае, т.е. точно такая же, как в первом варианте, 67 км/с и 2,3 ГДж/кг; и благодаря этому, данный вариант всё же лучше предыдущего: затраты энергии на возобновление цикла хоть и больше, но составляют 21% от всей вырабатываемой в рабочем цикле энергии, а её в 1,6 раз больше, чем в предыдущем цикле, т.е. 9 ТДж; полезный выход энергии составит 7 ТДж на 1 цикл, т.е. почти столько, сколько и в первом варианте, с внешними спутниками. При длительности энергетического цикла 3 суток, и цикла возврата ракет 6 суток, энергетическая мощность луцепотока, доставляемого на Землю, может быть в 5 раз больше, чем для варианта с внешними спутниками, и в 1,6 раза больше, чем в предыдущем варианте.

 

В случае, если будет применяться атмосферный вариант двигателя с встречным направлением полёта по отношению к вращению Юпитера, весь полезный груз вначале надо запустить с поверхности Каллисто с начальной скоростью 10,7 км/с, на что уйдёт в 2 раза больше топлива и энергии, чем в попутном варианте, т.е. 30% всей вырабатываемой энергии, количество которой такое же, как в самом первом варианте, 2,3 ГДж/кг. Это, в принципе, тоже приемлемо, хотя уже не так хорошо, как в варианте с внешними спутниками; но общая выработка энергии всё равно будет в несколько раз выше, чем в первом варианте.  

 

В общем, для Каллисто возможен прямой вывод грузов на эллиптическую траекторию касания атмосферы Юпитера, как в попутном, так и во встречном направлении по отношению к движению спутника, на что будет затрачиваться, соответственно, от 20 до 30% вырабатываемой энергии, что позволит создать луцепоток в 3-5 больший, чем в варианте с внешними спутниками (так как затраты энергии больше, но больше и частота циклов).

Однако, для остальных, более близких к Юпитеру спутников, такой прямой способ вывода на траекторию достижения Юпитера становится более затратным, из-за большей орбитальной скорости.

Орбитальная скорость движения Каллисто составляет 8,2 км/с, на расстоянии 1,88 млн км от Юпитера, с периодом обращения 16,7 суток; для Ганимеда 11 км/с, на расстоянии 1,07 млн км, за 7,16 суток; для Европы 14 км/с, 670 тысяч километров, и 3,55 суток, соответственно; (при этом 3 внутренних Галилеевых спутника – Ио, Европа и Ганимед – находятся в точном резонансе 1:2:4).  

Соответственно, для Ганимеда прямой вывод груза на траекторию снижения к Юпитеру потребует скорости 7,7 км/с в прямом направлении, и 15,3 км/с в обратном, что требует затраты 30-50% всей вырабатываемой энергии, и делает рабочий цикл менее рентабельным, хотя длительность рабочего цикла при этом также сокращается вдвое, и за счёт этого общая выработка энергии всё же может быть на 30-50% больше.

Для Европы начальная скорость составит 8,0 км/с для вывода груза на попутную траекторию, что тоже приемлемо, и потребует затрат 30% энергии предыдущего цикла; однако это позволит использовать только атмосферный вариант двигателя с попутным направлением движения относительно вращения атмосферы, при этом скорость и энергия получаемых носителей кинетической энергии будет 51 км/с и 1,3 ГДж/кг, т.е. удельная энергия в 1,75 раз меньше, чем в варианте с внешними спутниками; а с учётом больших относительных затрат на возобновление цикла, за 1 цикл будет получено в 2,25 раза меньше энергии, что вроде бы плохо.

Но длительность цикла в данном случае составит всего 36 часов для возврата ракеты в исходную точку, и 22 часа от старта ракеты до получения луца (правда, он будет получен в другой точке, поэтому потребуется несколько (2 либо 3) дополнительных заправочных станций в разных точках на орбите для возобновления и поддержания энергетического цикла).

Так как время 1 цикла в 30 раз меньше, чем в варианте с внешними спутниками; энергетический выход 1 цикла в 2,25 раза меньше; и к Земле может быть направлено не более 50% вырабатываемой энергии, то суммарная энергетическая эффективность такой системы, при одинаковой исходной массе используемого оборудования, будет примерно в 5-6 раз выше, чем для схемы с далёкими спутниками; то есть, если для исходного варианта, при общей массе оборудования 100 тонн, можно было направить к Земле 1000 тонн луца в год, при средней удельной энергии 3 ГДж/кг, и суммарной энергии 3х10^^6 ГДж, то для вариантов с Галилеевыми спутниками выработка энергии, и суммарная масса доставляемого к Земле луца, может быть примерно в 5 раз больше.

 

Для запуска с Европы грузов в направлении, противоположном орбитальному движению спутника, требуется скорость более 20 км/с, что делает такую схему нерентабельной; да и для Ганимеда, при требуемой скорости запуска 15,3 км/с, такой манёвр тоже слишком затратный.

Но можно предложить намного более экономичные варианты вывода полезного груза на требуемые траектории, для чего потребуется больше времени, но зато на порядок меньше топлива и энергии.

 

 

 

 

 

 

 

2.3  Гравитационные манёвры в системе спутников Юпитера.

Как правильно добывать мёд воду.

 

Систему Юпитера иногда называют "Солнечной системой в миниатюре". И правда, сходство есть: 4 небольших внутренних спутника, потом 4 Галилеевых "спутника-гиганта", и дальше какой-то нерегулярный рой из сотни малых тел. Такое сходство, возможно, не случайно, а обусловлено схожей историей формирования системы: возможно, что во время формирования спутников, сам Юпитер в течении нескольких миллионов лет был вполне полноценной звездой, хоть и маленькой, с температурой поверхности 3-5 тысяч градусов, и мог повлиять на распределение вещества в окружающем пространстве аналогично тому, как это сделало Солнце во время формирования планет.

