С. Д. Гришин. С. В. Чекалин Космический транспорт будущего

Перспективы освоения космоса и задачи транспорта5

Транспортные средства в индустриальном космосе27

Космический транспорт будущего. – М.: Знание, 1983. – 64 с, ил. – (Новое в жизни, науке, технике. Сер. «Космонавтика, астрономия», № 11).

В брошюре рассказывается о перспективах освоения космоса и основных задачах, которые предстоит решать в будущем космическому транспорту, о проблемах и технических трудностях, с которыми сталкиваются инженеры и ученые при эксплуатации существующих и определении облика перспективных транспортных космических систем, о новых физических принципах, на основе которых можно ожидать создание более эффективных средств транспортировки в космосе.

Брошюра рассчитана на широкий круг читателей, интересующихся современными проблемами космонавтики.

3607000000ББК 39.62
6Т6

Успехи, достигнутые современной космонавтикой в решении прикладных задач, наглядно показывают важность космического направления в развитии земной цивилизации. Сейчас трудно себе представить, как обходились бы без помощи космических средств такие области хозяйственной и научной деятельности человечества, как радио и телевидение, служба погоды и мореплавание, геология и геодезия, гидрология и океанография, сельское хозяйство и охрана окружающей среды. Космос служит людям и приносит немалую практическую пользу.

Можно ожидать, что в будущем с помощью космической техники будут решены еще более важные проблемы человеческой цивилизации, связанные с энергетическими и экологическими ограничениями в ее развитии. Речь идет о развертывании на околоземных орбитах спутниковых солнечных электростанций (ССЭ) и об индустриальном использовании космоса. Первое позволит за счет утилизации солнечной энергии существенно сократить расходование топливно-энергетических ресурсов нашей планеты, а второе – вынести хотя бы часть промышленного производства за пределы Земли, где вопросы удаления отходов производства и сброса тепла решаются без каких-либо экологических ограничений.

В дальнейшем можно планировать и добычу вне Земли сырья для космической промышленности, например за счет создания горнорудных и горнообогатительных производств на Луне. В реализации этой масштабной программы последовательного и форсированного освоения космоса, основные этапы которой впервые сформулировал К. Э. Циолковский, важная роль принадлежит транспортным космическим системам (ТКС) будущего.

Если на начальном этапе создаваемые транспортные средства (ракеты-носители и космические корабли) в основном обеспечивали решение отдельных прикладных задач и демонстрировали новые возможности ракетно-космической техники, то теперь перед ними стоят более глобальные и практически важные цели, направленные на эффективное и рентабельное использование космоса для нужд человечества. Поворот космонавтики «лицом» к Земле, вызванный насущными проблемами развития человечества и достигнутыми успехами в космических исследованиях, характеризуется возрастающим объемом транспортных перевозок и потребностью в расширении проводимых в космосе операций.

Изменяются требования к транспортным космическим системам. Более важными становятся универсальность применения ТКС, высокая производительность по темпу пусков и величине реализуемого грузопотока и относительно низкая удельная стоимость транспортировки. В связи с масштабностью применения транспортных средств в эпоху индустриализации космоса особое внимание должно уделяться проблеме экологии. Реализация интенсивных грузопотоков между поверхностью Земли и околоземными орбитами в будущем, а также обеспечение доставки лунного сырья к основным центрам космической промышленности не должны приводить к загрязнению окружающей среды и нарушению экологического равновесия. Это обстоятельство следует в первую очередь учитывать при рассмотрении ТКС для обеспечения дальнейшего освоения космоса.

В настоящее время вопрос о возможных направлениях развития ТКС остается открытым: публикуются многочисленные проекты ТКС будущего и нет устоявшейся точки зрения на их развитие. Большая часть проектов в рамках краткосрочного прогнозирования посвящена совершенствованию транспортных систем на базе жидкостных ракетных двигателей (ЖРД). В зарубежной печати, например, встречаются проекты полностью многоразовых одноступенчатых систем, однако реализация таких проектов сталкивается с рядом трудностей вследствие ограничения энергетических возможностей ТКС на базе ЖРД. Для использования в космическом пространстве рассматриваются проекты ТКС и на базе ядерных ракетных и электроракетных двигателей, более эффективных по своей энергетике.

Для всех перечисленных средств транспортировки в космосе характерен один общий принцип создания силы тяги – за счет истечения рабочего вещества. Причем предполагается, что масса рабочего вещества и энергия, необходимая для его разгона, запасаются или производятся на борту носителя. Наряду с этим принципом в плане долгосрочного прогнозирования широко исследуются и другие, более перспективные принципы создания ТКС будущего: использование внешних, т. е. не запасаемых на борту, ресурсов энергии; получение тягового усилия за счет сил магнитного или электростатического взаимодействия летательного аппарата с внешними полями; применение термоядерных источников энергии с использованием внешней среды в качестве рабочего тела и т. д. Эти исследования стали возможными за счет имеющихся достижений и дальнейшего прогресса в смежных областях науки и техники: космической, ядерной и термоядерной энергетике, лазерной технике, электротехнике, физике плазмы, квантовой электронике.

Предлагаемая брошюра ставит своей целью на основе материалов, опубликованных в открытой отечественной и зарубежной печати, ознакомить читателей, интересующихся проблемами космонавтики, с возможными путями развития космического транспорта, как пилотируемого, так и грузового и гибридного видов. В ней приводятся некоторые проекты перспективных транспортных систем нового типа, применение которых может оказаться возможным в эпоху промышленного освоения околоземного космоса или при организации в будущем дальних полетов в Солнечной системе и межпланетных экспедиций.

ПЕРСПЕКТИВЫ ОСВОЕНИЯ КОСМОСА И ЗАДАЧИ ТРАНСПОРТА

Запуск искусственных спутников Земли. Самой первой операцией ТКС был запуск искусственного спутника Земли (ИСЗ). Первый спутник не решал прикладных задач, но сама по себе операция выведения ИСЗ и его полет по орбите вокруг Земли явились для того времени величайшим достижением науки и техники. Когда же 23 апреля 1965 г. в Советском Союзе был запущен первый спутник связи «Молния-1», жители Владивостока впервые смогли смотреть парад и демонстрацию на Красной площади одновременно с москвичами. За очень короткий срок в нашей стране была развернута и введена в действие первая в мире эксплуатационная спутниковая система связи («Орбита»), которая предоставила возможность десяткам миллионов жителей Дальнего Востока, Сибири, Крайнего Севера и Средней Азии пользоваться благами космической связи и ретрансляции.

25 июня 1966 г. был запущен первый советский метеорологический ИСЗ, а через год создана космическая метеорологическая система «Метеор», включающая в свой состав пункты приема, обработки и распространения информации. Применение метеорологических спутников существенно повысило эффективность прогноза погоды для народного хозяйства. Широкое применение нашло использование ИСЗ и для навигации судов промыслового, транспортного и научного флота. Сегодня в нашей стране эффективно эксплуатируются спутниковые системы телефонной и телеграфной связи, передачи телевизионных и радиовещательных программ, матриц центральных газет. По снимкам с орбиты ведется разведка полезных ископаемых, составляются проекты орошения и обводнения, прогноз урожая, намечаются варианты трасс проектируемых дорог, линий электропередач, нефте- и газопроводов, в частности, уточнен проект прокладки одного из железнодорожных туннелей на трассе БАМ.

Аналогичные спутниковые системы получили развитие в США и разрабатываются в других странах. В настоящее время успешно эксплуатируются международные спутниковые системы связи «Интерспутник» и «Интелсат», услугами которых пользуются более 120 стран на всех континентах мира. С участием СССР ведутся работы по созданию международной глобальной спутниковой системы морской связи «Инмарсат» и спутниковой системы «Коспас–Сарсат» для поиска аварийных судов и самолетов.

Каковы же перспективы развития спутниковых систем в околоземном космосе с точки зрения их транспортного обеспечения?

Космические орбитальные средства постоянно совершенствуются. Унифицируются бортовые системы, растет гарантийный срок работы бортового оборудования ИСЗ, увеличиваются размеры антенн и мощность передатчиков, спутники оснащаются микроэлектронными процессорами и сложными цепями коммутации сигналов. Одновременно растет высота рабочих орбит ИСЗ. В последнее время все большее распространение получают космические системы с использованием стационарных ИСЗ, запускаемых на круговую экваториальную орбиту (с наклонением около 0°) высотой около 36 тыс. км.

Широкая зона обзора земной поверхности и возможность непрерывного наблюдения и непрерывной передачи или приема информации с Земли стационарными ИСЗ сокращают число спутников в системе. Вместе с тем выведение стационарных ИСЗ требует более мощных многоступенчатых ракет-носителей, и потому неудивительно, что до 1981 г. запуск таких ИСЗ (если не считать экспериментальных) проводился только с помощью советских и американских ракет. Но величина грузопотока на геостационарную орбиту по мере ее освоения все возрастает. Если масса первых связных ИСЗ, выведенных на геостационарную орбиту, составляла десятки килограммов, то масса перспективных стационарных ИСЗ, по оценкам специалистов, исчисляется уже тоннами.

Так, например, по оценке некоторых зарубежных специалистов, масса ИСЗ контроля за сетью линий электропередач и нефте- и газопроводами (ретрансляция показаний датчиков на линиях) будет составлять 4,5 т, ИСЗ перспективной системы телевещания – 6,35 т, ИСЗ системы ретрансляции почтовых отправлений («электронная почта») – 9,1 т. За счет комплексного характера исследований одним ИСЗ (на базе унифицированной космической платформы) масса стационарных ИСЗ еще более возрастет.

Увеличивается и число запусков стационарных ИСЗ. Сейчас на геостационарную орбиту запущено несколько десятков ИСЗ, в том числе до 30 советских. На период 1980 – 1990 гг. только зарубежных стационарных ИСЗ намечено запустить около 200. Таким образом, при эксплуатации перспективных ИСЗ систем информационного назначения величина ожидаемого грузопотока будет исчисляться сотнями тонн в год (что приемлемо для ТКС на базе ЖРД), а транспортные операции будут проводиться в основном по трассе «Земля – геостационарная орбита» с использованием низкой околоземной орбиты как перевалочной базы для ракет-носителей и межорбитальных транспортных средств.

От пилотируемых станций до космических поселений. Если запуск первого ИСЗ положил начало исследованию космоса с помощью автоматических аппаратов, то первый космический полет человека, также осуществленный Советским Союзом, определил второе важнейшее направление освоения космоса – с помощью пилотируемых средств. Оно получило свое логическое развитие в программе долговременных орбитальных станций – «магистральном пути человека в космос».

Отличительными особенностями орбитальной космической станции (ОКС) как космического объекта являются наличие человека на борту, длительность функционирования на орбите и достаточно широкий круг решаемых народнохозяйственных и научных задач. Присутствие человека на борту ОКС существенно повышает эффективность научных исследований и экспериментов, он же проводит наладочные, ремонтно-профилактические и другие работы по обслуживанию станции.

Принципиально возможны различные варианты построения ОКС: сборка ее на Земле и вывод целиком на орбиту с использованием принципа стыковки только для операций снабжения; сборка ОКС на орбите из отдельных элементов, доставляемых с Земли, с помощью специальной монтажной бригады космонавтов и т. д. Но по всей видимости, практическое применение в ближайшем будущем получит комбинированный способ, основанный на так называемой поблочной сборке на орбите. Космические станции будут собираться посредством стыковки различных функциональных модулей, включая жилые, энергетические, исследовательские. По мере выполнения задач отдельные исследовательские модули будут заменяться новыми. ТКС будут обеспечивать доставку модулей на орбиту, а также регулярные грузопассажирские рейсы по снабжению станций.

На современном этапе в Советском Союзе эксплуатируются ОКС «Салют» с экипажем 2 – 5 человек (масса станции с одним пристыкованным кораблем – 25,6 т), их модификация и оснащение научно-исследовательским оборудованием проводятся в соответствии с обновляющимися программами исследований. О достижениях в области пилотируемых полетов говорят следующие данные. Полет ОКС «Салют-6» продолжался около 5 лет, в течение которых было выполнено 5 основных экспедиций и 11 экспедиций посещения, осуществлено 35 стыковок пилотируемых и грузовых транспортных кораблей, три выхода космонавтов в открытый космос. Продолжительность полета одного из экипажей составила 185 сут, а на ОКС «Салют-7», запущенной 19 апреля 1982 г., время пребывания уже первого экипажа достигло 211 сут.

В перспективе, с ростом масштаба решаемых задач в космосе, появятся ОКС, которые будут выполнять роль промежуточной станции для транспортной связи в околоземном космосе и для полетов на Луну; ОКС для проведения сборочных работ в космосе – «космические верфи»; ОКС-поселения, обслуживающие промышленные орбитальные комплексы, и т. д. Такие станции будут рассчитаны на функционирование в течение десятилетий с экипажем в несколько десятков и сотен человек и иметь в своем составе мощные солнечные или атомные электростанции.

Существуют и более грандиозные проекты по организации космических поселений, о которых впервые высказался К. Э. Циолковский. На современном этапе один из таких проектов предложил профессор Принстонского университета О'Нейл. В этом проекте рассмотрено несколько моделей космических поселений: первая модель рассчитана на 10 тыс. человек, вторая – на 200 тыс. человек и т. д. Конструкция поселения состоит из двух соединенных тросами цилиндров, которые вращаются в противоположных направлениях вдоль продольных осей, создавая искусственную тяжесть. В цилиндрах, отстоящих друг от друга на 90 км, предусмотрены прозрачные отсеки, с помощью которых регулируется приток солнечной энергии и имитируется привычный суточный цикл. Внутри цилиндров – жилые постройки, газоны.

Строительство первой модели можно охарактеризовать следующими цифрами: число строителей – 2 тыс. человек, общая масса постройки – 500 тыс. т. Из этой массы только 10 тыс. т (необходимое оборудование, инструменты) предполагается доставить с Земли, остальная масса конструкции изготовляется на ОКС из сырья, доставляемого с Луны. Затем первая модель послужит индустриальной базой для строительства второй модели и т. д. Конечно, такие проекты вряд ли когда-нибудь будут реализованы во всех этих деталях, но их рассмотрение приводит к необходимости комплексных проработок, стимулируя тем самым исследования в смежных областях космонавтики, в частности в космической энергетике, космическом производстве и, конечно, космическом транспорте.

