Читаем Космические двигатели будущего онлайн бесплатно

Два с половиной десятка лет отделяют нас от 4 октября 1957 г., которому суждено было разделить историю человечества на две эпохи: докосмическую и космическую. За это время родилось и выросло поколение, которое первичные знания о космосе приобрело не из романа Жюль Верна, а из почти ежедневных сообщений телеграфных агентств, телерепортажей и кинохроники. Космосом сегодня в той или иной степени «занимаются» сотни тысяч людей в лабораториях, научных центрах, конструкторских бюро, заводах и фабриках. Он давно перестал быть сенсацией, но стал очень нужным. Пилотируемые аппараты, космические средства связи, метеорологические спутники и навигационные системы в значительной степени определяют облик нашего времени.

Вместе с тем не зря дороги космоса называют крутыми. Не все на них происходит так, как этого бы хотелось. Радикально изменились за прошедшие два с половиной десятилетия представления о первоочередных задачах освоения космического пространства. Почти очевидная не только для любителей, фантастов, но и для специалистов «магистральная» линия развития космонавтики «Луна — Марс — далее везде» значительно трансформировалась с учетом потребностей и возможностей общества. Ряд проектов, как, например, полет человека на Марс, оказались на грани технически реализуемых при современном уровне развития космической техники и в то же время за гранью экономически допустимых на эти цели затрат.[1]

Сам факт отказа от дальнейшего следования по «магистральному» пути показывает, что космос и космическая индустрия превратились в весьма существенный не только эмоциональный и политический, но и экономический фактор. Дальнейшее увеличение затрат становится оправданным только в том случае, если от вложенных средств можно будет ожидать отдачи, покрывающей значительную часть вложений. Требование экономической окупаемости космических программ на этом новом этапе в значительной степени определяет пути развития космонавтики в целом.

В данной брошюре сделана попытка представить себе возможные пути развития космических двигательных систем завтрашнего дня. Естественно, в таком сложном и трудном деле, как создание космических средств, всегда существуют многочисленные варианты решения одной и той же задачи. Кроме того, арсенал технических идей и возможностей постоянно пополняется, и многие из новых могут оказаться в чем-то лучше тех, которые известны сегодня. Поэтому тех из читателей, которые хотели бы получить ясный ответ на вопрос, какими же двигателями будут оснащены космические аппараты, скажем, через 30–50 лет, возможно ждет разочарование. В брошюре не содержится однозначного ответа на этот вопрос, да и вряд ли он вообще возможен. Здесь рассматривается ряд традиционных и новых идей и проектов в области космических двигателей, их возможности и соответствие тем задачам, которые по сегодняшним представлениям станут наиболее актуальными в не очень отдаленной перспективе.

С точки зрения перспектив космического двигателестроения основные направления развития космической техники условно можно разбить на четыре группы.

1. Организация больших грузопотоков (десятки и сотни тысяч тонн в год) с поверхности Земли на низкие орбиты. В настоящее время эти грузопотоки примерно в 10 раз меньше. Значительное увеличение грузопотоков необходимо как для решения принципиально новых задач (в частности, для создания космических технологических производств и энергетических систем), так и для обеспечения продолжения исследований в дальнем космосе.

2. Транспортировка крупногабаритных грузов с низких орбит на высокие и обратно, транспортировка аналогичных грузов с околоземной орбиты к Луне. Для большинства задач вывод космического аппарата на опорную орбиту является промежуточным этапом. Спутники связи, упомянутые энергетические системы и многие другие космические средства должны располагаться на высоких орбитах. Поэтому растет потребность в экономичных средствах для межорбитальных перелетов.

3. Быстрые межпланетные перелеты.

4. Создание космических аппаратов для полетов вне Солнечной системы, запуск космических аппаратов к ближайшим звездам.

В целях систематизации рассматриваемые в брошюре космические двигатели условно разбиты на три группы: 1) автономные, характеризующиеся тем, что источник энергии и рабочее тело у них находятся на борту; 2) двигательные системы с внешними источниками энергии и 3) двигательные системы, использующие в качестве рабочего тела внешние источники массы.