 

Если продлить эту аналогию, то манёвр с прямым выводом груза с поверхности больших спутников сразу на траекторию снижения к Юпитеру, аналогичен тому, как если бы мы пытались запустить ракету с Земли прямо к Солнцу, с перигелием в несколько миллионов километров. Это самый быстрый вариант, но для него требуется очень большое изменение скорости.

Второй вариант – запустить ракету сначала, наоборот, по сильно вытянутой траектории на большое расстояние, затем в дальней точке траектории избавиться от лишнего момента импульса при минимальной затрате топлива, и уже затем ракета может направиться к Солнцу. Это требует в десятки раз больше времени, но зато требуемое изменение скорости вдвое меньше, чем при прямом манёвре.

Если же в системе есть другие массивные планеты, то можно использовать их гравитационное поле для поворота вектора скорости вообще без затрат топлива, и, в принципе, после нескольких таких манёвров можно получить какую угодно траекторию, в том числе вообще покинуть данную систему. Совершение таких манёвров тоже требует довольно большого времени, но это всё же быстрее, чем второй вариант, и ещё более экономично по затратам топлива.

В системе Земля-Солнце для гравитационных манёвров чаще всего используют Юпитер, что позволяет произвольно изменить скорость за 1 манёвр без затрат топлива; иногда вначале, чтобы достичь Юпитера с меньшими затратами, используют также многократное прохождение в гравитационных полях Земли и Венеры. В общей сложности такие манёвры длятся от 5 до 10 лет, и требуют начальной скорости при старте с Земли от 14 до 16 км/с, вместо 33 км/с для прямого полёта к Солнцу.

 

В системе Юпитера есть 4 массивных спутника, 3 из которых к тому же находятся в резонансе, что позволяет, в принципе, произвольно изменять начальную траекторию в широких пределах без затрат топлива. Для этого может потребоваться несколько прохождений вблизи спутников, но, поскольку периоды их обращения невелики, от 1,77 до 16,7 суток, то длительность всего манёвра будет ненамного больше, порядка 10-30 суток.  

 

Вариантов здесь много, но мне кажется, что в качестве основного лучше выбрать вариант с предварительным выводом запаса топлива (в виде большой массы льда) на сильно вытянутую траекторию, с большой полуосью 670 тысяч километров, и периодом обращения, равным или близким к периоду обращения Европы, т.е. примерно 3,5 суток. (назовём эту опорную траекторию "Базовая траектория с периодом 1:1", или "Европа-Б 1:1")

Минимальное удаление от центра Юпитера должно быть около 80 тысяч километров, т.е. минимальная высота, на которой атмосфера не создаёт помех движению. Максимальное удаление, соответственно, около 1,26 млн км, т.е. немного выше орбиты Ганимеда. (хотя возможны варианты выбора базовых траекторий с меньшим максимальным расстоянием, и меньшим периодом, находящимся в кратном отношении с периодом Европы, для регулярной повторной доставки топлива при одной и той же повторяющейся конфигурации планет для совершения манёвров).

Вначале груз с поверхности Европы выводится, возможно по частям, непосредственно на стартовую траекторию А, которая в нижней точке касается орбиты Европы, т.е. нижняя точка траектории находится на расстоянии 670 тыс км от Юпитера; а верхняя на расстоянии 1,3 миллиона километров от Юпитера, то есть начальная траектория пересекает орбиту Ганимеда и поднимается на 200-250 тысяч километров выше его орбиты, с большой полуосью 1 млн км, и периодом обращения 6,5 суток.

Для того, чтобы перейти на такую промежуточную траекторию с круговой орбиты Европы, требуется добавочная скорость всего 2,2 км/с; если стартовать с поверхности Европы, то требуется начальная скорость 3,0 км/с. И это все затраты топлива и энергии, которые потребуются.

Далее траектория раскачивается за счёт нескольких прохождений вблизи Ганимеда, Европы, а затем и Ио, и через 2-3 оборота превращается в сильно вытянутую траекторию Б, описанную выше, синхронную с временем оборота Европы; хотя, возможны и варианты с другим соотношением периодов оборотов, например 2:3, 3:5 или 3:4, что позволит иметь на такой траектории несколько (от 2 до 5-6) заправочных станций, на которые можно будет повторно доставлять топливо через определённые регулярные промежутки времени в 15-30 суток. Переход с траектории А на траекторию Б (или одну из упомянутых) за счёт серии гравитационных манёвров займёт 15-20 суток, и не потребует затрат топлива, за исключением небольших корректировок отклонений, в пределах нескольких метров в секунду.

При этом конфигурация расположения всех спутников (кроме Каллисто) будет повторяться каждые 7,16 суток, что позволит осуществлять одну и ту же оптимальную последовательность манёвров для доставки каждой новой партии топлива.

 

Поскольку начальная скорость, необходимая для старта с поверхности спутников и вывода на промежуточную траекторию, невелика (для Европы 2,97 км/с), то для запуска топлива гораздо выгоднее использовать не ракеты, а газовую катапульту. При этом отпадает необходимость возить, и затем возвращать назад, топливные баки и двигатель; весь груз на 100% состоит из полезного вещества (льда), КПД разгонной системы может быть до 50%, и пропускная способность такой системы доставки будет в 10-20 раз выше, при равных затратах на оборудование, чем у ракетной.

Равновесная температура в системе Юпитера составляет около 120 К (от 30 К на теневой стороне до 180 на солнечной), что позволяет короткое время (несколько часов) хранить водяной лёд вообще без оболочки. Для более длительного хранения можно использовать оболочку из тонкой металлизированной полимерной плёнки толщиной менее 1 мкм, предохраняющей лёд от нагревания и сублимации; масса такой плёнки может составлять 1 грамм на квадратный метр, что позволяет завернуть в плёнку весом 1 кг более 1000 тонн льда.