Солнечные электростанции на орбите. Одной из глобальных задач для космического транспорта будущего может оказаться программа развертывания околоземной системы спутниковых солнечных электростанций (ССЭ). Идея создания ССЭ в последнее время приобретает все больший авторитет среди перспективных космических задач крупного масштаба. Потребность в этом направлении работ диктуется, прежде всего стремлением решить энергетическую проблему Земли при сохранении экологического равновесия на нашей планете. Хотя запасы нефти, угля и газа на Земле еще велики, но все же они конечны. В то же время мировое потребление энергии составляет 3 • 10^–2 Дж в год, т. е. всего лишь около 0,01% той энергии, которую Земля получает от Солнца.

Остается только удивляться гениальной прозорливости К. Э. Циолковского, который писал: «...почти вся энергия Солнца пропадает в настоящее время бесполезной для человечества... Что странного в идее воспользоваться этой энергией!»

Потребление энергии на Земле постоянно растет – в развитых странах оно удваивается каждые 10 – 15 лет. Если допустить, что все человечество потребляло бы на душу населения столько энергии, сколько расходуется в развитых странах, то мировое потребление энергии утроилось бы. Но уже при производстве в наземных условиях такого количества энергии за счет сжигания топлива возникает опасность необратимых воздействий на климат планеты («тепловое загрязнение»).

Утилизация солнечной энергии в космическом пространстве имеет принципиальные преимущества по сравнению с ее улавливанием наземными установками прежде всего за счет повышенного уровня потока солнечной энергии и возможностей непрерывного процесса производства энергии. Вследствие этого ССЭ по сравнению с наземными установками за 24 ч могут собрать в 6 – 15 раз больше солнечной энергии.

Проектный облик ССЭ, обычно рассматриваемой как размещаемой на геостационарной орбите, в настоящее время в основном определен. Она представляет собой развернутую крупногабаритную конструкцию, основным элементом которой служат солнечные батареи. Вырабатываемый электрический ток преобразуется в высокочастотное излучение (СВЧ-излучение), передаваемое на Землю, где происходит обратное преобразование СВЧ-излучения в электрический ток требуемых параметров. По своим масштабам ССЭ – грандиозное сооружение. Использование фотоэлектрического способа непосредственного преобразования лучистой энергии Солнца в электрическую на основе полупроводниковых солнечных элементов с коэффициентом полезного действия до 10 – 20% приводит к необходимости улавливания большего количества лучистой энергии и соответственно к большим площадям солнечных батарей.

При полезной мощности ССЭ в 5 ГВт размеры солнечных коллекторов составляют 5 × 10 км, т. е. их площадь равна 50 км², а масса ССЭ на рабочей орбите оценивается от 20 до 60 тыс. т в зависимости от конструктивного совершенства энергоустановки и системы направленной передачи энергии из космоса на Землю. Если доставка элементов такой ССЭ на геостационарную орбиту осуществлять с помощью ТКС на базе ЖРД, то суммарная масса на опорной околоземной орбите вместе с топливом для межорбитальной транспортировки составит 100 – 300 тыс. т. По некоторым расчетам, для сборки ССЭ в космосе с применением автоматизированных методов потребуется около 500 человек в течение 6 – 12 мес.

Космические условия для сборки во многих отношениях являются идеальными. Нагрузки на элементы конструкции в невесомости незначительные, из-за отсутствия атмосферы устраняется влияние ветровых нагрузок, неблагоприятных метеорологических условий, работа может вестись непрерывно. Принципиально возможны два варианта сборки ССЭ: на опорной околоземной орбите (например, высотой 500 км) или же непосредственно на геостационарной орбите. На низкой орбите целесообразнее собирать небольшие элементы конструкции с последующей транспортировкой их на геостационарную орбиту, при этом они сами могут обеспечить необходимое электропитание. По мнению специалистов, уже в первые десятилетия будущего века возможно развертывание в космосе штатной ССЭ для электроснабжения с Земли с передаваемой мощностью до 5 ГВт.

Вопрос «Насколько это необходимо делать?» упирается в экономические показатели ССЭ. При современном уровне технологии удельные затраты на производство электроэнергии с помощью ССЭ еще значительно превышают стоимость одного киловатта энергии, получаемой на тепловой или атомной электростанции. Требуется лишь найти способы существенного снижения массы космической электростанции при сохранении той же полезной мощности, а также на качественно новых принципах решить транспортные задачи. К последним относятся обеспечение доставки грузов на опорную околоземную орбиту с минимальной стоимостью и минимальным ущербом для окружающей среды и организация оптимального перевода этих грузов на геостационарную орбиту.

Прогнозы в области смежных отраслей ракетно-космической техники позволяют надеяться на снижение массы и стоимости ССЭ. Так, за последние 20 лет удельная масса солнечных батарей снизилась в 18 раз, а стоимость –- в 20 раз. А ведь именно стоимость солнечных батарей и затраты на их транспортировку составляют большую часть стоимости ССЭ. Ожидается их дальнейшее удешевление – по некоторым оценкам, стоимость одного киловатта энергии солнечных батарей к 1985 г. должна быть снижена в 10 раз по сравнению с уровнем 1980 г. При переходе на тонкопленочные батареи их массу в перспективе можно снизить в 50 раз.

Что касается транспортных средств, то при производстве в космосе электроэнергии, соизмеримой с масштабами ее мирового производства, потребуется вывести на орбиты вокруг Земли многие миллионы тонн конструкции. По всей видимости, потребуется переход от традиционных термохимических способов создания тяги (ЖРД) к новой более эффективной энергетике для ТКС будущего.

Транспортные задачи космического производства. В будущем намечаются три основных направления в развитии космического производства: производство в космосе новых материалов с улучшенными характеристиками, а также веществ, получение которых на Земле невозможно; вынос особо вредных для окружающей среды видов производств в околоземный космос с целью сохранения биосферы Земли и избежания «теплового загрязнения»; создание в космосе производства строительных материалов и элементов для развертывания крупногабаритных конструкций (например, ССЭ, больших орбитальных антенн и т. д.). Соответственно этим направлениям формируются и задачи для космического транспорта.

Производство новых материалов в космосе предусматривает использование специальных условий орбитального полета в технологических процессах: длительную невесомость, окружающий глубокий вакуум, высокие и низкие температуры и космическую радиацию. Основные функции ТКС сводятся к операциям снабжения: доставка на орбитальные станции исходного сырья и возвращение на Землю продуктов космического производства. В ближайшие же десятилетия из-за высокой стоимости космических полетов выгодно будет производить в космосе лишь уникальные дорогостоящие продукты, годовая потребность в которых сравнительно невелика (от нескольких сотен килограммов до нескольких десятков тонн).

Так, рассматривается возможность производства в космосе кристаллов граната, применяемых в элементах памяти ЭВМ, с целью улучшения их характеристик. Согласно оценкам зарубежных специалистов потребности в этих кристаллах будут характеризоваться стоимостью более 1 млрд. долл. И если космическое производство будет покрывать часть этих потребностей, то это даст ощутимую экономию средств. Когда же удастся организовать в космосе производство некоторых материалов (например, новых сверхпроводящих сплавов с повышенной критической температурой или высококачественного стекла), то это буквально революционизирует новые отрасли техники.

Большого внимания заслуживают эксперименты, направленные на организацию производства в космосе новых или улучшенных медико-биологических и фармацевтических препаратов. По оценкам зарубежных специалистов, к 2000 г. в космосе будет производиться в год до 30 т биологических препаратов (ферменты, вакцины, и т. п.) общей стоимостью порядка 17 млрд. долл.

Наряду с производством новых материалов будущее промышленное освоение космоса вызвано всеобщей озабоченностью ученых изменениями экологической обстановки на Земле, происходящими под влиянием хозяйственной деятельности человека. В первую очередь, когда стоимость космических перевозок намного уменьшится, в космос целесообразно будет вынести те виды производства, которые представляют опасность для человечества. Предполагается, что вредные отходы производств за пределами планеты вольются в естественное течение космических процессов (радиационных, магнитных и др.) и не будут «засорять» космическое пространство. Иначе говоря, вынесение отходов в космос есть по сути дела помещение их в родную стихию. Однако вопрос этот требует дальнейшего всестороннего изучения.

Развитие космического производства предусматривает в перспективе использование не только внешних источников энергии (главным образом солнечной), но и внеземного сырья, например полезных ископаемых Луны и материалов астероидов. Потребность в этом связана прежде всего с решением масштабных задач в околоземном космосе (развертывание на геостационарной орбите ССЭ, крупных орбитальных комплексов и т. п.) и диктуется соображениями экономического и экологического характера. В этом случае отпадает необходимость в выведении с Земли больших полезных грузов, но требуется создание специальных космических комплексов по добыче и переработке, например, лунного сырья, и эффективные средства для его транспортировки.

Из лунных пород, как показало изучение их состава, могут быть получены металлы, металлокерамика, волокнистые и кристаллические композиционные материалы, ситаллы и специальные стекла, порошкообразные строительные материалы, а также кислород, который может использоваться для ТКС в системах жизнеобеспечения и в качестве топливного компонента (окислителя).

Представление о масштабах космических производственных комплексов и о транспортных потребностях можно получить из оценок, опубликованных в проектах создания ССЭ. Так, в случае производства панелей и солнечных батарей на орбите (их масса составляет 50% массы ССЭ) для развертывания демонстрационной ССЭ мощностью 30 МВт на геостационарной орбите требуется экспериментальный завод с четырьмя поточными линиями (каждая массой по 100 т и производительностью 1200 м² в сутки при общем количестве обслуживающего персонала 50 человек). Для развертывания системы из ССЭ мощностью по 5 ГВт потребуется полноразмерный орбитальный завод с 16 поточными линиями (каждая массой по 200 т и производительностью 8500 м² в сутки) при численности персонала 210 человек.

Современные ТКС: достижения и недостатки. Прежде чем перейти к прогнозу развития ТКС в будущем, рассмотрим достижения и недостатки существующих транспортных средств – традиционных ракет-носителей и разгонных космических ступеней. В первые годы освоения космоса лишь СССР и США располагали необходимой ракетно-космической техникой. По мере накопления научно-технического задела и производственных возможностей к ним затем присоединились Франция (1965 г.), Япония, КНР (обе в 1970 г.), Великобритания (1971 г.), Индия (1980 г.).

Среди ракет-носителей, разработанных в СССР и отличающихся высокими массово-энергетическими характеристиками и надежностью, следует отметить «Восток», «Космос», «Протон» и ракету-носитель космических кораблей «Союз». В США также была разработана система ракет-носителей, большинство которых представляли собой модификации боевых баллистических ракет типа «Атлас», «Тор», «Титан», использовавшихся в качестве первых ступеней. Были созданы и специальные сверхмощные космические носители серии «Сатурн».

Многообразие типов созданных ракет-носителей с грузоподъемностью от нескольких сот килограммов до более 100 т, а также опыт их эксплуатации позволяют проследить прогресс в достижении и совершенствовании характеристик ракет-носителей и одновременно недостатки, присущие этим транспортным средствам. За период развития ТКС существенно повысилась их массовая отдача по полезной нагрузке. Если первые высотные метеорологические ракеты расходовали многие сотни килограммов топлива на каждый килограмм полезной нагрузки, то ракета «Скаут» периода 1950-х годов расходовала уже 115 кг твердого топлива на 1 кг выводимого полезного груза, а ракета-носитель «Сатурн-5» сократила расход топлива до 20 кг на 1 кг полезного груза.

Улучшение характеристик ракет-носителей стало возможным за счет перехода на более эффективные ракетные двигатели и конструктивно-массового совершенства ракетных ступеней. Так, например, жидкостный ракетный двигатель ракеты «Фау-2» на кислородно-спиртовом топливе развивал удельный импульс (т. е. отношение тяги к общей массе рабочего вещества, затрачиваемой в единицу времени) 280 с, тогда как современный ЖРД на кислородно-водородном топливе в условиях вакуума обеспечивает удельный импульс до 455 с.

Масса конструкции ракеты «Фау-2», включая корпус, топливные баки, насосы, ракетные двигатели и другие части, составляла около 25% от полной массы ракеты. Достижения в области создания легких ракетных конструкций позволили довести сейчас относительную массу конструкции ракетной ступени до 7,6%. Существенно улучшились и стоимостные показатели. Так, например, за период 1958 – 1978 гг. стоимость только выведения полезной нагрузки на низкую орбиту ИСЗ снизилась в США с 80 тыс. долл. до 5000 долл. за 1 кг.

И тем не менее характеристики и условия эксплуатации ракет-носителей еще далеки от совершенства. Факторами, препятствующими широкому использованию ракетно-космической техники, продолжают оставаться высокая стоимость как средств выведения, так и самой полезной нагрузки, а также необходимость в привлечении больших производственных мощностей для их изготовления. Кроме того, при эксплуатации современных ракет-носителей требуется иметь зоны отчуждения, т. е. свободные от судоходства акватории Мирового океана или неиспользуемые территории суши, предназначенные для падения отработавших ступеней, что со временем становится все более затруднительным из-за интенсивно развивающейся хозяйственной деятельности человека, захватывающей все новые территории.

Еще одной проблемой является засорение околоземного космического пространства отработавшими верхними ступенями ракет-носителей и окончившими свой срок активного существования космическими аппаратами. В настоящее время в космосе находится несколько тысяч таких объектов, число их растет и возрастающая засоренность космоса начинает вызывать беспокойство. От падающих остатков таких космических объектов нас защищает плотный слой атмосферы, в котором они сгорают. Но они становятся опасными для авиации, особенно для сверхзвуковых транспортных реактивные самолетов, летающих на больших высотах (до 18 км), где кинетическая энергия падающих обломков еще не успевает рассеяться.

За падающими космическими объектами ведутся специальные наблюдения. По решению ООН, государства, которые запускают ИСЗ, обязаны нести финансовую ответственность за возможные повреждения и разрушения различных объектов на Земле и в воздухе от столкновения с падающими из космоса частями ракет и спутников. Возможно, в будущем будет принято международное соглашение, обязывающее государства, осуществляющие запуски космических аппаратов, освобождать от отработавших ракетных ступеней и объектов орбиты, пригодные для полетов пилотируемых космических станций.

Предполагается, что эти проблемы могут быть частично решены за счет возвращения ракетных ступеней и космических аппаратов на Землю.

Концепция многоразовости и вопросы рентабельности. Идея повторного использования ракетных систем выведения не является новой. Ее высказывали в своих трудах основоположники космонавтики К. Э. Циолковский, Ф. А. Цандер, Ю. В. Кондратюк, а также известные зарубежные специалисты Г. Оберт, Р. Годдард и др. Однако внедрение многоразовости связано с дополнительными энергомассовыми затратами и решением ряда технических проблем, в частности созданием многоресурсных ракетных двигателей, многоразовой теплозащиты для верхних ступеней, что практически трудно было реализовать на начальном этапе создания ракетно-космической техники.