В первую группу входят жидкостные и другие химические ракетные двигатели, ядерные и термоядерные двигатели, во вторую — космические двигатели, использующие для ускорения рабочего тела энергию лазеров или сверхвысокочастотных генераторов, расположенных вне космического аппарата, а также двигатели, в той или иной форме использующие энергию Солнца. Наконец, к третьей группе относятся двигатели, в которых в качестве рабочего тела используется атмосфера, межпланетная среда, горные породы планет и астероидов.

Возможности автономных двигательных систем. Роль ракетного двигателя заключается в преобразовании какого-либо вида энергии в кинетическую энергию ракеты. В соответствии с известным принципом реактивного движения это преобразование может быть реализовано путем отбрасывания вспомогательной массы, т. е. путем сообщения рабочему телу двигателя некоторой скорости. Таким образом, любая двигательная система должна включать в себя источник энергий, источник отбрасываемой массы (рабочее тело двигателя) и собственно двигатель — устройство, в котором энергия источника преобразуется в кинетическую энергию рабочего тела.

В некоторых схемах двигателей источник энергии и рабочее тело могут быть совмещены. Например, в жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) энергия выделяется за счет химической реакции компонентов рабочего тела. Если же источник энергии и рабочее тело располагаются на борту ракеты, то такие двигательные системы называются автономными.

Из закона сохранения энергии следует, что минимальный се запас на борту ракеты должен равняться сумме кинетической энергии полезного груза и работы, затрачиваемой на преодоление силы тяжести и сопротивления воздуха при старте ракеты с поверхности Земли. Например, затраты на вывод массы 1 кг при запуске искусственного спутника на орбиту высотой 300 км составляют 4,5 · 10⁷ Дж.

Поскольку на разгон источника энергии также требуются затраты работы, то желательно использовать такие источники, которые обладали бы максимальным энерговыделением на единицу массы. Энергия может быть запасена в самой разнообразной форме — механической, электрической, магнитной, химической, ядерной. Наилучшие характеристики имеют источники энергии, использующие химические и ядерные реакции.

Удельные энергии для реакций, использующихся в настоящее время, и перспективных реакций, приведены в табл. 1.

Таблица 1

Параметры источников энергии для различных типов ракетных двигателей

Из нее можно сделать вывод, что для запуска на орбиту спутника Земли массой 1 кг, казалось бы, достаточно энергии, выделяющейся при реакции кислородводородной смеси массой 3,5 кг или при расщеплении урана-235 массой 0,5 мг. Однако полное превращение энергии, запасенной на борту ракеты, в ее кинетическую энергию на практике неосуществимо.

Во-первых, это связано с тем, что КПД преобразования запасенной энергии в кинетическую энергию рабочего тела всегда меньше 100 %. Часть энергии (в случае электрических двигателей — большая часть) бесполезно рассеивается в пространстве в виде теплового излучения, а другая — уносится в виде внутренней энергии отбрасываемой массы (тепла, энергии диссоциации и т. д.). Эти потери характеризуются КПД двигательной установки.

Во-вторых, полное использование кинетической энергии отбрасываемой массы возможно лишь в том случае, когда ее скорость противоположна и равна скорости ракеты, т. е. если эта масса после ее выхода из двигателя остается неподвижной относительно точки старта ракеты. Потери, вызываемые разностью абсолютных величин скоростей отбрасываемой массы и ракеты, характеризуются так называемым тяговым КПД.

На рис. 1 приведена схема энергетического баланса для различных ракетных двигателей. Примерные значения относительных потерь даны для ЖРД, а также для электрического двигателя (в скобках).

Рис. 1. Энергетический баланс двигательной системы в ЖРД и ЭРД (в скобках)

Работа, затраченная ракетным двигателем на разгон единицы массы ракеты, имеет размерность квадрата скорости, поэтому в качестве меры этой работы удобно принять некоторую характеристическую скорость — v_x. При ускорении ракеты в пустоте в отсутствии гравитационных полей эта скорость совпадает с собственной скоростью ракеты. Соответственно работа, затраченная на разгон в двигателе рабочего тела, может быть выражена через его скорость — так называемую скорость истечения v_и.