При большей жадности, можно использовать плёнку повторно, либо покрывать поверхность льда антисублимационным адгезионным слоем толщиной менее 1 нм из полимерной смолы, металла или графена, тогда в 1 кг защитного покрытия можно вместить несколько миллионов тонн…

 

Для приведения в действие газовой катапульты лучше использовать водород, который при температуре 3000-3500К даст скорость снаряда более 3 км/с; правда, водород придётся вначале добыть из воды; но его надо добыть только 1 раз. Я надеюсь, каждому должно быть понятно, что у цивилизованных людей пушка должна быть снабжена системой отсечки газов в момент выхода снаряда из ствола, так что потери газа в космос при каждом выстреле должны быть, во всяком случае, меньше 1%. Потом горячий газ из ствола надо будет переместить в резервуары охлаждения, где он используется для нагрева воды или плавления льда, если есть такая необходимость, так что общий КПД всей планетарной энергетической и добывающей системы может достигать 100%; после охлаждения до 200-300К, водород сжимается и снова подаётся в резервуары нагрева, для следующего выстрела. Сжижать водород в данном случае не целесообразно, так как это увеличит расход энергии и вес используемого оборудования.

 

Резервуар из стали или титана, на 1 кг своего веса, может вместить газ с объемной энергией 100 кДж, и энтальпией более 300 кДж. При массе ствола пушки 10 тонн, для выстрела может быть использована энергия более 1 ГДж, из которой 500 МДж может быть передано снаряду, что позволит разогнать до скорости 3 км/с снаряд массой 110 кг, т.е. 1% от массы пушки.

При использовании высокоэффективных конструкционных материалов массу пушки можно сократить ещё в 5-10 раз, но мы не будем жадничать, и примем, что пушка весом 10 тонн сможет разогнать ледяной снаряд весом 100 кг до скорости 3,0 км/с, с кинетической энергией 450 МДж; (диаметр снаряда 50 см при длине в 60 см; можно сделать снаряды не в виде круглого цилиндра, а шестигранной призмы, для последующей плотной упаковки при хранении). Вместе со всем вспомогательным оборудованием такой стартовый комплекс может весить 20-30 тонн.

При этом темп стрельбы будет в основном определяться мощностью и пропускной способностью системы охлаждения и повторного сжатия газа. После каждого выстрела для охлаждения газа необходимо утилизировать 650 МДж тепловой энергии, за счёт которой можно расплавить 1,5 тонны льда, либо нагреть 1,5 тонны воды на 100 градусов, либо испарить 200 кг воды. Вероятно, оптимальной будет схема, при которой газ вначале, при температуре 2000К и начальном давлении 10-20 МПа, совершает работу в газовой турбине, расширяясь в 10-12 раз по объёму, при этом часть вырабатываемой энергии сразу же идёт на сжатие уже охлаждённого газа при температуре 300К до 50-100 МПа. Удельная мощность такой системы может превышать 100 кВт на 1 кг веса, так что при массе 5 тонн такой турбо компрессорный агрегат может иметь тепловую мощность более 500 МВт, и утилизировать весь газ в течении 1 секунды после выстрела.

После охлаждения газа до 800К в турбине, остаток тепловой энергии направляется на нагрев большой массы циркулирующей воды из большого подлёдного теплового резервуара, и затем может использоваться в течении длительного времени. При этом некоторая часть тепловой энергии (5-6% от всей первоначальной энергии нагрева, то есть 50 МДж за 1 выстрел) может быть передана резервуару с высокотемпературным рассолом и более высоким тепловым потенциалом, 600-800К, и затем в течении нескольких суток может использоваться для извлечения некоторой доли запасённой тепловой энергии в виде механической или электрической, что решит проблемы энергоснабжения добывающего комплекса на поверхности Европы, а также позволит обогревать оборудование на поверхности.

 

В целом стартовый комплекс представляет собой тепловую машину, в которой рабочий газ (водород) совершает замкнутый цикл, с максимальной температурой 3000К и минимальной 300К. При этом 40% энергии нагрева может быть передано снаряду; 35% идёт на нагрев теплового резервуара-холодильника (причём небольшую часть этой энергии можно потом дополнительно извлечь в виде электрической); и 25% сразу преобразуется турбиной в механическую и электрическую энергию, которая может быть использована для электролиза и других нужд. (то есть, в начале турбина извлекает в виде полезной работы 60-65% остаточной внутренней энергии газа, то есть 35% всей начальной энергии нагрева; но потом 1/3 этой энергии снова затрачивается на сжатие газа, охлаждённого до 300К, так что полезный выход энергии составит 20-25% от энтальпии начального нагрева газа.

Для нагрева газа можно использовать высокоэнергетические носители кинетической энергии (мы же их делаем). Атмосфера Европы, по-видимому, достаточно разреженная для того, чтобы микро снаряды со скоростью 50-70 км/с могли с приемлемой точностью достигать приёмного устройства непосредственно на поверхности. Далее кинетическая энергия микро снарядов может либо вначале конвертироваться в электрическую в МГД-генераторе, либо использоваться непосредственно в виде тепловой энергии, для нагрева либо непосредственно рабочего газа, либо промежуточного подвижного высокотемпературного теплоносителя, либо неподвижного аккумулятора тепла. При кинетической энергии (100 килограммового) снаряда 450 МДж, для нагрева при каждом выстреле потребуется 1,1 ГДж, или 11000 ГДж на всю партию в 1000 тонн, (т.е. будет затрачена 1 партия луца-67, при массе 4 тонны и общей энергии 9000 ГДж).  

 

Таким образом, артиллерийский стартовый комплекс весом в 20-30 тонн может каждую секунду отправлять на стартовую траекторию 100 кг льда, или 1000 тонн за 3 часа.

Затем эти снаряды 2,5 суток (60 часов) летят по промежуточной траектории до точки первого гравитационного манёвра вблизи Ганимеда. При некоторой разнице скоростей, порядка 30-50 метров в секунду, все снаряды, выпущенные с поверхности Европы на протяжении 3 часов, могут собраться в плотный рой, и затем эти 1000 тонн льда могут быть упакованы в один контейнер (мешок из тонкой плёнки). Для совершения точных микро манёвров каждый снаряд первоначально может иметь навигационный комплекс весом до 100 граммов (их потом можно вернуть на стартовую позицию для повторного использования). Для сбора и упаковки снарядов могут использоваться несколько микро буксиров весом до 1 кг, снабжённые тросовыми системами для захвата объектов.