Всерьез вопросы многоразовости стали обсуждаться в технической литературе с 60-х годов. Многочисленные зарубежные проекты многоразовых ТКС выведения с технико-экономическим обоснованием их применения показали, что эффективность таких систем существенным образом зависит от технического уровня разработки и условий эксплуатации. При этом их применение может дать эффект только при распространении принципа многоразовости (повторного использования) и на выводимую полезную нагрузку. Сложность концепции многоразовости и недостаточность ее экономического обоснования на данном этапе подтвердились в процессе реализации американского проекта многоразового транспортного космического корабля (МТКК) «Спейс Шаттл».

Попытка комплексно решить проблему (снизить удельные затраты на выведение и обеспечить возможность возвращения полезной нагрузки с целью повторного использования) привела к необходимости включить в состав ТКС возвращаемый пилотируемый корабль, выполненный по самолетной схеме. МТКК выводится на орбиту с помощью двух твердотопливных ускорителей первой ступени и водородно-кислородной второй ступени, причем основная двигательная установка второй ступени размещается в орбитальном корабле (или орбитальной ступени).

Ускорители первой ступени после окончания работы отделяются от второй ступени, совершают пассивный полет по баллистической траектории и спускаются на парашютах в океан. Затем они буксируются к берегу и доставляются на базу обслуживания с целью восстановления и повторного использования (до 20 раз). Топливный отсек второй ступени отделяется от корабля незадолго до выхода на орбиту и падает в океан, разрушаясь при входе в плотные слои атмосферы. Орбитальный корабль после схода с орбиты и торможения в атмосфере совершает самолетную посадку на специальном аэродроме.

Один МТКК предполагается использовать не менее чем в 100 полетах при замене отдельных элементов в процессе эксплуатации (двигателей, плиток теплозащиты). Такая ТКС при стартовой массе 2000 т обеспечивает выведение на низкую околоземную орбиту и возвращение с орбиты на Землю в грузовом отсеке орбитального корабля (длина 18,3 м, диаметр 4,6 м) полезных нагрузок массой соответственно до 29,5 и 14,5 т.

Разработка МТКК столкнулась с рядом трудностей технического и технологического характера. Одна из них была связана с созданием плиточной многоразовой защиты орбитального корабля. Необходимо было покрыть корпус орбитального корабля (а он имеет довольно сложную форму) несколькими десятками тысяч теплозащитных плиток разных размеров и толщины (температура нагрева корабля в различных точках при спуске и торможении в плотных слоях атмосферы меняется от нескольких сот до полутора тысяч градусов Цельсия). Другая сложность заключалась в создании и отработке высоконадежного маршевого кислородно-водородного двигателя второй ступени с повышенным ресурсом работы (рассчитан на 55 полетов).

Разработка проекта велась 10 лет, Первый испытательный полет откладывался в течение трех лет и состоялся в апреле 1981 г. За два с половиной года с момента первого запуска осуществлено всего 8 полетов. Первоначально планируемый темп пусков при штатной эксплуатации предусматривал 60 запусков в год.

Не снизились существенно и затраты на выведение полезной нагрузки, а это было главное, на что надеялись разработчики МТКК. Заявленная в начале разработки стоимость запуска корабля 10,5 млн. долл. за прошедшее десятилетие возросла в несколько раз. Остались пока в эксплуатации и одноразовые ракеты-носители «Скаут», «Дельта» и «Атлас–Центавр», которые предполагалось заменить новой ТКС. Необходимость выведения, помимо полезной нагрузки, большой пассивной массы орбитального корабля существенно повысила стартовую массу этой ТКС по сравнению с ракетой-носителем той же грузоподъемности. По оценкам американских специалистов, МТКК «Спейс Шаттл» как система выведения уступает по общим затратам на транспортировку новым (т. е. разработанным на одинаковом с ним технологическом уровне) одноразовым ракетам-носителям.

Основную экономию средств от применения МТКК предполагалось получить за счет уменьшения затрат на полезную нагрузку. Этот так называемый «эффект полезной нагрузки» связан с возможностью проведения на орбите или по возвращении на Землю профилактических, ремонтно-восстановительных и других работ по обслуживанию полезной нагрузки, что увеличивает срок ее активного существования и снижает в целом затраты на космическую программу. При этом предполагается широко использовать при разработке полезных нагрузок модульный принцип построения с использованием унифицированных систем и агрегатов.

Однако переход на новую, приспособленную к обслуживанию полезную нагрузку также связан с дополнительными расходами средств и времени. При этом из-за ограниченных маневренных возможностей в космосе тяжелого орбитального корабля обслуживаться могут только объекты, расположенные на низких околоземных орбитах. Для обслуживания полезных нагрузок на высоких орбитах, а в перспективе, по мнению ряда специалистов, до 50% всех полезных нагрузок будет размещено на геостационарной орбите, необходима разработка многоразовых межорбитальных буксиров.

Таким образом, создание экономичной многоразовой ТКС на данном этапе является сложной задачей и сейчас трудно судить, насколько эффективным в этом отношении окажется МТКК «Спейс Шаттл». Можно только отметить, что весьма оптимистичные и во многом рекламные высказывания о рентабельности и универсальности применения МТКК, имевшие место в начале его разработки, сменились более трезвыми и умеренными оценками масштабов его применения. Так, если раньше говорилось о программе 725 полетов корабля «Спейс Шаттл», рассчитанной на 12 лет, то потом это число несколько раз последовательно сокращалось. В настоящее время до 1994 г. планируется лишь 311 полетов МТКК.

Выбранная схема американского МТКК является компромиссной не только в плане внедрения многоразовости. Применение в качестве первой ступени двух твердотопливных ускорителей способствует повышению надежности системы и безопасности экипажа, но в то же время приводит к опасности загрязнения атмосферы продуктами сгорания твердого топлива, включающего перхлорат аммония, полибутадиен и добавки алюминия. С момента старта МТКК до высоты около 40 км (окончание работы ускорителей) в окружающее пространство выбрасывается несколько сот тонн продуктов сгорания, включающих такие токсичные компоненты, как частицы окиси алюминия, окись углерода, газообразный хлористый водород и др. Вредное воздействие продуктов сгорания может заключаться в токсичном загрязнении облачного покрова, в выпадении кислотных дождей и непрогнозируемом изменении погоды.

Существует и другая опасность такого типа – разрушение стратосферного озонного слоя под влиянием хлористых соединений, т. е. образование так называемых «окон» в озоновом слое. Как известно, этот слой предохраняет все живущее на Земле от губительных ультрафиолетовых лучей, посылаемых Солнцем.

Следует, конечно, сказать, что все эти недостатки и компромиссный характер американской ТКС на базе МТКК «Спейс Шаттл» во многом были предопределены милитаристической сущностью данной программы.. Поскольку значительное число запусков МТКК предназначается сейчас в целях министерства обороны США, разработчики американского многоразового корабля столкнулись с давлением со стороны Пентагона, стремящегося как можно быстрее ввести данную ТКС в строй даже за счет ее конструктивных несовершенств.

Во всяком случае в настоящее время продолжаются исследования путей совершенствования ТКС.

Совершенствование ракетных двигателей, конструкции и систем управления ТКС. За прошедший период развития ракетно-космической техники достигнут высокий уровень характеристик ЖРД. На примере двигателя второй ступени МТКК «Спейс Шаттл» можно отметить, что удельный импульс маршевых двигателей на кислородно-водородном топливе в вакууме составляет 455 с. Двигатели имеют широкий диапазон регулирования тяги и рассчитываются на суммарный ресурс работы, исчисляемый десятками полетных ресурсов. Значительные успехи достигнуты и в части систем контроля и диагностики работы двигателей, что существенно повысило надежность и безопасность их эксплуатации. Для управления работой двигателей стали использовать бортовые ЭВМ.

Наряду с дальнейшим повышением характеристик ЖРД на кислородно-водородном топливе, в последнее время в зарубежном двигателестроении большое внимание стали уделять исследованию возможностей двухтопливных двигательных установок (ДУ). В ДУ предполагается использовать при одном окислителе (кислороде) два типа горючих – углеводородное и водород, что позволит реализовать совместно преимущества топлива с углеводородным горючим (высокая плотность, низкая масса ДУ) и преимущества топлива с водородом в качестве горючего (высокий удельный импульс). Наиболее эффективным является использование для обоих топлив одного и того же двигателя, в котором предусматривается последовательная выработка горючего (вначале углеводородного, а затем водорода).

На рис. 1 представлены зависимости относительной массы нагрузки от требуемого приращения скорости для двухтопливной и традиционной двигательных установок.

Благодаря меньшей относительной массы ДУ для топлива с углеводородным горючим (1) при малых приращениях скорости такое топливо является более выгодным, однако по мере увеличения необходимого приращения скорости более эффективным сказывается водородное топливо (2) благодаря значительно большему удельному импульсу. Наклон кривых 1 и 2 изменяется в пользу водородного топлива, начиная с приращения скорости, превышающей примерно 2 км/с.

Зависимости даны без учета потерь скорости на преодоление гравитационных сил (рассчитывалась только идеальная скорость). Следует отметить, что в начальной фазе полета выработка топлива с углеводородным горючим из-за малого удельного импульса требует значительного расхода топливных компонентов, а это влечет за собой, при прочих равных условиях, увеличение ускорения аппарата, а следовательно, уменьшение потерь скорости на преодоление гравитационных сил. Это является дополнительным аргументом в пользу двухтопливной двигательной установки.

Другим резервом повышения характеристик перспективных ТКС является их дальнейшее конструктивно-массовое совершенство. Потенциальные возможности уменьшения массы конструкции определяются использованием новых материалов и внедрением различных конструктивных решений, а также совершенствованием методов проектирования, Ожидается, что все шире будут использоваться клеевые соединения (с целью уменьшения массы крепежных деталей). Наряду с разработкой новых металлических сплавов с улучшенными прочностными и эксплуатационными показателями все большее распространение получат композиционные материалы на основе полимерных и металлических связующих компонентов, армированных высокопрочными волокнами из бора, углеграфита, монокристаллическими волокнами и др.

По оценкам зарубежных специалистов, преимущества конструкций из перспективных композиционных материалов перед конструкциями авиационных и космических аппаратов из стекловолокна и алюминия в особенности проявляются при их использовании в тех ситуациях, где требуются малый коэффициент температурного расширения, легкость конструкции, высокая жесткость ее пространственной структуры, термоизоляция. Для широкого применения композиционных материалов в космической технике необходимы всесторонние исследования по улучшению технологических процессов их изготовления, снижению стоимости и, кроме того, тщательный анализ влияния воздействия условий нагружения и окружающей среды на характеристики ресурсов. Согласно этим оценкам, композиционные детали могут быть на 25 – 30% легче алюминиевых.

Имеются возможности и в совершенствовании теплозащитных систем. Многоресурсная керамическая защита, применяемая на американском МТКК, выдерживает достаточно высокую температуру нагрева, однако ей присущ и ряд недостатков: хрупкость, способность поглощать влагу и трудоемкость при изготовлении и обслуживании. В этом отношении заслуживают внимания металлические теплозащитные системы с ограниченным использованием активного охлаждения. В таких системах теплота благодаря циркуляции теплоносителя отбирается от участков поверхности с высокой температурой нагрева (например, передних кромок крыла орбитального корабля) и переносится либо к специальным радиаторам, излучающим ее в окружающую среду, либо к участкам поверхности с относительно низкой температурой, выполняющим роль радиаторов.

Снижение массы может быть достигнуто при переходе к новым конструкциям топливных отсеков, объединяющим в себе свойства несущей конструкции и теплоизоляции криогенного топлива. Хранение на борту ТКС криогенных компонентов, например жидкого водорода и жидкого кислорода, возможно лишь при создании специальных типов теплозащищенных конструкций. Здесь особые трудности вызывает использование жидкого водорода вследствие его низкой температуры кипения (20 К) и малой плотности (71 кг/м³), что приводит к созданию баков больших объемов с большой площадью поверхности. Повреждение теплоизоляции топливного отсека ведет к проникновению в нее влаги и воздуха, который конденсируется и замерзает, образуя в зоне проникновения некоторое разрежение. Туда проникают новые порции воздуха и в конечном итоге образуется тепловой мост, т. е. перемычка между холодной стенкой топливного отсека и нагретой окружающей средой. Мощный теплоприток в бак приведет к интенсивному выкипанию компонентов топлива.

Один из вариантов перспективной конструкции, объединяющей в себе функции силовой конструкции, теплозащиты и теплоизоляции, показан на рис. 2. Ожидается, что такие конструкции будут иметь меньшую удельную массу, будут более просты и технологичны, хорошо сопротивляться акустическим нагрузкам. Но их использованию должны предшествовать обширные научно-исследовательские и опытно-конструкторские работы по ряду направлений: оценка совместимости конструкционных материалов с криогенными компонентами и их поведения в условиях низких температур при многократном нагружении; разработка конструкций с минимальным коэффициентом теплопроводности; разработка методов уменьшения температурных напряжений; изготовление образцов перспективных конструкций, а также полноразмерных моделей со всесторонним их испытанием.

Большую роль в оптимизации конструкции и совершенствовании перспективных ТКС играет система управления. В последнее время наряду с традиционными системами управления стали использоваться активные. Применение активных систем управления позволяет уменьшить в полете ветровые и аэродинамические нагрузки, снизить массу, повысить летные качества и улучшить управляемость, расширить область полетных режимов проектируемых изделий (за счет выработки на борту так называемых адаптивных программ полета). Разработка активных систем управления стала возможной благодаря применению электрических (дистанционных) систем управления полетом, поскольку они позволяют широко применять бортовые электронные вычислительные машины (БЭВМ). Круг задач, решаемых системами управления, продолжает расширяться. Для перспективных ТКС использование систем управления предусматривается не только для обеспечения полетов по энергетически оптимальным траекториям и для снижения полетных нагрузок, но и для автоматизации предстартовой подготовки, запуска и планирования программ полета (включая операции маневрирования, сближения или стыковки в космосе, обслуживания полезных нагрузок). В связи с этим растет необходимая емкость памяти и быстродействие БЭВМ (табл. 1).

Вообще же совершенствование БЭВМ на данном этапе включает в себя модульный принцип построения, основанный на использовании стандартных блоков; многопроцессорную структуру, использование модулей определенного функционального назначения, расширенную систему команд, микропрограммное (гибкое) управление; нечувствительность к отказам за счет использования резервного оборудования и способности перестраивать логическую структуру БЭВМ при отказах; широкое применение больших интегральных схем.