Зависимость между этими скоростями, при постоянной скорости истечения, описывается уравнением Циолковского v_x = v_иln(1 + z), где z — число Циолковского, равное отношению массы рабочего тела, запасенного на борту ракеты, к массе «пустой» ракеты (включающей массу полезного груза, двигателя и конструкции).

Характеристическую скорость обычно выражают через соответствующие скорости, обусловленные затратами энергии, необходимой для выполнения какой-либо задачи. Это скорость для выхода из сферы притяжения, орбитальная скорость и скорость сближения с планетой, если она является целью полета. Для запуска искусственного спутника Земли, например, характеристическая скорость равна 9,5 км/с, для выхода из сферы притяжения Земли — 12,5, для межпланетных полетов — 30–50 км/с.

Число Циолковского является важнейшей характеристикой ракеты: для заданной массы полезного груза оно определяет стартовую массу ракеты и поэтому желательна как можно меньшая его величина. Из уравнения Циолковского следует, что для данной характеристической скорости число Циолковского можно уменьшить лишь за счет увеличения скорости истечения. Таким образом, скорость истечения является одной из основных характеристик двигателя, и ее повышение является главнейшей задачей совершенствования ракетных двигателей.

Исходя из определения скорости истечения для двигателей с совмещенными источниками энергии и отбрасываемой массы, когда рабочее тело ускоряется за счет его внутренней энергии, скорость истечения легко подсчитать, приравнивая кинетическую энергию отбрасываемой массы ее внутренней энергии, помноженной на КПД двигателя. В табл. 1 были приведены скорости истечения, соответствующие различным реакциям при КПД двигателя, равном 100 %.

На рис. 2 дан график зависимости характеристической скорости от скорости истечения для различных чисел Циолковского. Из сравнения этого графика с данными табл. 1 можно сделать вывод о том, что все задачи космических полетов легко решить, используя в качестве ракетного топлива уран-235, не говоря уже о дейтерии и тритии. Действительно, для характеристической скорости 50 км/с, необходимой для полета к планетам, число Циолковского при скорости истечения, соответствующей энергии деления урана, равно 5,5 · 10^–3. Даже при КПД двигателя, равном 1 %, отношение массы урана к массе ракеты будет всего 0,056.

Однако для достижения расчетной скорости истечения в двигателе должны прореагировать все атомы урана. Поскольку для осуществления самоподдерживающейся ядерной реакции деления необходима масса делящегося вещества, не меньшая так называемой критической (для урана примерно 1 кг), то при этом в двигателе за время около 10^–6 с выделится громадная энергия 10¹³ Дж. Переход даже части этой энергии в кинетическую энергию ракеты за столь короткое время соответствует чрезвычайно большим ускорениям, а следовательно, и перегрузкам, которые не в состоянии выдержать никакая конструкция ракеты. Кроме того, продукты реакции имеют температуру более 50 млн. К, и взаимодействие их со стенками двигателя приведет к его тепловому разрушению.

Рис. 2. Зависимость характеристической скорости от скорости истечения для различных чисел Циолковского

В случае замедленной управляемой ядерной реакции, которая осуществляется в атомных реакторах, осколки деления теряют энергию на столкновения с еще не прореагировавшими атомами, концентрация которых на несколько порядков больше, и в целом все делящееся вещество приобретает энергию, намного меньшую удельной энергии ядерной реакции. Использовать эту энергию для создания скорости истечения самого делящегося вещества невыгодно, так как будет теряться слишком много энергии в виде внутренней энергии непрореагировавших ядер, и, следовательно, КПД двигателя будет недопустимо низким.

В связи с этими ограничениями использование ядерных реакций в ракетных двигателях в первую очередь предполагает передачу энергии нейтральной массе, запасаемой на борту ракеты, т. е. источники энергии и отбрасываемой массы оказываются разделенными.