После того, как 1000 тонн льда собраны в один контейнер, его дальнейшую буксировку может осуществлять небольшой орбитальный тягач, весом 100 кг, с запасом двухкомпонентного топлива до 10 тонн (лучше использовать кислородно-метановое или гидразиновое топливо, так как при температуре 50К его можно хранить вообще без баков, в полиэтиленовом пакете. Расход топлива при гравитационных манёврах почти равен нулю, так как буксир должен только обеспечивать точную корректировку траектории.

Через 15-20 суток очередная партия топлива будет доставлена на заправочную станцию на базовой траектории, а тягач отправится назад (для экономии времени можно использовать остаток топлива, так что цикл повторного использования орбитального тягача будет около 30 суток).

Таким образом, если отправлять партию в 1000 тонн льда 1 раз за 2 полных оборота Европы вокруг Юпитера (2х3,55 суток), то на базовую станцию будет прибывать 4000 тонн льда в месяц, и для обслуживания такого маршрута понадобится 4-6 орбитальных тягачей весом по 100 кг.

 

При этом, если использовать базовую траекторию, синхронную по периоду с Европой 1:1, то на ней можно разместить только 1 базовую заправочную станцию, и новые партии льда будут прибывать на неё 1 раз за 7,16 суток, всегда в одной и той же точке траектории.

Возможно, лучше использовать более короткую базовую траекторию, с периодом 2-3 суток, и отношением к периоду обращения Европы 3:4, 3:5, 3:7, 5:7 и т.д; тогда новые партии топлива будут прибывать поочерёдно в несколько разных точек на базовой траектории, которых может быть от 2 до 10, и соответственно в этих точках можно разместить топливные базы, которые будут получать лёд 1-2 раза в месяц.

Кроме основной, потребуется ещё одна аналогичная базовая траектория, повёрнутая относительно первой на большой угол, 30-60 градусов. На этой второй траектории тоже должно быть несколько топливных баз, на которые доставляется примерно в 10 раз меньше льда, чем на основные, и которые служат для возобновления энергетического цикла. Основная базовая траектория должна быть ориентирована под определённым углом к направлению на Солнце, таким образом, чтобы производимый луц всегда направлялся в заданную точку на орбите Земли. По мере движения Юпитера вокруг Солнца ориентацию большой оси базовой траектории необходимо будет постепенно изменять, тогда к Земле можно будет направлять почти 100% производимого луца. Для поворота большой оси базовой траектории (на 2,5 градуса в месяц) без затрат топлива можно использовать гравитационные манёвры, а также избыточный импульс прибывающих партий топлива (или просто выводить новые партии льда на немного смещённую траекторию, а оборудование баз перемещать на неё за счёт дополнительных манёвров).

 

Для эффективного осуществления гравитационных манёвров запуск топлива с поверхности Европы должен осуществляться в пределах не очень большого окна по времени, порядка 5% времени каждого второго оборота, т.е. в течении 3 часов за 7,16 суток. За это время (описанный ранее) стартовый комплекс успеет выпустить 10 тысяч снарядов по 100 кг, т.е. 1000 тонн за раз, или 4000 тонн в месяц.

Возможно, что при наличии более чем одной базовой траектории и нескольких станций на каждой из них, удастся рассчитать несколько альтернативных последовательностей гравитационных манёвров для доставки льда, тогда время эффективного использования стартового комплекса увеличится в 2…10 раз, что является определяющим фактором для производительности всей системы. Но мы пока примем, что доставка льда осуществляется 1 раз за 2 полных оборота Европы, т.е. 4000 тонн месяц.

Для обслуживания каждой топливной базы потребуется несколько тонн оборудования, основная функция которого будет состоять в том, чтобы сформировать топливные гранулы весом 1-10 граммов и расфасовать их по контейнерам (пакетикам) весом от 500 граммов (для использования внутри системы) до 10-100 килограммов (для отправки к Земле), снабжённым автономной системой навигации. В сумме для обслуживания всей топливной системы потребуется, возможно, 10-20 тонн оборудования, включая системы обработки, хранения и загрузки топлива, а также орбитальные тягачи.

Получение солнечной электроэнергии для работы оборудования в системе Юпитера является больным вопросом, так как поток солнечной энергии в 25-30 раз меньше, чем на орбите Земли. Но при грамотном проектировании и использовании солнечных батарей с плёночными концентраторами, можно получить мощность порядка 1 кВт на 1 кг веса солнечной батареи, при площади концентратора 100 кв.м. (правда, конструкции солнечных панелей будут очень лёгкими и хрупкими, так что при ускорениях более 0,1 м/с они будут ломаться от собственного веса, но в невесомости на стационарных орбитальных станциях их можно применять). Тогда для обеспечения постоянной работы каждой топливной станции (в предположении, что надо полностью расплавить весь поступающий лёд) потребуется постоянная мощность электроснабжения 100 кВт, для чего нужна солнечная панель площадью 10000 кв.м, и массой 100 кг.

 

Рабочие ракеты, непосредственно осуществляющие манёвры для доставки носителей кинетической энергии к Юпитеру и их разгона с помощью термо-кинетических двигателей (т.е. основной цикл производства луца), будут постоянно обращаться по вытянутой траектории касания атмосферы (траектория С), синхронной по времени с траекторией Б (с периодом около 3 суток), и с минимальной высотой 72 тысячи километров. При этом каждая рабочая ракета всегда будет заправляться на одной и той же топливной базе. В наиболее удалённой от Юпитера точке разница скоростей между траекториями Б и С будет порядка 100 м/с, и партию топлива в 15 тонн для заправки одной рабочей ракеты сможет перевозить тягач массой 100 кг с запасом двухкомпонентного топлива 500 кг для осуществления данного манёвра и возвращения на базу.