Характеристики перспективных БЭВМ космического назначения (по оценкам зарубежных специалистов)

Характеристики	1980 г.	1985 г.	1990 г.
Производительность одного процессора, млн. операций в 1 с	2,5	6,3	14,4
Емкость запоминающего устройства, бит/кристалл	500 тыс.	20 млн.	800 млн.

И наконец, следует отметить совершенствование самих методов оптимального проектирования, получивших широкое развитие на основе математического программирования и применения быстродействующей вычислительной техники. В перспективе эти методы будут учитывать требования надежности, стохастическую природу внешних воздействий и нестационарность ограничений. Усовершенствованные методы расчета и лучшее понимание физики явлений позволят уменьшить запасы по прочности, устойчивости и управляемости и др. при проектировании перспективных ТКС и тем самым будут способствовать облегчению их конструкции.

Требования к ТКС. Перспективы освоения околоземного космоса и проблемы, связанные с эксплуатацией современных средств выведения КА, позволяют сформулировать общие требования к ТКС будущего.

Предполагается, что развертывание в космосе крупногабаритных конструкций будет проводиться из большого количества однотипных элементов, узлов и деталей, изготовление которых возможно непосредственно на сборочной ОКС из доставляемых с Земли полуфабрикатов (например, полосового проката, намотанного на бобину). Транспортировка сырья и готовой продукции космического производства возможна в контейнерах с достаточно плотной упаковкой. Поэтому объем и масса модулей полезного груза не являются лимитирующими для перспективных ТКС.

Более важными с точки зрения эффективности и рентабельности решения крупномасштабных перспективных задач в космосе (развертывание ССЭ, тяжелых орбитальных комплексов промышленного назначения и пр.) являются требования к ТКС по высокой производительности (величине реализуемого грузопотока за год) и относительно низким удельным затратам на транспортировку. Так, при развертывании системы из штатных ССЭ мощностью 5 – 10 ГВт среднегодовой грузопоток на низкую околоземную орбиту будет измеряться сотнями тысяч тонн, причем необходимая удельная стоимость транспортировки, исходя из рентабельности ССЭ, должна быть снижена, по оценкам специалистов, более чем на порядок.

Следует также отметить целесообразность разделения ТКС на чисто грузовые и пассажирские (причем на долю первых будет приходиться основной грузопоток в космос). Снятие ограничений, накладываемых присутствием человека на борту, позволит расширить поиск новых, более эффективных принципов выведения полезных нагрузок на орбиты ИСЗ. В то же время пассажирские ТКС, предназначенные для доставки ограниченного числа специалистов в космос в основном для осуществления сборочных операций, управления и контроля, ремонтно-профилактических работ, могут быть реализованы и на основе традиционных средств выведения. Не исключен и в этом направлении поиск более эффективных и рентабельных ТКС, например при организации космических поселений, но эти средства по условиям комфортабельности и безопасности будут существенно отличаться от перспективных грузовых ТКС.

И, конечно, неизменным ко всем перспективным ТКС остается требование осуществлять доставку грузов на опорную околоземную орбиту с минимальным ущербом экологического характера. При больших масштабах применения перспективные ТКС не должны загрязнять атмосферу Земли вредными продуктами сгорания топлива, превышать допустимые нормы по акустическим нагрузкам, сбрасывать в полете или оставлять на орбите отдельные элементы конструкции.

ТРАНСПОРТНЫЕ СРЕДСТВА В ИНДУСТРИАЛЬНОМ КОСМОСЕ

Возможности перспективных ТКС на ЖРД. В плане общих требований к ТКС будущего рассмотрим прежде всего возможности перспективных ТКС на базе ЖРД. Тяговые системы на базе ЖРД уже давно и успешно используются для изучения и освоения космического пространства. И, пожалуй, не будет преувеличением сказать, что в представлении большинства неспециалистов ЖРД – едва ли не единственное средство создания тяги в космосе. Однако это далеко не так. Транспортные системы на ЖРД, несмотря на возможность их совершенствования, ограничены по энергетике. В этом легко убедиться, если обратиться к известной формуле Циолковского, определяющей приращение скорости полета ракеты ΔV в пустоте в отсутствии сил тяготения: ΔV = WlnZ (W – скорость истечения рабочего вещества, Z – отношение начальной массы космического корабля к конечной, когда израсходован весь бортовой запас рабочего вещества или его часть; так называемое число Циолковского).

Максимальная величина скорости истечения рабочего вещества для ЖРД составляет около 5 км/с. Приращение скорости ракеты зависит также от отношения ее начальной и конечной масс. У современных ракет-носителей с ЖРД на долю топлива может приходиться до 85% стартовой массы. Несложный расчет показывает, что для одноступенчатого аппарата с ЖРД приращение скорости при этом не превышает 9,3 км/с, т. е. предельные энергетические возможности такого аппарата обеспечивают его выведение только на низкую околоземную орбиту. Естественно, использование принципов многоступенчатости расширяет эти возможности, но это удорожает и усложняет космические полеты и, как уже говорилось выше, приводит к засорению космоса отработавшими ступенями в случае отказа от их возвращения.

Таким образом, стремление в перспективе максимально упростить и удешевить ТКС на ЖРД, т. е. перейти к идеальной одноступенчатой схеме, вступает в противоречие с энергетическими возможностями таких систем, для которых с точки зрения повышения массовой отдачи или расширения области использования необходима многоступенчатость. При этом эффект от ожидаемого в перспективе конструктивного совершенствования ТКС, как правило, погашается дополнительным расходованием массы для обеспечения возвращения и повторного использования ТКС, что диктуется экономическими или экологическими соображениями. Многочисленные проекты перспективных ТКС на базе ЖРД, публикуемые сейчас в зарубежной печати, представляют собой попытку найти такое компромиссное техническое решение.

В основном это одно- или двухступенчатые аппараты крылатой или баллистической схемы (рис. 3а, б). Крылатая схема рассматривается для пилотируемых ТКС с относительно небольшими полезными нагрузками (для нее характерны комфортабельные условия возвращения – спуск с малыми перегрузками и самолетная посадка), баллистическая схема – для тяжелых грузовых беспилотных ТКС (она обеспечивает большую массовую отдачу по полезному грузу, т. е. отношение массы полезного груза к стартовой массе ТКС). Однако в целом массовая отдача перспективных ТКС на базе ЖРД не выше, чем у одноразовых ракет-носителей, и составляет несколько процентов от стартовой массы, т. е. при выведении модулей полезного груза от нескольких десятков тонн до нескольких сотен тонн стартовая масса таких ТКС составляет тысячи тонн.

Следует отметить, что удельные показатели перспективных ТКС на базе ЖРД (по массовой отдаче и стоимости выведения) улучшаются с ростом их масштабности, но из-за ограничений, вызванных существующими нормами по акустическим нагрузкам, резко возрастающим с ростом стартовой массы ТКС, предельная величина выводимого полезного груза не может превышать 500 т.

С целью повышения энергетических характеристик ТКС на базе химических ракетных двигателей рассматриваются проекты систем выведения с использованием комбинированных ДУ, объединяющих в едином агрегате ракетные и турбореактивные или воздушно-прямоточные двигатели. Предполагаемая эффективность использования комбинированных ДУ объясняется тем, что турбореактивные и прямоточные двигательные установки имеют удельный импульс в 8 – 20 раз больше, чем у ЖРД (подсчитанный, исходя из расхода топлива, запасенного на борту аппарата). Применение более эффективных, хотя и более тяжелых, ДУ на участке разгона в атмосфере (т. е. использование внешних ресурсов атмосферы, в данном случае воздуха как окислителя и рабочего вещества) заманчиво, особенно для одно- или полутораступенчатых ТКС. Как показывают оценки, относительная массовая отдача по полезной нагрузке у таких ТКС может быть повышена до 7 – 8%. При этом тип старта может быть как вертикальный, так и горизонтальный (рис. 3в).

И все же перспективные ТКС на базе ЖРД, несмотря на возможность снижения в несколько раз удельной стоимости выведения (стоимости выведения 1 кг полезного груза), продолжают оставаться достаточно сложными и громоздкими системами для реализации крупномасштабных грузопотоков (например, для развертывания на геостационарной орбите ССЭ). Если принять номинальную величину грузоподъемности перспективного сверхтяжелого носителя за 250 т, то создание первой штатной ССЭ массой 40 тыс. т на геостационарной орбите (соответственно 200 тыс. т на низкой околоземной орбите) при использовании межорбитальных транспортных аппаратов на базе ЖРД потребует 800 запусков, при этом будет израсходовано около 5 млн. т ракетного топлива. Такая программа пусков является предельной для носителя, а ведь подобных ССЭ потребуются десятки и сотни для обеспечения энергетики, необходимой в масштабах всей Земли. Интенсивные Полеты сверхтяжелых ТКС, основанных на ЖРД, с расходованием сотен миллионов тонн топлива будут сопровождаться значительными тепловыми выбросами в атмосферу, что чревато серьезными экологическими нарушениями.

Космический транспорт на ядерной энергии. Важным направлением в области повышения энергетики (массовой отдачи) ракет-носителей является переход на более высокоэффективные ракетные двигатели, например ядерные. При этом могут быть сокращены число запусков ракет-носителей и суммарный расход топлива при решении перспективных космических задач.

В ЖРД истекающее рабочее вещество образуется за счет сгорания топлива. При этом состав и температура продуктов сгорания и в конечном счете удельный импульс определяются свойствами используемых топлив. В отличие от этого в ядерном ракетном двигателе (ЯРД) для нагрева рабочего вещества используется тепло, выделяющееся в ядерных реакторах. Источник энергии и рабочее вещество здесь разделены. В качестве рабочего вещества предпочтителен водород, обладающий наибольшим значением газовой постоянной, определяющей наряду с температурой и степенью расширения сопла удельный импульс двигателя.

При нагреве водорода в ядерном реакторе удельный импульс в основном зависит от температуры в активной зоне. В зависимости от фазового состояния вещества активной зоны ЯРД делятся на твердофазные, жидкофазные и газофазные. Наибольший интерес представляют твердофазные ЯРД (по глубине проработки и техническому заделу) и газофазные ЯРД (по высоким удельным показателям). В качестве примера твердофазного ЯРД можно привести двигатель, разработанный в начале 70-х годов в США по программе «Нерва» (тяга двигателя 330 кН, удельный импульс 825 с).

Максимальный удельный импульс твердофазного ЯРД ограничен температурой плавления делящегося вещества и может составить 900 с, что вдвое больше, чем у лучших современных ЖРД. Однако выгоды, получаемые от этого увеличения удельного импульса, снижаются из-за возрастания массы конструкции ТКС на базе ЯРД, что обусловлено наличием ядерного реактора, радиационной защиты экипажа и полезной нагрузки и, наконец, массивного теплоизолированного бака, содержащего запас жидкого водорода. Для ракетных ступеней с ЖРД на кислородно-водородном топливе отношение массы рабочего вещества к массе конструкции находится в пределах 7 – 8, тогда как для ступеней с ЯРД этот параметр снижается до 3 – 5.

Вот почему, несмотря на задел в области твердофазных ЯРД и возможность их практической реализации, большее внимание с точки зрения создания перспективных (ТКС привлекают газофазные ЯРД, удельный импульс которых может достигать 2000 – 2500 с. Эти ЯРД, существующие пока только в проектах, не отличаются по основному принципу действия от твердофазных ЯРД, но в связи с тем, что при их работе вещество активной зоны реактора находится в газообразном состоянии, можно существенно повысить температуру нагрева рабочего вещества, а следовательно, и удельный импульс. В этом и заключается их преимущество, но соответственно их создание требует разрешения и более сложных технических задач.

При температурах нагрева рабочего вещества, на которые рассчитываются газофазные ЯРД, ядерное горючее находится в реакторе в виде плазмы под высоким давлением (500–1000 атм), иначе плотность делящегося вещества будет слишком мала, чтобы обеспечить критическую загрузку реактора. Поэтому необходимо создание высокопрочной конструкции двигателя. Другой трудностью является проблема отделения (сепарации) ядерного горючего от нагретого рабочего тела в активной зоне реактора. Наиболее перспективным в этом направлении является газофазный ЯРД с магнитным удержанием ядерного горючего. Предполагается, что газофазные ЯРД с магнитным удержанием ядерного горючего будут иметь тягу в диапазоне от нескольких десятков до десятков тысяч килоньютонов, обеспечивая достаточно высокую тяговооруженность ТКС.

Однако общей проблемой применения ТКС на базе ЯРД продолжает оставаться обеспечение радиационной безопасности. Работающий ЯРД является мощным источником радиации гамма- и нейтронного излучения. Под действием радиации может произойти недопустимый нагрев рабочего тела и конструкции, охрупчивание металлических и разрушение пластмассовых деталей, нарушение изоляции электрокабелей и выход из строя электронной аппаратуры, но главное – существует опасность лучевого поражения экипажа (рис. 4).

Наибольшая радиационная опасность при эксплуатации ТКС на базе ЯРД существует при наземном старте и полете в атмосфере. В условиях открытого космоса можно применять ограниченную, так называемую «теневую» защиту, которая гарантирует защиту экипажа только в космическом вакууме, где нет рассеянного излучения от воздуха. Для ТКС, стартующих с Земли, нужна гораздо более тяжелая круговая защита. И всегда опасность радиационного заражения при эксплуатации таких ТКС существует за счет наведенной радиации на конструкцию, излучения реактора после выключения ЯРД, возможного заражения атмосферы и пр.

По всей видимости, ТКС на базе ЯРД найдут применение вне атмосферы Земли – в межорбитальных транспортных операциях, при доставке тяжелых грузов на геостационарную орбиту, в грузовых операциях по трассе «околоземная орбита – Луна». Большие возможности открываются перед ТКС на базе ЯРД в межпланетных полетах.

Рассматривая применение ядерной энергий в космическом транспорте, особо следует остановиться на возможности создания в перспективе термоядерного ракетного двигателя (ТЯРД), что явится принципиально новым шагом на пути развития космических тяговых систем. По предварительной оценке, ТЯРД тягой в несколько тысяч килоньютонов способен достигать удельного импульса 18 000 с, что более чем в 30 раз выше удельного импульса перспективных ЖРД. Относительная грузоподъемность ТКС на базе ТЯРД поднимется в десятки раз по сравнению с существующими системами.