Если, как в самом первом варианте, использовать для разгона вблизи Юпитера рабочие ракеты весом по 1 тонне, способные взять за раз 15 тонн топлива и произвести 4 тонны носителей кинетической энергии, то за месяц каждую из них можно будет заправить 8-12 раз (в зависимости от выбранного периода базовой траектории), т.е. одна рабочая ракета может переработать в луц 15*10 = 150 тонн льда в месяц (от 120 до 180 тонн, в зависимости от периода базовой траектории; именно поэтому более короткая базовая траектория лучше). Для переработки 4000 тысяч тонн льда в месяц потребуется 25-35 рабочих ракет.

 

Таким образом; масса добывающего и стартового комплекса на поверхности Европы 30 тонн; масса всего орбитального и вспомогательного оборудования 20 тонн; масса рабочих ракет 25-35 тонн. Всего выходит 80-90 тонн оборудования, которое надо первоначально доставить с Земли в систему Юпитера. После этого в сторону Земли можно будет направлять 1000 тонн луца в месяц (со скоростным фактором 70 км/с либо 55 км/с на расстоянии 10 млн км от Юпитера, в зависимости от схемы разгона); то есть, 12000 тонн луца в год, со скоростью после удаления от Юпитера 50-70 км/с, и соответственно 70-80 км/с при пересечении орбиты Земли. Скорость встречи с Землёй будет меняться в зависимости от текущего вектора скорости Земли, но тут возможны варианты, позволяющие регулировать начальную скорость, и соответственно срок доставки в пределах 3-6 месяцев, так что примерно половину всех поставляемых к Земле носителей кинетической энергии можно будет использовать при максимальной скорости и энергии, более 100 км/с. При этом средняя энергия поставляемого луца будет 3-4 ГДж/кг.

 

Данный вариант является самым производительным из всех ранее рассмотренных, так как обеспечивает луцепоток в 10-15 раз больше, чем при использовании далёких внешних спутников, и в 2-3 раза больше, чем при прямой доставке воды с Галилеевых спутников сразу к Юпитеру. При этом экономичность тоже самая высокая, так как на возобновление цикла тратится всего 1,5% производимой энергии, (вместо 10% для варианта с далёкими спутниками, и 20-30% при прямой доставке с Ганимеда или Каллисто).

Мы именно поэтому на нескольких предыдущих страницах уделили столько внимания излишне подробным расчётам системы доставки, чтобы каждый мог убедиться, что, действительно, тратится 1,5% энергии, и получается луцепоток 12000 тонн в год, при массе оборудования 100 тонн.

 

 

Теперь мы можем сравнить мощность луцепотока и стоимость энергии, доставляемой таким способом к Земле, с другими вариантами.

Отправив к Юпитеру один добывающий комплекс весом 100 тонн, можно будет ежегодно получать 12000 тонн носителей кинетической энергии (для которых мы украли придумали короткое и понятное название – "луц", потому что это экономит 90% букв в названии).

При средней кинетической энергии луца 3 ГДж/кг это позволит вывести на околоземную орбиту в 50 раз большую массу груза (пол миллиона тонн);

либо можно отправить обратно к Юпитеру в 10 раз больший груз, по отношению к массе полученного луца (12000 тонн х 10 =120.000 тонн в год), то есть, проще говоря, в 1000 раз больше, чем уже было отправлено.

 

Начав с запуска единственного корабля на химическом топливе, за 9 лет мощность энергетического цикла можно нарастить в миллион раз, (в 1000 раз каждые 3 года, +3 года ожидания доставки первой партии)...

Мне кажется, 12 миллиардов тонн луца в год нам поначалу хватит.

Это всего 12 кубических километров экологически чистой воды; но летящей с очень большой скоростью.

1 миллиард тонн луца со скоростным фактором 100 км/с заменит по выделяемой энергии 50 тысяч тонн урана-235, (или 7 миллионов тонн природного урана). И работу 5 тысяч средних атомных электростанций, типа Фокусимы и Чернобыля. Но, это вода. Просто вода, даже не тяжёлая. Никаких излучений, никаких изотопов. В миллиард раз чище всего, что можно придумать, включая гелий-3, который, вроде, в 1000 раз дороже золота, и за которым придётся лететь вообще к Плутону.

 

Мы можем оценить стоимость получаемой таким образом энергии.

Каждый килограмм структурного вещества (ракет, добывающих установок), доставленный в систему Юпитера, ежегодно будет возвращать к Земле 120 кг вещества при скорости от 50 до 100 км/с, с кинетической энергией от 1 до 5 ГДж/кг, в среднем 3 ГДж/кг. Стоимость перевозки оборудования к любой планете, после раскрутки системы, станет почти равной нулю (равна стоимости сопла для использования внешнего топлива, плюс распределённой инфраструктуры управления и навигации).

Таким образом, стоимость установленного в системе Юпитера оборудования, вместе с доставкой, будет мало отличаться от исходной стоимости производства этого оборудования на Земле.

Оценим стоимость 1 килограмма оборудования в 1000 долларов. Тогда, в расчёте на окупаемость за 5 лет, оно доставит обратно к Земле 600 килограммов луца, с суммарной энергией 1800 ГДж. Стало быть, цена этой энергии и есть 1000 долларов; 1,8 ГДж энергии тогда стоят 1 доллар; а 3,6 МДж, соответственно, 0,2 цента.

0,2 цента за 1 кВт*час – то есть в 50 раза дешевле, чем стоит выработка электроэнергии на Земле сейчас.

Это уже не только космические запуски по 10 центов за килограмм груза, на воде из речки, и билет на Луну в викенд за 50 долларов.

И не только колонизация и кондиционирование планет Солнечной системы в течении следующих 20-30 лет.

Такая цена энергии позволит радикально изменить количество и качество энергопотребления на Земле, вывести с Земли 90% вредных и энергоёмких производств, и наконец превратить Землю в действительно приятное место для жизни 50-100 миллиардов умных, красивых и трудолюбивых каких-нибудь людей.  