Проекты ТКС на базе ТЯРД во многом стимулируются работами по освоению термоядерной энергии, ведущимися уже несколько десятков лет. Указанные работы в первую очередь направлены на создание управляемых термоядерных реакторов, в которых предусматривается начальный инициирующий нагрев реагирующего вещества (тяжелых изотопов водорода – дейтерия и трития) до температуры в несколько миллионов градусов. Эта температура должна соответствовать энергии, достаточной для слияния ядер, в результате которого и выделяется огромная энергия термоядерного синтеза.

Правда, следует сказать, что чрезвычайно удобное для использования в будущих промышленных термоядерных реакторах дейтерий-тритиевое топливо может оказаться малопригодным в ТЯРД, так как при сгорании этого топлива 80% энергии приходится на быстрые нейтроны, которые беспрепятственно покидают плазму и вызывают нагрев конструкции ТЯРД, тем самым ограничивая величину удельного импульса. Более удобна смесь дейтерия с легким изотопом гелия (лишь 2% энергии приходится на нейтроны). Однако это сталкивается с другой, не менее сложной проблемой: для осуществления данной реакции требуется температура уже в сотни миллионов градусов.

Таким образом, ТЯРД является еще довольно проблематичным устройством, но ТКС на его основе позволят человеку, в подлинном смысле слова, стать хозяином. Солнечной системы (поэтому тяговых систем на базе ТЯРД мы еще коснемся далее, в разделе о перспективных ТКС для межпланетных полетов).

ТКС с использованием электроракетных двигателей. Наряду с ТКС большой тяги, но ограниченной экономичности по расходу топлива (ЖРД, ЯРД) в ракетно-космической технике существуют высокоэкономичные системы малой тяги на базе электроракетных двигателей (ЭРД). Впервые идея об использовании электричества для создания реактивной тяги была высказана К. Э. Циолковским в 1911 г., а первые в мире работы по конструированию ЭРД были начаты в 1929 г. по предложению и под руководством В. П. Глушко.

В отличие от ЖРД и ЯРД, в которых рабочее вещество (соответственно газообразные продукты сгорания химического топлива и нагретый при прохождении через реактор водород) разгоняется при истечении через сопло (где тепловая энергия преобразуется в кинетическую), в ЭРД рабочее вещество получает ускорение посредством электрической энергии. При этом рабочее вещество и источник энергии разделены. Благодаря подводу в ЭРД большого количества энергии к малой массе вещества можно получить удельный импульс, на порядок и более превосходящий, чем в ЖРД и ЯРД.

Рабочим веществом в ЭРД является плазма, т. е. ионизованный газ, проводящий электрический ток. Плазма разгоняется электродинамическими силами, возникающими в результате взаимодействия электрического тока, проходящего через плазму, с магнитным полем, создаваемым внешним источником, или током, протекающим через ускоритель. Кроме плазменного ускорителя, в состав ЭРД входит система подачи рабочего вещества, элементы системы коммутации и преобразования тока, система регулирования и т. д.

Электроракетная двигательная установка (ЭРДУ) включает в себя, помимо ЭРД, источник энергии (в качестве которого могут быть использованы ядерный реактор или солнечная батарея), систему преобразования энергии, систему хранения рабочего вещества и холодильник-излучатель. В отличие от космических ДУ с ЖРД или ЯРД электроракетная двигательная установка – это комплексная энергосиловая система, сочетающая высокоэффективный ЭРД и мощную бортовую энергоустановку.

Для питания ЭРД требуются источники и преобразователи электрической энергии, имеющие большую массу, возрастающую по мере роста необходимой тяги и удельного импульса двигателя. Поэтому ЭРД при возможных в настоящее время стартовых массах является двигателем малой тяги, которая в существующих экспериментальных образцах не превышает десятки ньютонов. Так как создаваемая в ЭРДУ тяга значительно меньше веса ЭРДУ на Земле, то эту двигательную установку можно использовать только в качестве космической тяговой системы в условиях невесомости (после выведения космического аппарата на орбиту ИСЗ), эффективной при больших временах полета. ЭРДУ характеризуется высокой экономичностью расходования запасенной на борту космического аппарата массы рабочего вещества, причем для каждого космического полета существует оптимальное значение эффективной скорости истечения. Это свойство является следствием разделения источников энергии и рабочего вещества.

ЭРДУ целесообразно использовать при полетах, требующих относительно больших энергетических затрат и не лимитированных по времени: при транспортировке больших грузов с низкой околоземной орбиты на геостационарную или с орбиты спутника Земли на окололунную орбиту, на автоматических станциях при полетах к дальним планетам. По оценкам специалистов применение ЭРД на межорбитальном транспортном аппарате (МТА), обслуживающем геостационарную орбиту, позволяет повысить массовую отдачу аппарата по полезной нагрузке до 70% против 25% у МТА с ЖРД (при временах полета соответственно 170 сут и 7 сут). Но особенно выгодным будет применение ЭРД для транспортировки блоков ССЭ на геостационарную орбиту при их монтаже на опорной околоземной орбите. Во-первых, можно будет использовать в ЭРД солнечную энергию, вырабатываемую элементами самой ССЭ, которые они транспортируют. Во-вторых, ЭРД обеспечит возможность транспортировки грузов с небольшими ускорениями, действующими на блоки станции. А это существенно для снижения требований прочности к крупногабаритным элементам ССЭ и соответственно для уменьшения их массы.

Типичная конструктивно-компоновочная схема разгонной ступени на базе ЭРДУ с ядерным реактором-генератором электрической энергии представлена на рис. 5. Ступень компонуется в виде последовательно соединенных отсеков, расположенных внутри конуса, в вершине которого помещен реактор-генератор (принцип лучевого построения). Вслед за реактором-генератором и «теневой» защитой от его излучений размещаются преобразователи электрической энергии и отсек ЭРД. Для сброса неиспользованной тепловой энергии имеется холодильник-излучатель, внутри которого располагается отсек рабочего вещества. Далее на наибольшем удалении от реактора-генератора помещены приборный отсек и отсек полезной нагрузки. Лучевое построение ступени обеспечивает минимальную массу радиационной защиты.

На рис. 6 дана типичная схема разгонной ступени солнечной ЭРДУ панельного типа с пленочными плоскими фотопреобразователями. Конструкцией, поддерживающей преобразователи, является плоская панель с мачтами и реями. Между двумя такими симметричными панелями располагается центральный блок, включающий в себя систему баков для хранения рабочего вещества, электроракетные двигатели, аппаратуру и полезную нагрузку. Менаду солнечными батареями и центральным блоком располагается блок коммутации и преобразования электрического напряжения. Центральный блок может поворачиваться относительно солнечных батарей с помощью привода поворота. При этом электрический ток подается к центральному блоку через специальные скользящие контакты.

Рассматриваются также солнечные ЭРДУ с параболическими концентраторами солнечной энергии и турбомашинными (работающими по циклам Брайтона или Ренкина) или термоэмиссионными преобразователями.

Полеты в атмосфере с электромагнитным двигателем. Если эффективность транспортных операций в околоземном космосе (межорбитальные перевозки) в перспективе можно повысить за счет перехода на более энергетичные ракетные двигатели – ЯРД и ЭРД, то совершенствование ТКС на трассе «Земля – орбита – ИСЗ» в первую очередь предполагает широкое использование ресурсов земной атмосферы. Мы уже упоминали о проектах космопланов, использующих аэродинамическое качество и воздушно-реактивные двигатели на участке разгона в атмосфере. Другим направлением в использовании ресурсов атмосферы, по мнению некоторых зарубежных исследователей, является создание ТКС на базе электромагнитного двигателя, генерирующего для получения тяги электромагнитное поле в окружающей атмосфере.

Механизм создания тяги электромагнитным двигателем связан с эффектами, вызываемыми сильно возбужденными атомами и молекулами. Возбужденные атомы образуются за счет селективного поглощения фотонов (генерируемых, например, с помощью лампы-вспышки), которые сообщают энергию внешним электронам (время жизни возбужденных атомов от нескольких миллисекунд до 1 с). Предполагается, что с помощью интенсивного излучения можно создать в окружающей электромагнитный двигатель атмосфере возбужденные молекулы азота, паров воды и кислорода.

Возбужденные молекулы, называемые экситронами, легко ионизуются. Ускорение этих молекул обеспечивается воздействием переменного электромагнитного поля определенной частоты. Соударяясь с остальными молекулами газовой среды, возбужденные молекулы и их приведут в движение. В результате вся масса воздуха, находящаяся в зоне действия осциллирующего электромагнитного поля, получает ускорение, что сопровождается возникновением тяги у космоплана. При напряженности электрического поля 100 кВт/м, магнитной индукции 1 Т, рабочей частоте несколько десятков мегагерц возникает тяга 1000 Н на 1 м³ воздуха. Об эффективности такого типа ТКС можно судить, сравнивая американский проект космолета, обладающего электромагнитным двигателем, с МТКК «Спейс Шаттл». Если для последнего отношение затрачиваемой мощности к создаваемой тяге составляет 4500 Вт/Н, то перспективный электромагнитный двигатель может обеспечить эту величину на уровне 300 Вт/Н (при условии приращения скорости окружающего космолет воздуха около 300 м/с).

На космолете предполагается использовать комбинированную ДУ, у которой подъемная сила и тяга обеспечиваются за счет совместного действия аэродинамических сил, сил электромагнитного поля и тяги ЖРД. В принципе возможно использовать электромагнитное поле и для торможения космолета при его возвращении на Землю. Космолет с электромагнитным двигателем рассчитан на горизонтальный взлет и посадку и представляет собой биплан, между крыльями которого генерируется электромагнитное поле. Для получения электроэнергии на борту имеется высокочастотный магнито-газодинамический (МГД) генератор. Для возбуждения молекул воздуха (без ионизации) применяются кварцевые лампы-вспышки и зеркала.

Согласно проекту в МГД-генераторе используются продукты сгорания ЖРД, работающего на жидком водороде и жидком кислороде; в продукты сгорания подается легкоионизирующаяся добавка (присадка) в виде соединения калия. Образующаяся плазма с ионизирующейся присадкой движется в МГД-канале со скоростью 3 – 4 км/с. МГД-канал имеет две пары электродов, каждый из которых связан с соответствующим электродом на крыле космолета и обеспечивает воздействие высокочастотного электрического поля на окружающий воздух. Кроме того, для этой цели предназначена и часть энергии поля, создаваемого катушками магнита МГД-канала. Под действием электрического и магнитного полей воздух между крыльями космолета движется параллельно движению потока плазмы в МГД-канале. Катушки, сверхпроводящий магнит и стенки МГД-канала охлаждаются жидким водородом.

Схема устройства для создания электромагнитного поля между крыльями космолета и схема оптической системы на крыльях приведены на рис. 7а, б. Общий вид космолета с электромагнитным двигателем дан на рис. 8. При полезной нагрузке 29,5 т его стартовая масса в 4 раза меньше, чем у МТКК «Спейс Шаттл», и составляет 570 т, из которых на топливо (в подвесных баках) приходится 400 т, на электроды и катушки на крыльях – 45 т, на МГД-канал с магнитом – 13,5 т.

Такой тип ТКС может в перспективе использоваться в пассажирском или грузопассажирском вариантах для обслуживания крупных орбитальных станций и сборочно-монтажных центров. Однако наряду с проблемами разработки ТКС с электромагнитным двигателем должны быть еще исследованы вопросы безопасности для экипажа на борту и влияние полетов ТКС на окружающую среду с точки зрения возможных экологических нарушений в атмосфере.

ТКС на базе электромагнитных масс-ускорителей. В предыдущих разделах рассматривались проекты ТКС, у которых вся или большая часть расходуемой массы и энергии для разгона запасаются на борту носителя. Однако масштабы транспортных перевозок в эпоху индустриализации космоса (порядка 1 млн. т в год), заставляют искать другие более эффективные принципы разработки TKС будущего. При огромных мощностях ССЭ, которые предполагается создавать в этот период, таким принципом может оказаться выведение с использованием внешних ресурсов энергии.

В этом направлении представляет интерес прежде всего рассмотрение второго (нереактивного) способа доставки грузов в космос, на который указывал в 1933 г. К. Э. Циолковский в своей работе «Снаряды, обретающие космические скорости на суше и воде». В специальном электрическом ускорителе-пушке, расположенном на Земле, снаряд с полезным грузом разгоняется до скорости, превышающей космическую, и, пробивая атмосферу, выходит на орбиту ИСЗ. К. Э. Циолковский Отметил такие преимущества этого способа, как отказ от «большого запаса элементов взрывания», т. е. от химического топлива, составляющего большую часть стартового массы ракеты на ЖРД; потребление электроэнергии от наземных сооружений; многократное использование разгонного устройства.

Однако в тот период реализация этого принципа не находила еще конкретного инженерного воплощения. Да и в наше время проекты таких ускорителей поражают своими размерами, необходимой энергетикой и нуждаются в дальнейшем поиске рациональных технических воплощений.

Наиболее приемлемым устройством для транспортировки большого количества грузов в космос, основанным на нереактивном способе, в настоящее время считается электромагнитный масс-ускоритель (ЭМУ), аналогичный по устройству магнитному движителю. Контейнер с полезной нагрузкой, снабженный сверхпроводящими соленоидами, разгоняется вдоль неподвижного проводникового путепровода за счет взаимодействия электромагнитных полей, создаваемых контейнером и путепроводом. ЭМУ должен снабжаться источником энергии, энергораспределительным и коммутирующим оборудованиями. На разгоняемом контейнере со сверхпроводящими катушками, создающими электромагнитное поле высокой напряженности, имеются системы охлаждения и управления. Для торможения контейнера после отделения от него ускоренной массы предусматривается специальный участок путепровода. Принципиальная схема ЭМУ приведена на рис. 9.

Известны два варианта ЭМУ: ускоряющие катушки которого имеют прямоугольную («плоскую») форму и расположены по обеим сторонам от ускоряемого контейнера и ускоряющие катушки которого являются кольцевыми и расположены коаксиально контейнеру. В первом варианте легче осуществлять ряд эксплуатационных мероприятий (проще доступ к контейнеру, катушкам и т. д.), а также высокоточное управление величиной и направлением скорости ускоряемых грузов, что является важным фактором в реализации и использовании всей транспортной системы в целом. Во втором же варианте достигается более высокая эффективность ускорения массы.

Идеальными условиями эксплуатации ЭМУ являются глубокий вакуум и низкие температуры, т. е. космические условия. Для наземного варианта ЭМУ необходимо учитывать потери начальной скорости капсулы снаряда при прохождении атмосферы. Здесь картина явлений обратна традиционной при входе космического аппарата в атмосферу планеты: капсула, ускоренная ЭМУ, проходит на максимальной скорости наиболее плотные слои атмосферы, а в верхней атмосфере движется с наименьшей скоростью, так что все наиболее интенсивные теплофизические и химические процессы протекают до высоты 30 км.

Каковы же характеристики такого рода устройств, создание которых принципиально возможно в будущем, но потребует решения ряда сложных научно-технических проблем?

Наземный электромагнитный ускоритель для разгона снарядов массой 60 т до скорости 10 км/с потребляет мощность (разгон снаряда осуществляется за 2 с) около 3000 ГВт, т. е. больше установленной мощности всех электростанций СССР или США, поэтому для питания ускорителя потребуется гигантский накопитель энергии. При подключении такого накопителя, например, к Красноярской ГЭС, можно было бы каждые полчаса посылать в космос один снаряд, доставив за 10 лет на орбиту ИСЗ 11 млн. т грузов.

Представляет интерес американский проект ЭМУ для транспортировки с Луны грузов (например, сырья в виде полезных ископаемых для космического производства панелей солнечных батарей и конструктивных элементов ССЭ). Система может обеспечивать при частоте импульсов 1 Гц разгон единичных полезных грузов массой 20 кг до конечной скорости 2,4 км/с и иметь производительность 600 тыс. т в год. Предполагается высокая точность прицеливания (±1 м на расстоянии 63 тыс. км от Луны), что облегчит условия приема посылаемых модулей полезного груза в конечном пункте назначения (например, на геостационарной орбите).

Результаты экспериментальных исследований здесь весьма обнадеживающие. Группа физиков в Австралийском национальном университете (г. Канберра) совместно с другими специалистами провела испытания «рельсовой пушки» длиною в несколько метров – принципиально самого простого из электромагнитных ускорителей макрочастиц. Это устройство состоит из двух проводящих ток рельсов, вмонтированных в некое подобие артиллерийского ствола. Импульсы электрического тока, посылаемые вдоль одного рельса, возвращаются вдоль другого. Первый вариант «рельсовой пушки» имел скользящую перемычку-проводник между рельсами, которая приводилась в движение силой взаимодействия магнитного поля тока, текущего по рельсам, с током перемычки.

В ходе экспериментов было показано, что металлическую арматуру можно заменить на движущуюся между рельсами электрическую дугу – плазменный разряд. «Снарядик» из непроводящего материала, пластмассы, будет подталкиваться вперед этой плазмой. В «Рельсовой плазменной пушке» удалось ускорить сантиметровый кубик из пластика до скорости 6 км/с. Для большего ускорения предполагается располагать и последовательно подключать накопители энергии вдоль ствола пушки, так как питание током лишь с одного конца ствола приводит к значительным потерям на электрическое сопротивление при достаточно большой длине рельса.

Таким образом, эксперименты подтверждают возможность создания ЭМУ для разгона полезных грузов до космических скоростей. ЭМУ в сочетании с ССЭ как источниками энергии могут кардинально решить проблему грузопотока в космос и представляют собой экологически чистые ТКС. К недостаткам же такого способа выведения следует отнести слишком большие перегрузки, что накладывает ограничения на виды полезных нагрузок, т. е. в основном ЭМУ предназначены для транспортировки сырья и полуфабрикатов.

Лазер на службе космического транспорта. Еще один эффективный способ массового запуска полезных грузов в космос, причем с приемлемыми перегрузками, – это применение ТКС на базе лазерных реактивных двигателей (ЛРД). В основу работы ЛРД положен принцип внешнего подвода энергии с помощью пучка хорошо сфокусированного лазерного излучения для нагрева рабочего вещества, которое размещено на борту ТКС. Полет ТКС проходит по заранее запрограммированной траектории, а необходимая ориентация передатчика и приемника энергии достигается системой слежения с обратной связью. При этом лазерный источник излучения может располагаться как на поверхности Земли, так и в космосе. Бортовая подсистема ЛРД содержит концентратор лазерного луча и светотракт, обеспечивающий подвод лучистой энергии к зоне подогрева.

Рабочее вещество с помощью энергии лазерного излучения разогревается до очень высоких температур и выбрасывается наружу через сверхзвуковое сопло с большими скоростями истечения (удельный импульс ЛРД может достигать 1000–2000 с). В качестве же рабочего вещества двигателя по экономическим и экологическим соображениям удобно выбрать, например, воду.

Исследования технических аспектов проблемы создания ЛРД в настоящее время охватывают следующие основные направления: изучение возможности двух альтернативных режимов работы лазерных источников – импульсного и непрерывного; теоретическое и экспериментальное изучение различных механизмов нагрева рабочего вещества лазерным излучением. Возможны две схемы ТКС на базе ЛРД, отличающиеся способом подвода лазерного луча в камеру двигателя (рис. 10а, б).

В первом случае лазерный луч поступает через сопло двигателя, не теряя, однако, своей энергии при прохождении через струю продуктов истечения и сопло (эта схема получила название однопроходной). Во втором (двухпроходная схема) лазерный луч поступает в двигатель через боковое отверстие и попадает на фокусирующее зеркало, которое отклоняет его и направляет в аэродинамическое окно. Окно пропускает лазерный луч в поглотительную камеру, но препятствует истечению газа из камеры высокого давления. При этом оно должно работать в условиях постоянно снижающегося давления окружающей среды (вдоль траектории полета).

Рабочее вещество из бака подается в камеру двигателя, где оно разогревается с помощью энергии лазерного излучения. Для повышения степени поглощения лазерного излучения в поток можно вводить небольшое количество газообразной присадки. Образующаяся в зоне нагрева высокотемпературная плазма истекает через сопло, где создается реактивная тяга.

Для стационарных (непрерывного действия) ЛРД наиболее гибкой схемой по рабочим параметрам и характеристикам является двухпроходная. Для импульсного ЛРД более приемлема однопроходная схема подвода лазерного луча. Как показали зарубежные исследования, КПД преобразования лазерной энергии в тягу импульсного ЛРД незначительно уступает КПД ЛРД непрерывного действия. Однако импульсный ЛРД благодаря простоте конструкции (подвод луча через выходной тракт) и отсутствию возможных проблем, связанных с ограничениями по устойчивости плазмы, обладает потенциальными преимуществами перед стационарным ЛРД.

В качестве первичного источника энергии для ТКС на базе ЛРД, как и для ЭМУ, предполагается ССЭ. При этом возможны два способа использования этой энергии: непосредственная передача энергии, вырабатываемой ССЭ, по лазерному лучу на борт ракеты и передача энергии ССЭ на борт ракеты через накопитель. По первому способу при стандартной мощности ССЭ порядка 10 ГВт и реальных КПД использования лазерной энергии обеспечивается выведение на орбиту вокруг Земли сравнительно небольших полезных нагрузок (до 1 – 10 т).

При сооружении на Земле специального накопителя энергии (на основе сверхпроводящих элементов, гидроаккумуляторов и т. п.), преобразователей и блока лазеров повышенной мощности масса выводимых полезных грузов может быть существенно повышена. Так, с помощью ТКС на базе ЛРД со скоростью истечения рабочего вещества (паров воды) 20 км/с может быть выведен полезный груз массой 100 т при стартовой массе ТКС около 200 т. При этом к рабочему веществу ЛРД для его разгона до скорости 20 км/с требуется подвести мощность 100 ГВт. Масса наземной лазерной установки, передающей энергию на борт ракеты (из расчета удельной массы установки порядка 1 кг на 1 кВт передаваемой энергии), составит 100 – 300 тыс. т.

Для перевода полезных грузов с низкой околоземной орбиты на геостационарную с помощью ТКС на базе ЛРД целесообразно использовать лазерные установки, размещенные в космосе, поскольку наземные установки из-за необходимости компенсации потерь при прохождении лазерного луча через атмосферу требуют весьма высокой подводимой мощности.

Разумеется, реализация перечисленных выше проектов по обеспечению массовых запусков полезных грузов в космос и связанных с сооружением на Земле технически сложных гигантских по масштабам установок потребует больших капитальных затрат, исчисляемых десятками миллиардов рублей, и на первых порах не даст экономического эффекта. Но здесь уместно привести высказывание по этому поводу академика В. П. Глушко: «...Могут возразить. Привезти, например, тонну полезных ископаемых с небесного тела – будет стоить огромных денег! Но разве самая первая тонна угля, добытая в современной шахте, не стоит сегодня таких же денег? Стоит! Но тысячная тонна – уже дешевле, а миллионная – обойдется в копейки...»

Освоение околоземного космоса в эпоху индустриализации охватывает собой и создание ССЭ на геостационарной орбите, и постройку топливных и ресурсных баз на Луне, и создание долговременных ОКС, и сборочно-операционных центров, и, наконец, развертывание в околоземном и долунном пространстве сети автоматических релейных спутников, которая практически превратит весь район между Землей и Луной в гигантскую антенную систему, способную управлять движением космических кораблей в Солнечной системе и даже за ее пределами. Все это, естественно, будет способствовать дальнейшему развитию исследования планет и межпланетных полетов. Однако требования к ТКС для межпланетных полетов существенно отличаются от требований к ТКС в околоземном космосе.

Если основная задача околоземного космического транспорта в будущем – это реализация больших грузопотоков с минимальными затратами и без нарушения экологии окружающей среды, то для межпланетных ТКС по-прежнему остро будет стоять вопрос об обеспечении необходимой энергетики полета (с точки зрения как массовой отдачи ТКС по полезному грузу, так и времени перелета). Для сравнения укажем, что выведение ИСЗ на низкую геоцентрическую орбиту (с учетом всех потерь) требует ускорения до скорости 9 км/с, полет к Луне (в один конец) – до скорости более 12 км/с, а для путешествия к Венере или Марсу – не менее 40 – 50 км/с.

Для межпланетных ТКС необходим поиск более эффективных ДУ. На рис. 11 показан удельный импульс (в зависимости от суммарного «запаса скорости»), необходимый для полетов с определенной массой полезного груза на заданные расстояния. Можно видеть, что для полетов к Венере, Марсу, Юпитеру и Меркурию с относительной массой полезного груза 0,5 требуемая величина удельного импульса должна составлять от 4000 до 9000 с. При этом двигатели должны обеспечивать достаточную тяговооруженность, чтобы сократить время межпланетных полетов до приемлемых величин. Таким требованиям могут отвечать импульсные (пульсирующие) ЯРД, и в первую очередь мы и рассмотрим далее ТКС на базе таких двигателей.

Транспортные аппараты на базе импульсных ЯРД. Эти необычные двигатели представляют собой устройства, в которых тягу предлагается создавать за счет использования энергии от взрывов большого количества ядерных зарядов сравнительно малой мощности, находящихся на борту ТКС. Эти заряды последовательно выбрасываются из транспортного аппарата и подрываются за ним на некотором расстоянии, порядка нескольких десятков – сотен метров. При каждом взрыве часть газообразных осколков деления в виде плазмы с высокими плотностью и скоростью ударяется в основание аппарата – специальную буферную плиту-платформу, оборудованную демпфирующими устройствами. Движение осколков передается буферной платформе, и она с большим ускорением движется вперед.

Демпфирующие устройства в пилотируемых ТКС могут уменьшать ускорение и обеспечивать в районе отсека экипажа приемлемую перегрузку. После цикла сжатия амортизаторы возвращают толкающую платформу в начальное положение, после чего она снова готова к восприятию очередного импульса. Суммарное приращение скорости такого аппарата зависит от запаса ядерных зарядов на его борту (рис. 12).

Тяга может создаваться не только за счет непосредственного воздействия ударяющих частиц (продуктов взрыва), но и за счет передачи их кинетической энергии истекающему из ЯРД рабочему веществу. В качестве рабочего вещества может использоваться, например, легко обращаемое в газ твердое вещество, наносимое на буферную плиту, или же специально подаваемый из бака жидкий водород. Из-за малой продолжительности единичного воздействия от взрыва (около 1 мс) будут допустимы повышенные температуры в рабочей зоне (до 8 • 10⁴ – 10⁶ К). С целью увеличения удельной тяги пульсирующих ЯРД целесообразно использовать заряды специальной формы (чтобы придать направленность взрыву), а также заключать заряды в специальные оболочки (при мгновенном испарении которых создавалась бы ударная волна). Теоретические оценки дают удельный импульс импульсных ЯРД с использованием обычных ядерных зарядов (с делящимся веществом) от 2500 до 5000 с.

Несмотря на необычный принцип работы, импульсный ЯРД рассматривается как вполне реальное тяговое устройство. Оценка возможностей такого двигателя была проведена в США при разработке в 60-х годах проекта «Орион», который предусматривал создание космической ракеты на базе импульсного ЯРД, использующего энергию взрывов плутониевых бомб. По расчетам, такая ракета со стартовой массой 3600 т обеспечивала доставку на поверхность Луны полезного груза массой 680 т, для чего потребовалось бы взорвать 800 бомб и всего израсходовать около 800 т рабочего тела (с учетом легкоиспаряющегося низкомолекулярного вещества, нанесенного на буферную плиту). Возможность разгона летательного аппарата посредством серии последовательных взрывов была подтверждена экспериментально на летающей модели, приводимой в движение энергией взрывов зарядов тринитротолуола.

В настоящее время перспективный импульсный ЯРД связывают с использованием термоядерных зарядов, более эффективных, чем обычные ядерные заряды. В отличие от последних у термоядерных зарядов минимальная масса, а следовательно, и мощность не ограничены требованиями критичности. Кроме того, в термоядерных зарядах импульсных ЯРД может использоваться дейтерий-тритиевое топливо, сложность применения которого в обычных ЯРД отмечалась выше. В качестве детонатора взрыва предполагается использовать лазерный луч или же мощный электронный луч, проходящий через самофокусирующееся магнитное поле. Удельный импульс импульсного ЯРД с термоядерными зарядами, согласно оценкам, составляет от 5000 до 10 000 с.

Основными требованиями к межпланетным ТКС на базе таких двигателей являются одноступенчатость, многоразовость, возможность оперативных полетов в пределах Солнечной системы (включая атмосферы планет), относительная масса полезного груза не менее 20%, возможность использования нескольких видов топлив в качестве рабочего вещества, что упростит заправку в условиях посадки на другие планеты. Так, для импульсных ЯРД наряду с водородом в качестве рабочего вещества можно использовать воду, дающую достаточно высокий удельный импульс. Вода удобна для хранения и в изобилии имеется на Земле, Марсе, спутниках Юпитера и других телах Солнечной системы. Она может быть включена в оболочку ядерного заряда или непосредственно подаваться в зазор между защитным экраном и ударной волной от взрыва. В последнем случае рабочее вещество как бы частично поглощает энергию и одновременно охлаждает экран, поэтому, вводя большее или меньшее количество рабочего вещества в зону взрыва, можно регулировать тягу двигателя.