Имея пристойное энергоснабжение, можно убрать лёд из антарктиды (потому что мешает апельсиновым рощам), и перевезти его в Сахару, Гоби, и (если сильно попросят) неваду. Над Норильском я предлагаю зажечь маленькое экологически чистое солнце на 40 ТВт, на высоте километров 50, и включать его полярной ночью, для повышения урожая апельсинов.

В общем, иметь на планете всего 5% пригодной для жизни площади поверхности – как-то уже стыдно должно быть, в третьем тысячелетии…

Конечно, надо будет следить, чтобы школьники на каникулах могли не только слетать на Уран, но и продолжали усердно учиться… и да, отобрать у них смартфоны (а все убытки взыскать с людей, которые продавали им алкоголь, наркотики, смартфоны и т.д. На марс их, сожать яблони.).

 

 

 

 

 

 

 

 

3. Луц для бедняков. (технология получения носителей кинетической энергии со скоростью 40-70 км/с без использования темо-кинетических двигателей, с помощью только обычных ракет на химическом топливе).

 

Предположим, что есть где-то во Вселенной не очень умная расса гуманоидов, которая так и не сможет создать работоспособный термо-кинетический двигатель, хотя бы атмосферный. (может быть, у них особи с меньшей массой мозга размножались быстрее и в конце концов заняли 100% жизненного пространства, или по какой другой причине, но вот не могут они изобрести термо-кинетический двигатель – и всё).

Но они, тем не менее, очень хотят луц.

Посмотрим, как это можно сделать…

 

Возьмём описанную выше систему добычи топлива в системе Юпитера, но при этом 75% воды будем сразу превращать в двух компонентное химическое горючее (лучше бы кислородно-метановое, но в крайнем случае можно кислородно-водородное, хотя его сложнее хранить).

Вывод топлива на промежуточную траекторию будем осуществлять пушкой, как и раньше; правда, это теперь будет несколько сложнее сделать. Водяной лёд, при температуре 50К, имеет прочность плохой стали (150-200 МПа на сжатие), и больших проблем при пушечном запуске не создаст; замороженный метан (если бы он у нас был) тоже можно запустить из пушки. С кислородом это уже сложнее; при 55К он правда замерзает, но о какой-либо значительной прочности говорить не приходится. При более низкой температуре (10-20К) замороженный кислород всё же можно, в принципе, запускать из пушки в лёгком прочном баке, но ускорение в стволе придётся уменьшить в несколько раз, а длину ствола, соответственно, увеличить до сотен метров, что уже влечёт дополнительные технические сложности и увеличение массы пушки.

 

С водородом всё совсем плохо. Чтобы его получить хотя бы в жидком виде, надо 20К, а чтобы заморозить, 14К. Само по себе это ещё не проблема: до 50К газ можно охлаждать бесплатно, в больших радиаторах на ночной стороне планеты, а затем сжижать и охлаждать до 10К за счёт энергии, вырабатываемой основным оборудованием стартового комплекса.

Проблема в том, что "твёрдый" водород, даже при 10К, вовсе не твёрдый, и из пушки его можно запустить разве только в очень прочном баке, как жидкость. При этом он имеет плотность в 10-12 раз меньше воды, и бак понадобится большой.

Здесь есть несколько вариантов, как справиться с этой бедой.

Возможно, что проще всего будет запускать воду и кислород из пушки, а водород отдельно, сразу в большом баке, с помощью ракеты на жидком двухкомпонентном топливе; вес водорода составляет всего 9% от всей массы льда и топлива, и дополнительный расход топлива для его разгона до 3 км/с будет тоже того же порядка, до 10% от всей массы добываемого топлива, что в принципе приемлемо. Правда, потом надо будет ещё возвращать обратно пустые баки для повторного использования.

Второй вариант, запускать замороженный или жидкий водород всё-таки из пушки, в очень прочных баках. Но этот вариант хуже, так как потом ещё придётся перемещать его в жидком виде из маленьких баков в большие, и снова охлаждать для длительного хранения… в первом варианте, он сразу в большом баке, при минимальной теплоизоляции можно хранить пару лет без затрат на охлаждение (особенно если вначале заморозить).

Третий вариант – везти с Европы только лёд, и хранить на базовых станциях в виде льда, а затем перерабатывать в кислородно-водородное топливо непосредственно перед заправкой рабочих ракет. Идеальный вариант по простоте системы доставки и хранения; но тогда потребуется в 50-100 раз большее энергоснабжение базовых орбитальных станций, для электролиза 4 тонн воды в час, т.е. 20 МВт. При продуктивности солнечных панелей (1 кВт на килограмм веса и 100 м² площади), потребуется дополнительно 20 тонн солнечных панелей, при площади 2 квадратных километра. И несколько десятков тонн оборудования для электролиза и сжижения продуктов. Можно сделать, но сложно и дорого...

Для электроснабжения орбитальных заправочных станций можно использовать луц (мы же его и делаем для получения энергии), но это тоже сложно, потребует дополнительного оборудования для преобразования энергии, и поступление энергии будет непостоянным.

 

Видимо, самый простой и рациональный всё же первый вариант: запускать воду и кислород в замороженном виде из пушки, а водород отдельно, с помощью ракеты на жидком топливе, при этом дополнительный расход топлива составит 10% от всей массы добываемого топлива. При общей массе доставляемой за раз партии топлива 1000 тонн, будет всего 250 тонн льда, 650 тонн замороженного кислорода, и 80-90 тонн жидкого или замороженного водорода, который поместится в бак объёмом 1000-1200 м³.