Недостатком ТКС на базе импульсных ЯРД является засорение пространства радиоактивными осколками, образующимися при ядерном взрыве. Вот почему они и предлагаются для полетов вдали от Земли и оживленных «космических трактов». Для взлета ТКС с поверхности Земли с целью избежания загрязнения атмосферы в ряде проектов таких систем предлагается комбинированная ДУ с прямоточными ракетными двигателями.

Межпланетные ТКС на базе прямоточных ТЯРД. Принцип работы любого прямоточного двигателя основан на захвате внешней среды, подводе к ней энергии и выбросе реактивной массы через ускоряющее поток сопло. Идея прямоточного ТЯРД заключена в использовании для термоядерного синтеза водорода, присутствующего в межпланетной среде, и в передаче выделяемой энергии потоку частиц, захваченных массозаборником из внешней среды для разгона. Таким образом, продолжительность и дальность полета ТКС на базе ТЯРД не связаны с запасами бортовой массы и энергии (и то и другое поступает из внешней среды) и зависят только от ресурса бортовых систем. Даже начальные запасы пускового термоядерного горючего (дейтерия и трития) в процессе полета могут быть восполнены из межпланетной среды, где эти изотопы водорода также содержатся в определенном количестве.

Захват внешней среды осуществляется посредством ионизации частиц набегающего потока с последующим его фокусированием при помощи магнитного поля, специально формируемого впереди транспортного аппарата. Для этого по периметру довольно внушительного по размерам массозаборника (диаметром около 20 м и длиной около 25 м) размещаются витки сверхпроводящей катушки с током, охлаждаемой жидким гелием. Из передней части центрального тела массозаборника навстречу потоку направляется луч – пучок ускоренных электронов или какого-либо вида излучения (гамма-, рентгеновского или ультрафиолетового).

Набегающий поток водорода ионизуется излучением, а если применяется пучок электронов, то предварительно и фокусируется, стягиваясь ближе к оси пучка за счет сил электростатического взаимодействия. Ионизованные частицы потока (в основном протоны и электроны) захватываются магнитным полем транспортного аппарата и, двигаясь вдоль силовых линий магнитного поля, стягиваются ко входу в массозаборник. Фокусирование с помощью магнитного поля существенно увеличивает эффективную площадь массозаборника. По оценкам, эффективный диаметр электромагнитного массозаборника может достигать в перспективе от несколько сотен до тысячи километров.

При плотности межпланетной среды порядка 10^–17 кг/м³ и скорости полета 100 км/с в такой массозаборник за 1 с поступает около 1 кг водорода, и если 75% поступившего водорода прореагирует в термоядерном устройстве, то выделение энергии составит 5 • 10¹¹ кДж/с. С учетом возможных потерь при магнитной фокусировке (за счет различных видов неустойчивости) и неполном использовании выделяемой термоядерной энергии на разгон реактивной струи реальная тяга такого ТЯРД будет около 1000 кН и обеспечит для ТКС возможность разгона за ограниченное время от орбитальных околоземных скоростей до скорости порядка 1000 км/с. Тогда пилотируемые полеты к Марсу и Венере можно будет совершать за 2 – 3 мес., а к дальним планетам Солнечной системы – за несколько лет.

Необычен внешний вид ТКС на базе прямоточного ТЯРД в полете. Впереди транспортного корабля на большое расстояние распространяется ярко-фиолетовый ионизующий луч. На периферии этого луча происходят вспышки и свечение, связанные с распадом встречных микрометеоритов и космической пыли на отдельные молекулы и атомы и с их ионизацией вместе с другими частицами межпланетной среды под действием мощного потока ускоренных ионов. Столкновение с большим метеоритом можно будет избежать посредством его раннего обнаружения и путем совершения маневра уклонения. Маневр и торможение корабля будут осуществляться за счет изменения режима работы реактора и управления «магнитной воронкой» массозаборника, которая при определенных условиях может играть роль тормоза.

Фотонная ракета. Прямоточный ТЯРД, о котором говорилось выше, в принципе не имеет ограничений по дальности полета и может рассматриваться и для осуществления межзвездных полетов. Однако по современным данным плотность межзвездного водорода существенно меньше, чем межпланетного (10^–21 вместо 10^–17 кг/м³). Поэтому тяга такого двигателя в межзвездной среде не превысит несколько ньютонов, что не пригодно для пилотируемых ТКС из-за очень большой продолжительности полета. Постепенное ускорение ТКС также не может привести к более высокому уровню тяги, поскольку по мере увеличения скорости набегающего потока большая часть энергии, вырабатываемой на борту ТКС, будет расходоваться на увеличение интенсивности магнитного поля массозаборника.

Повысить энергетику двигателя в этом случае, видимо, возможно за счет перехода от термоядерной реакции синтеза водорода к реакции аннигиляции водорода и антиводорода, при которой выделяется примерно в 1000 раз больше энергии, чем при синтезе водорода. Если направить образующееся при аннигиляции излучение в одну сторону пучком, подобно струе из сопла реактивного двигателя, то получим так называемый фотонный двигатель со скоростью истечения рабочего вещества, близкой к скорости света.

Доля антивещества во внешней среде крайне мала, поэтому антивещество надо запасать на борту ТКС. Однако проблемы его получения и. хранения еще далеки от разрешения и даже не могут быть поставлены в повестку дня. Отсутствуют пока представления и о способах подачи антивещества в зону реакции. Чрезвычайно сложным является вопрос об эффективном преобразовании энергии фотонов в кинетическую энергию реактивной струи.

Фокусировать и отражать фотоны при помощи обычного рефлектора с жесткими стенками бессмысленно, поскольку фотоны аннигилирующего вещества в исходном виде представляют собой высокочастотное гамма-излучение с высокой проникающей способностью, для которого даже идеально полированные экраны подобны решету. Наиболее перспективным по современным представлениям можно считать предложение об использовании (для фокусирования квантов) дискообразного электронного облака, удерживаемого тем же магнитным полем, которое обеспечивает работу электромагнитного массозаборника.

Возможность создания ТКС на базе фотонного двигателя – дело очень отдаленного будущего. Это направление развития тяговых систем находится в тесной зависимости от успехов фундаментальных и прикладных исследований по термоядерному синтезу, высокотемпературной сверхпроводимости, теории поля элементарных частиц, методов получения и хранения антивещества и т. п. На сегодняшний день фотонный двигатель – это теоретически самый высокоэнергетичный из всех предложенных для ТКС.

О возможностях полета к звездам. За 26-летий период развития практической космонавтики человек совершил путешествие на расстояние 380 000 км от Земли (полеты на Луну), автоматические космические аппараты побывали на Марсе и Венере, с пролетных траекторий исследовали Меркурий, Юпитер и Сатурн. 25 апреля 1983 г. «Пионер-10» пересек орбиту Плутона на расстоянии 4,5 млрд. км от Земли, а в июне 1983 г. – орбиту Нептуна.

Но сколь грандиозны и сложны задачи, стоящие перед человеком при осуществлении полетов к звездам, по сравнению с уже достигнутыми успехами в исследовании околосолнечного космического пространства, можно судить, только наглядно представив себе масштабы межзвездных расстояний. Луч света от ближайшей к нам маленькой красноватой звездочки Проксима Центавра звездной системы Альфа Центавра идет до Земли 4,27 года, а расстояние до нее в 270 000 раз больше, чем расстояние от Земли до Солнца. Если для наглядности уменьшить Солнечную систему так, чтобы она целиком уместилась на почтовой открытке, т. е. до диаметра 12 см, то наша Галактика соответственно уменьшится в поперечнике до 9000 км, т. е. сможет разместиться примерно на территории Советского Союза, а ближайшая к нам звезда Проксима Центавра будет находиться на расстоянии 500 м от открытки. Чтобы покинуть Солнечную систему, ТКС нужно сообщить скорость освобождения относительно Земли около 16,7 км/с. Но даже при полете со скоростью 20 км/с для достижения ближайшей звезды потребуется 66 000 лет.

Бессмысленность такого путешествия очевидна. Для сокращения сроков необходимо увеличить скорость полета. Поскольку мы имеем дело с расстояниями, которые луч света проходит за годы, то и ТКС в межзвездных полетах должны развивать скорости, близкие к скорости света. Если за продолжительность полета принять время жизни одного-двух человеческих поколений (около 30 – 60 лет), то для полета к звезде Проксима Центавра потребуются величины ускорения и скорости, которые указаны в табл. 2 (причем допускается непрерывный разгон до половины пути с последующим торможением).

Характеристики полета ТКС к звезде Проксима Центавра

Ускорение	0,2 м/с²	0,4 м/с²	1,0 м/с²
Наибольшая достигаемая скорость, км/с	0,9 • 10⁵	1,26 • 10⁵	2 • 10⁵
Время путешествия для экипажа (в оба конца), годы	56,8	40,0	25,3

Если теперь оценить необходимые энергетические затраты для реализации пилотируемых полетов на базе известных и перспективных тяговых систем, то в пересчете на требующееся топливо для полета межзвездного корабля массой 1000 т по наименее напряженной для человека программе полета (с ускорением 0,2 м/с²) они составят 37 • 10¹¹ т для химического двигателя, 38 • 10⁴ г для ядерного двигателя, 48 • 10³ т для термоядерного двигателя, 2 • 10² т для аннигиляционного двигателя. Фактически только последний вариант может быть приемлем по соотношению массы ТКС к необходимой массе топлива, но и он практически неосуществим. Чтобы представить, как велика энергия, требующаяся для этого полета, достаточно отметить, что за последние 20 столетий человечество израсходовало для своих нужд энергии столько, сколько можно получить при аннигиляции 100 т антивещества, т. е. половины запасов топлива, необходимого для пилотируемого полета к Проксима Центавра.

И все же погоня человека «за светом и пространством» продолжается. Поисковые и оценочные проработки в этом направлении проводятся и за рубежом. Известен американский проект двухступенчатой межзвездной ТКС на базе импульсного ТЯРД. При стартовых массах первой ступени порядка 48 тыс. т и второй ступени около 5 тыс. т обеспечивается разгон корабля массой 500 т до скорости, равной 0,122 скорости света.

Имеются предложения использовать в ТКС для межзвездных полетов лазерные прямоточные двигатели, в которых энергия нагрева и ускорения плазмы подводится к кораблю с околосолнечных промежуточных орбит по лазерному лучу, создаваемому установкой, получающей энергию от Солнца. Лазерную ДУ предполагается использовать на участках разгона до скорости света с одновременным сбором межзвездного дейтерия для работы пульсирующего ТЯРД. Оценка масс подобной ТКС весьма приблизительна. В качестве первой прикидки называют величину стартовой массы порядка 8 тыс. т, а величину накопленной в ходе полета массы межзвездного вещества в 12 тыс. т. При этом необходимая мощность лазерного луча должна быть равной 3,5 • 10⁸ МВт. В этом случае размеры солнечных батарей на околоземной орбите для питания лазера (без учета потерь) превысят 500 × 500 км, а диаметр входа прямоточной двигательной установки на ТКС составит около 650 км.

Таким образом, даже при самых смелых технических прогнозах и решениях пилотируемые полеты к звездам – это пока еще практически невыполнимая задача. Но разве проблемы, связанные с первым полетом человека в космос, высадкой на Луну или запуском автоматических КА к дальним планетам, не казались прежде такими же сложными и грандиозными?

Освоение космоса продолжается. Перед космическим транспортом встают новые задачи, но одновременно открываются и новые возможности. Развертывание в будущем ССЭ позволит перейти к качественно новым видам ТКС с использованием внешних источников энергии (ЭМУ и на базе лазерных двигателей), которые обеспечат реализацию больших грузопотоков в околоземном космосе.

Развитие ядерной энергетики в перспективе приведет к созданию ТКС на базе ТЯРД (пульсирующих, прямоточных), что откроет широкие возможности для пилотируемых полетов в пределах всей Солнечной системы.

Найдут свое применение и усовершенствованные ТКС на базе традиционных ДУ. Транспортные системы на базе ЖРД с использованием внешних ресурсов (атмосферы) смогут эффективно решать новые задачи пилотируемых полетов и запуска прикладных ИСЗ в околоземном космосе, а ядерные и электроракетные ТКС – осуществлять межорбитальные транспортировки грузов и беспилотные полеты в дальний космос. Пройдут еще десятилетия. И с позиций новых достижений науки и техники вполне реальными для прогноза развития ТКС могут оказаться и задачи полета к звездам. Совершенствование транспортных систем будет продолжаться вместе с освоением космоса.

Авдуевский В. С, Гришин С. Д. и др. Энергетика и космос. – Земля и Вселенная, 1981, № 6.

Агаджанов П. А., Большой А. А., Галкин В. И. Спутники связи. М., Знание, 1981.

Агалаков В. С., Сире А. Ш. Метеорологические ИСЗ. М., Знание, 1977.

Боно Ф., Гатланд К. Перспективы освоения космоса. М., Машиностроение, 1975.

Бурдаков В. П., Данилов Ю. И. Ракеты будущего. М., Атомиздат, 1980.

Голованов Я. К. Архитектура невесомости. М., Машиностроение, 1978.

Гольдовский Д. Ю. Космонавтика за рубежом. М., Знание, 1980.

Гришин С. Д., Лесков Л. В., Савичев В. В. Космическая технология и производство. М., Знание, 1978.

Гришин С., Нариманов Е. КЭС и перспективы ракетно-космической техники. – Техника – молодежи, 1981, № 3.

Евич А. Ф. Индустрия в космосе. М., Московский рабочий, 1978.

Космическая эра. Прогнозы на 2001 год. М., Мир, 1970.

Левантовский В. И. Транспортные космические системы, М., Знание, 1976.

Осадин Б. А. Наземный электрический ускоритель – путь к созданию крупномасштабных космических объектов. Космическая индустрия. XV Циолковские чтения. М., 1981.

Паневин И. Г., Прищепа В. И., Xазов В. Н. Космические ядерные ракетные двигатели. М., Знание, 1978.

Перельман Р. Г. Двигатели галактических кораблей. М., АН СССР, 1962.

Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика», М., ВИНИТИ, 1977 (№ 33); 1978 (№№ 7, 15); 1979 (№ 40); 1980 (№№ 13, 30, 46); 1981 (№№ 26, 45, 46); 1982 (№№ 8, 9, 23, 32, 35, 36).

Нидерландский ИСЗ «ИРАС», запущенный 26 января 1983 г. для исследований в области инфракрасной астрономии, позволил сделать ряд открытий. В частности, впервые получены сведения о зарождении новых спиральных ветвей в галактиках, ой образования, звезд малой массы и, наконец, 26 апреля 1983 г. с помощью аппаратуры ИСЗ была открыта новая комета, обнаруженная в оптическом диапазоне лишь 3 мая. Успехи, связанные с работой этого ИСЗ, привели научный комитет ЕСА к решению начать разработку, ИСЗ «ИСО» («Инфракрасный спутник-обсерватория»), запуск которого планируется на начало 1990-х годов. Основу ИСЗ «ИСО» составит 60-сантиметровый телескоп для работы в инфракрасном интервале длин волн 1 – 200 мкм. Так же, как и в ИСЗ «ИРАС», для уменьшения влияния локального фона приемники инфракрасного излучения будут охлаждаться до сверхнизких температур, но в системе охлаждения, помимо жидкого гелия, предполагается использовать еще и жидкий водород. Расчетный срок активного функционирования ИСЗ «ИСО» на орбите составляет 1,5 года, в течение которых аппаратура ИСЗ сможет несколько раз обследовать всю небесную сферу.

В июне АМС «Пионер-10» первой из космических аппаратов пересекла орбиту последней из известных планет Солнечной системы (этой планетой был Нептун, поскольку Плутон, благодаря своей более вытянутой орбите, сейчас движется внутри орбиты Нептуна) и направляется к звездам, так и не встретив ожидавшейся границы гелиосферы. Тем временем АМС «Вояжер-2» продолжает продвигаться со скоростью 20 км/с к Урану, с которым она сблизится 26 января 1986 г. А чуть позже с Земли примет старт АМС «Галилей», которой предстоит выполнить обширные исследования в окрестностях Юпитера с помощью орбитального и спускаемого аппаратов. В августе 1983 г. началась проверка на совместимость АМС с орбитальной ступенью МТКК, после чего станция будет передана фирме «Хьюз Эйркрафт» для последующих испытаний. В орбитальном отсеке АМС «Галилей» имеется 7,5 км электрических проводов и более 700 разъемов, и поэтому контроль качества монтажа весьма важен. Все эти провода и разъемы будут экранированы для защиты от жесткого излучения Юпитера. На последней стадии сборки АМС будет установлено, кроме того, и теплозащитное покрытие. Около 300 теплозащитных листов покроют почти всю поверхность АМС для ее защиты от нагрева и от электрических разрядов в районе Юпитера.

Специалисты НАСА рассматривают сейчас проект создания в конце 1990-х годов лунной базы для производства жидкого кислорода с последующей его доставкой в специальное хранилище на околоземной орбите. В автоматизированных горных разработках будет организована добыча ильменита, из которого с помощью водородных печей можно получать воду. При электролизе она затем будет разлагаться на водород и кислород. Получаемый водород найдет применение в используемых печах, а кислород предстоит сжижать путем криогенного охлаждения. На предварительном этапе намечен запуск орбитальной станции вокруг Луны с целью исследований лунной поверхности в течение 0,5 – 1 года, чтобы выбрать подходящее место для лунной базы. В дальнейшем планируется построить на поверхности Луны жилой комплекс, рассчитанный на 12 человек, из которого будет осуществляться контроль над работой автоматизированных горных разработок. Жилой комплекс может быть размещен во внешнем топливном баке МТКК, засыпанном лунным грунтом для защиты от радиации. Конкретные разработки по этому проекту предполагается начать в 1985 г., но, как это часто бывало в США, данный проект может и не получить поддержки и необходимого финансирования.

Еще до 1-го запуска западноевропейской орбитальной станции «Спейслэб» (в составе МТКК) в конце 1983 г. специалисты ЕСА уже стали обсуждать возможности использовать опыт разработки и эксплуатации этой станции. Сначала предполагается создать малую возвращаемую платформу «Эврика» для проведения экспериментов по космическому материаловедению и космической биологии. Доставка на орбиту и возвращение на Землю платформы массой 0,8 – 1,5 т будет осуществляться в МТКК. Однако «Эврика», в отличие от станции «Спейслэб», станет совершать 6-месячные автономные полеты на орбитах высотой от 400 до 900 км, на которые платформа будет переводиться с помощью собственной двигательной установки. Согласно проработке каждая платформа «Эврика» предполагает 5-кратное использование; мощность ее электропитания составляет 1,7 – 2,3 кВт. По мнению специалистов ЕСА, запуск 1-й платформы может быть осуществлен уже в 1987 г. А в 1990-х годах предполагается развернуть программу создания перспективной западноевропейской ТКС, с помощью которой можно будет осуществлять ремонт и возвращение ИСЗ.

В январе 1982 г. ЕСА заключила с английской фирмой «Бритиш Аэроспейс» контракт на разработку западноевропейских ИСЗ непосредственного ТВ-вещания «Л-Сат». Согласно проекту, ИСЗ массой 2,3 т, солнечные батареи которых обеспечивают мощность 3,5 кВт, должны совершать передачу ТВ-программ (один канал) на абонентские приемники с антенной упрощенного типа размером около 1 м, а также использоваться для деловой связи (6 каналов). В настоящее время образовался консорциум западноевропейских фирм во главе с «Бритиш Аэроспейс» (при участии канадской фирмы «Спар»), который на базе ИСЗ «Л-Сат», переименованного в ИСЗ «Олимпус», разрабатывает новый класс подобных ИСЗ и намеревается с их помощью завоевать значительную часть мирового рынка в области космического непосредственного ТВ-вещания и деловой связи. Так, например, планируется изготовить и запустить к концу XX в. 150 ИСЗ «Олимпус». Причем для этой цели разрабатывается усовершенствованная модель этих ИСЗ, с массой до 3,5 т, солнечные батареи которых с размахом до 60 м смогут обеспечить мощность свыше 7,5 кВт, а ретранслятор способен будет вести передачу ТВ-программ на абонентские приемники по 5 каналам. Первый же ИСЗ «Олимпус-1» (прежнее название «Л-Сат-1») намечается запустить в 1986 г. С его помощью будет проводиться непосредственное ТВ-вещание на Италию (1 канал), а также экспериментальные исследования (остальные 6 каалов).

Став в 1965 г. 3-й страной (после СССР и США), запустившей ИСЗ с помощью собственной РН, Франция развернула интенсивную программу запусков своих ИСЗ. Однако вот уже с 1975 г. ни одного французского ИСЗ не было выведено на орбиту, и лишь начиная с 1984 г., Франция вновь возвращается к запускам своих ИСЗ. На май и сентябрь 1984 г. запланированы запуски ИСЗ национальной системы спутниковой связи (ССС) «Телеком», А на январь 1985 г. намечен запуск 1-го природоресурсного ИСЗ «Спот», испытания модели которого завершены уже в октябре 1983 г, Эти ИСЗ массой 1,75 т, выводимые на солнечно-синхронную орбиту высотой 822 км, будут ежегодно передавать 60 – 100 тыс. изображений определенных областей земной поверхности (60 × 60 км). С этой целью они снабжены двумя телекамерами с разрешающей способностью около 10 м для черно-белых изображений и около 20 м для цветных. Примерно 35% получаемой информации с помощью ИСЗ «Спот» предназначено для нефтяной и минералогической разведки, 20% – для картографии (съемка местности в масштабе 1 : 50 000), 18% – для сельского и лесного хозяйств. Основным разработчиком ИСЗ «Спот» является французская фирма МАТРА, в программе исследований с помощью этих ИСЗ примут участие также Бельгия и Швеция.

Если Франция в последние годы мало занималась разработкой собственных ИСЗ, то в разработке РН проявила весьма активную деятельность. Она стала инициатором и вложила основную часть средств при создании семейств западноевропейских РН «Ариан», с помощью которых ЕСА успешно конкурирует с американскими МТКК за право запуска ИСЗ различных стран (в том числе и американских). В настоящее время Французский национальный центр космических исследований (КНЕС) с помощью ряда французских, западногерманских и шведских фирм проводит предварительные исследования по разработке РН «Ариан-5», способной осуществлять запуски пилотируемых КК. Обсуждается возможность снабжения 1-й и 2-й ступеней этой РН крыльями, чтобы «Ариан-5» мог совершать посадку на Землю для повторного использования. Рассматривается и другой вариант – мягкая посадка 1-й ступени на воду С помощью системы парашютов. КНЕС прорабатывает и мини-МТКК «Гермес» массой 10 – 12 т, способный выводить на низкую орбиту полезную нагрузку 4,5 т с экипажем из 2 человек или 6 т в непилотируемом варианте. Высказываются предположения, что если ЕСА не включит эти разработки в статус своих официальных проектов, Франция способна самостоятельно приступить к их осуществлению.

В отличие от Франции Япония на протяжении уже ряда лет проявляет активную деятельность как в разработке и создании собственных ИСЗ, так и в совершенствовании имеющихся у нее ракетно-космических средств. В 1983 г. она осуществила запуски двух эксплуатационных ИСЗ «Сакура-2» для национальной ССС. На период 1984 – 1987 гг. намечен запуск еще 6 – 7 ИСЗ различного научного и прикладного назначения. В 1985 г. планируется старт АМС «Планета-А» к комете Галлея. В настоящее время завершаются работы по созданию РН «Эйч-1», способный выводить на стационарную орбиту ИСЗ массой 650 кг. Запуск этой РН в двухступенчатом варианте планируется на 1986 г. С 1978 г. в Японии ведутся исследовательские работы по разработке на базе РН «Эйч-2» мини-МТКК с экипажем до 3 человек. В отличие от американского МТКК он будет снабжен двигателем для полета в атмосфере до своего приземления и обладать в 2 раза меньшей грузоподъемностью из-за размещения топливного бака в фюзеляже орбитальной ступени. Однако несмотря на проведение испытаний модели этого мини-МТКК. в аэродинамической трубе, его создание японскими специалистами планируется не ранее, чем к 2000 г.

Бразилия намеревается в ближайшее время стать 8-й страной, запустившей ИСЗ с помощью собственной РН (хронологически первыми были СССР, США, Франция, Япония, КНР, Великобритания, Индия). С этой целью в Космическом институте в Сан-Хосе (близ Сан-Пауло) разрабатывается четырехступенчатая РН ВЛС, а также ИСЗ массой около 250 кг для запуска этой РН, начиная с 1987 г. Пока осуществляется программа создания четырех таких ИСЗ, 2 из которых предназначены для дистанционного зондирования Земли, а еще два – для ретрансляции информации об окружающей среде от автоматических наземных станций в удаленных районах страны. Запуски РН предполагается осуществлять с полуострова Алькантара, где недавно завершились геологические изыскания с целью выбора района для постройки космодрома. Помимо программы создания РН ВЛС и ИСЗ для нее, Бразилия намечает создать собственную ССС с помощью двух стационарных ИСЗ «Бразилсат». Причем впервые в мировой практике с этой целью был заключен контракт с канадской фирмой («Спар»), которой предстоит разработать ИСЗ «Бразилсат» на базе канадских ИСЗ «Аник-Ди». В связи с тем, что вывод ИСЗ на орбиту планируется осуществить в 1985 г. с помощью МТКК, Бразилия рассматривает предложение США о подготовке собственного космонавта – специалиста по этому ИСЗ.

Если Бразилия только еще рассматривает предложение США о подготовке космонавта, правительство Австралии уже приняло аналогичное предложение. Уже в 1967 г, с помощью американской РН был выведен на орбиту 1-й австралийский ИСЗ («Вресат»), а вскоре и еще один («Оскар-5») также с помощью американской РН. Правда, в последующие годы работы в Австралии по освоению и исследованию космоса практически не проводились. Однако в мае 1982 г. правительство приняло решение о создании национальной ССС на базе ИСЗ «Авссат», способных по одному из каналов ретранслировать ТВ-программы на абонентские приемники с антеннами 1,5 – 1,8 м и осуществлять телефонную связь еще по трем каналам. Разработку и изготовление 3 ИСЗ «Авссат» поручено американской фирме «Хьюз Аэрокрафт». Запуск 1-го ИСЗ «Авссат» намечен на 1985 г. с помощью МТКК, и для контроля за выводом ИСЗ на геостационарную орбиту как раз и подготавливается австралийский космонавт. Помимо развертывания собственной ССС, Австралия принимает участие в разработке оптического телескопа «Старлэб» (совместно с США и Канадой).

8 августа 1982 г. министерство исследований и техники ФРГ подписало соглашение с НАСА о создании специализированного рентгеновского ИСЗ «Росат», запуск которого на круговую орбиту высотой 450 км запланирован на 1987 г. Таким образом, в ФРГ началась проработка нового этапа исследования космоса, который последует после окончания так называемой «Четвертой космической программы ФРГ», охватывающей период 1981 – 1986 гг. Основу ИСЗ «Росат» составит 83-сантиметровый рентгеновский телескоп скользящего падения, аналогичный по конструкции находившемуся на борту ИСЗ «ХЕАО-Би» (обсерватория «Эйнштейн»). Помимо рентгеновского телескопа, создание которого осуществляется западногерманскими фирмами с помощью специалистов института Макса Планка, на борту ИСЗ «Росат» планируется разместить два рентгеновских пропорциональных счетчика и одну камеру-счетчик высокого разрешения (поставляются НАСА), а также камеру для исследований в крайнем ультрафиолетовом диапазоне (разработка, видимо, будет проводиться Великобританией). В течение расчетного периода работы ИСЗ в 2,5 года намечается провести обширную программу исследований космических источников в области длин волн 0,6 – 100 нм.

Гл. отраслевой редактор Л. А. Ерлыкин. Редактор Е. Ю. Ермаков. Мл. редактор Г. И. Валюженич. Обложка художника А. А. Астрецова. Худож. редактор М. А. Гусев. Техн. редактор Н. В. Лбова. Корректор Г. А. Осюхина.

Сдано в набор 19.08.83. Подписано к печати 24.10.83. Т 14695. Формат бумаги 84×108¹/₃₂. Бумага тип. № 2. Гарнитура литературная. Печать высокая. Усл. печ. л. 3,36. Усл. кр.-отт. 3,57 Уч.-изд. л. 3,6. Тираж 28 190 экз. Заказ 1472. Цена 11 коп. Издательство «Знание». 101835, ГСП, Москва, Центр, проезд Серова, д. 4. Индекс заказа 834211.

Типография Всесоюзного общества «Знание», Москва, Центр, Новая пл., д. 3/4.