При диаметре 10 метров и длине 15, такой бак из стали толщиной 1 мм будет весить 6 тонн, то есть вес бака вместе с водородом менее 100 тонн. Что касается теплоизоляции, то она, в принципе, не нужна: при мощности прямого солнечного излучения 50 Вт/м² (на расстоянии 780 млн. км от Солнца), бак с металлическим покрытием, имеющим коэффициент отражения 0,95 для видимого света и 0,99 для инфракрасного излучения, даже под прямыми лучами солнца будет поглощать 2 Ватта на м², т.е. 300 Ватт на 150 м²; при этом будет испаряться 0,7 грамма водорода в секунду, или 2,5 кг в час, то есть до 2 тонн в месяц; это 2,5% от общего количества, то есть дальше с теплоизоляцией можно не заморачиваться. Но, если хочется, чтобы всё было "культурно", то можно разместить со стороны Солнца дополнительный тепловой экран, в виде листа фольги на расстоянии в несколько десятков метров. Это снизит тепловую нагрузку ещё в 100 раз, и потери жидкого водорода на испарение до 2-3% за 10 лет хранения.

Прочность бака диаметром 10 м из стали толщиной 1 мм позволяет выдержать внутреннее давление 200 кПа, что достаточно при температуре жидкого водорода до 22К. При ускорении 10 м/с добавочное давление жидкого водорода на дно бака составит 15 кПа.  

Для запуска такого бака с водородом, массой 90-100 тонн, с поверхности Европы, понадобится 1 "большая" ракета-носитель на двухкомпонентном топливе, сухим весом 2-3 тонны и с полной стартовой массой 100 тонн. (вероятно, это будет один из блоков последней ступени, доставившей всё оборудование в систему Юпитера).

При стартовом ускорении 10 м/с² (а больше на Европе не надо), траектория разгона будет иметь длину 500 км; после разгона до 3 км/с бак с водородом отделяется, а сама ракета должна снова затормозить до 1,4 км/с, чтобы перейти на круговую траекторию, и совершив один виток вокруг Европы снова прибыть на стартовую позицию (мы уже знаем, что это можно сделать, в принципе, без затрат топлива).  

 

Таким образом, сложность доставки двухкомпонентного топлива несколько возрастёт, по сравнению с доставкой льда, но в целом это обойдётся примерно в 50-100 тонн дополнительного оборудования, включая энергетическое оборудование, машины для электролиза и сжижения газов, баки для хранения водорода и ракеты для его доставки.  

При этом расходы энергии на производство и запуск топлива с поверхности Европы возрастут в 3 раза (1 ГДж для запуска 100 кг топлива с помощью пушки, и 1,5 ГДж для переработки 75% воды в кислород и водород, всего, округлённо, 3 ГДж энергии на 100 кг груза, т.е. 30 МДж на килограмм (при этом 25% груза, доставляемого на орбитальные заправочные станции, составляет лёд, и 75% двухкомпонентное ракетное горючее).  

Дальше, как и раньше, доставляем всё это без затрат топлива (за счёт гравитационных манёвров) на промежуточную траекторию, и загружаем в рабочие ракеты, которые, как и раньше, летят к Юпитеру, проходя на минимальном возможном расстоянии от него, со скоростью 60 км/с.

В нижней точке траектории ракета вначале имеет скорость 58 км/с, и кинетическую энергию 1700 МДж/кг, которая почти равна (со знаком минус) потенциальной энергии в гравитационном поле Юпитера (минус 1800 МДж/кг), так что полная энергия вначале равна -100 МДж/кг (полная энергия отрицательна, потому что ракета прилетела не из бесконечности, а с расстояния 1,25 млн км, и движется вначале по замкнутой эллиптической траектории).  

Затем ракета включает двигатель, тратит 69% своей массы (11 тонн из 16) в виде топлива с удельным импульсом 4,5 км/с, и изменяет свою скорость на 5,2 км/с, так что новая скорость составляет 63,2 км/с, а кинетическая энергия 2000 МДж/кг. Полная гравитационная энергия, по отношению к бесконечному расстоянию от Юпитера, таким образом, составляет теперь (2000-1800) = +200 МДж/кг.

Энергия небольшая, но положительная! То есть, остаток топлива (или льда) может теперь покинуть систему Юпитера, и даже на бесконечном расстоянии от него (то есть более 10 миллионов километров) будет иметь скорость 20 км/с. Не 70, но этого достаточно, чтобы долететь до Земли (если покинуть систему Юпитера в направлении, противоположном его движению вокруг Солнца). Поскольку орбитальная скорость движения Юпитера вокруг Солнца равна 13 км/с, то при начальной скорости 20 км/с относительно него, можно достичь любой точки орбиты Земли, в том числе во встречном направлении. (Понятно, что саму ракету сразу после отделения кассет с топливом надо снова затормозить в атмосфере Юпитера, вернув на базовую эллиптическую траекторию для заправки).

 

Посмотрим, хватит ли полученной энергии для запуска следующей партии топлива с Европы и возобновления энергетического цикла.

При пересечении орбиты Европы, на расстоянии 670 тысяч километров от Юпитера, носители кинетической энергии будут иметь запас кинетической энергии на 200 МДж/кг больше, чем на бесконечности; то есть их кинетическая энергия вблизи Европы будет 400 МДж/кг, а скорость 28 км/с, что уже не так плохо.

В действительности, скорость, и кинетическая энергия, носителей кинетической энергии при встрече с Европой будет зависеть от того, по встречной или попутной базовой траектории происходил разгон. При встречном направлении траектории по отношению к орбитальному движению Европы, относительная скорость будет 34,3 км/с, и кинетическая энергия 590 МДж/кг; при попутном – только 28,2 км/с, и 400 МДж/кг. То есть, хотя на встречную ("ретроградную") промежуточную траекторию сложнее выйти (потребуются дополнительные манёвры и больше времени), но это может дать в 1,5 раз больше энергии на поверхности Европы; хотя потом, после выхода из гравитационного поля Юпитера, никакой разницы не будет.

Тем не менее, мы видим, что в любом случае на возобновление энергетического цикла тратится от 20 до 30% всей производимой энергии (с учётом того, что масса получаемого луца в 4 раза меньше, чем начальная масса топлива); то есть такая система работоспособна, и может выводить за пределы системы до 70% производимых носителей энергии.

Правда, скорость этих носителей будет не очень большая (20 км/с относительно Юпитера после ухода от него на 10 миллионов километров), что как раз позволяет выйти на траекторию пересечения с орбитой Земли в любой её точке, в том числе во встречном направлении по отношению к орбитальному движению Земли; но после дополнительного ускорения в гравитационном поле Солнца (при перемещении с расстояния 780 до 150 миллионов километров) добавится 700 МДж/кг, и скорость относительно Солнца возрастёт до 39 км/с. При этом максимальная скорость встречи носителей с Землёй будет 69 км/с (при встречном направлении траекторий), и соответственно кинетическая энергия до 2400 МДж/кг, что уже неплохо.

В результате, хотя начальная кинетическая энергия носителей относительно Юпитера меньше в 10 раз, но после дополнительного ускорения в гравитационном поле Солнца, и прибавки орбитальной скорости движения Земли, эта разница нивелируется, и на выходе получается кинетическая энергия 2,4 ГДж/кг, т.е. всего в 1,5 раза меньше, чем в самом лучшем варианте с термокинетическими двигателями.

Правда, такая встречная скорость будет достигаться только на небольшом участке орбиты Земли, в течении 1-2 месяцев в году. Но, поскольку в данном варианте время движения носителей от Юпитера к Земле составляет 2-2,5 года, и может регулироваться в пределах 10-20%, то практически можно добиться того, чтобы 100% производимых в течении года носителей кинетической энергии достигали Земли почти одновременно, в течении 1-2 месяцев, и с максимальной возможной скоростью и энергией.

 

В результате количество доставляемого к Земле луца будет всего в 1,4 раза меньше, чем в самом лучшем рассмотренном варианте (при использовании термокинетического двигателя с удельным импульсом 25-30 км/с); кинетическая энергия носителей по прибытии к Земле в 1,5 раз меньше; а общая доставляемая энергия всего в 2-2,5 раза меньше.

Здесь, правда, надо учесть, что масса используемого оборудования для данного варианта тоже больше примерно в 2 раза, поскольку нужно дополнительное оборудование для получения двухкомпонентного ракетного топлива, его хранения и доставки. То есть, в расчёте на те же начальные 100 тонн оборудования, доставленные к Юпитеру, выработка луца будет ещё в 2 раза меньше; т.е. масса доставляемого к Земле луца будет в 3 раза меньше, при тех же начальных расходах, чем для самого лучшего из рассмотренных вариантов, а мощность потока энергии в 4-5 раз меньше. То есть, 100 тонн оборудования в системе Юпитера смогут поставлять к Земле "всего лишь" 4000 тонн луца в год, при скорости до 70 км/с и удельной кинетической энергии 2,4 ГДж/кг.

Но здесь не используется термокинетический двигатель, для разгона носителей энергии применяются только ракеты на химическом горючем (хотя наличие стационарных приёмников луца всё же предполагается).

Тем не менее, результаты не хуже, чем в самом первом варианте (с использованием далёких спутников, даже при наличии термо-кинетического двигателя): удельная энергия носителей в 1,5 раза ниже, но масса в 5-6 раз больше, так что мощность системы, при тех же расходах, будет выше в 3-4 раза. (А мы помним, что первый вариант мы оценивали как "фантастически хороший", пока не увидели второй).

 

Луц можно добывать, используя обычные ракеты на кислородно-водородном топливе. Это можно сделать, хотя и не просто. Скорость раскрутки системы будет почти такой же, и для освоения ближайших планет хватит даже "медленного" луца при скорости 40-70 км/с. Правда, мощность потока доставляемой к Земле энергии будет в 5 раз ниже, при тех же начальных затратах, чем в самом лучшем из рассмотренных вариантов; и соответственно, стоимость энергии будет как в первом варианте, около 1-2 центов за 1 кВт*час. Революцию в наземном энергоснабжении это, пожалуй, не сделает, но вытягивать на околоземную орбиту пару миллиардов тонн груза в год позволит, при цене доставки 1 доллар за килограмм.  

 

 

 

 

 

***

На этом мы пока закончим четвёртую главу.

 

В Солнечной системе есть ещё десяток способов получать, почти бесплатно, вещество и энергию почти в неограниченном количестве, за счёт гравитационных манёвров, как с использованием ресурсов внешних тел, так и только за счёт вещества, доставляемого с Земли.

Например, сходные результаты можно получить, используя систему спутников Сатурна, хотя срок доставки вещества и энергии будет больше.

Можно также получать луц со скоростным фактором 40-70 км/с, запуская ракеты и всё топливо только с Земли, и затем совершая манёвры в системе Земля-Солнце или Земля-Юпитер-Солнце. Такие схемы можно реализовать без использования высокоимпульсных термо-кинетических двигателей, с помощью обычных ракет на химическом топливе или подогретом водороде, хотя энергетический выход будет скромнее.  

Но в следующей главе мы будем рассматривать способы получения носителей кинетической энергии с большей скоростью, от 500 до тысяч километров в секунду. Нам же надо к звёздам…

 

 

 

(с) Полюх Алексей Леонидович, 30 апреля 2024 года.

 

 

***

((для тех, кто сразу испугался и совсем ничего не понял)):

"луц" – это просто короткое название, (которое мы позаимствовали у Кира Булычёва), и используем в данном тексте как сокращение многобуквенной фразы: "поток носителей кинетической энергии, представляющих собой микро снаряды из льда или иного материала, летящие со скоростью более 20 километров в секунду". (или короче, "высокоскоростные носители кинетической энергии"). Но это долго писать… Луц – это просто и сразу понятно. Это именно то волшебное вещество, которое позволит наконец начать освоение космоса. И в которое жители Плюка переработали океаны своей планеты... ((хотя меня тут же поправят – это вовсе даже никакое не особое вещество, а всего лишь особое состояние обычного вещества, то есть просто состояние движения; не субстанция, стало быть, а акциденция… но я таких тонкостей не различаю, мне бы попроще как-то)).

 

Читайте вначале 3-ю часть, там описана основная концепция.

 

 

 

 

 

---

Сконвертировано и опубликовано на https://SamoLit.com/