I. КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА

Космические ракетные двигатели 2001 г.

Курт В. A. (Wesley A. Kuhrt)

Введение

Любое сколько-нибудь серьезное прогнозирование перспективных разработок для таких важных отраслей техники, как космическое двигателестроение, и на такой большой промежуток времени, как 35 лет, должно опираться более чем на оптимистическую экстраполяцию опыта прошлого. Кроме влияния научных и технических новшеств необходимо обязательно учитывать и другие факторы, включая социальную основу, национальные цели и международные отношения.

В прошлом достижения техники в общем случае стимулировались требованиями, выдвигаемыми крупными войнами. В будущем создастся совсем иное положение. Конечно, временами возможны некоторые задержки в разработке космических двигателей, вызванные ограничением бюджетных ассигнований вследствие возникновения локальных конфликтов. Однако не предполагается возникновения глобальной термоядерной войны. Напротив, ожидается, что основные ядерные державы заключат жизненно важные договоры о прекращении разработки ядерного оружия и объединят усилия в сфере экономики и техники: освоении космоса, океанологии, биологии и т. д. Научные достижения станут социально и политически приемлемой целью для всех развитых наций.

Технические результаты наших достижений в области космических разработок дадут земные выгоды, имеющие ярко выраженный социальный смысл. С помощью совершенных орбитальных систем доставки станет возможным создание дешевых глобальных коммуникаций. Кроме того, на базе новой техники, ориентированной на разработку космических ракетных систем, будут созданы полуглобальные гиперзвуковые суборбитальные транспортные аппараты. В сфере энергоснабжения появятся высокоэффективные ядерные электростанции и усовершенствованные системы распределения энергии. Такие перспективные достижения будут возможны благодаря решающим успехам в материаловедении, физической химии, криогенной технике и разработке конструкций. К 2000 г. будут применяться нити, имеющие прочность на растяжение порядка 700 - 1400 кг/мм², и жаропрочные композиционные материалы, сохраняющие механические свойства вблизи точки плавления. Новые познания в области молекулярных поверхностных свойств позволят применить процессы катализа для стабилизации химических связей свободных радикалов и метастабильных соединений благородных газов. Создание новых сверхпроводящих сплавов с температурами перехода в диапазоне температур жидкого водорода приведет к усовершенствованию электрических устройств, для которых требуются сильные магнитные поля. Здесь перечислено лишь несколько технических достижений, ожидаемых в последующие 35 лет, которые обеспечат дальнейший прогресс в области ракетостроения.

Эволюция космического двигателестроения до 2000 г. имеет много важных сторон, которые невозможно охватить в кратком докладе. Ограничимся рассмотрением двигательных систем, которые будут разработаны к 2000 г., с более подробным анализом характеристик тех систем, которые окажут значительное влияние на развитие космического транспорта будущего.

Космические двигательные системы 2001 г.

ХИМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

В табл. 1 перечислены космические двигательные системы, которые будут уже разработаны или будут еще находиться в стадии разработки в 2000 г. Несмотря на то что роль химических ракетных двигателей к концу нынешнего столетия существенно уменьшится, некоторые самые совершенные химические двигатели все еще будут находить применение. Более эффективные ядерные двигательные системы заменят химические ракетные двигатели в качестве маршевых двигательных систем, однако ввиду относительной простоты химических двигателей, применяемых для управления положением ракет, коррекции траекторий, в экспедиционных отсеках и т.д., они еще будут использоваться и усовершенствоваться. Ракетные двигатели на твердом топливе будут иметь очень высокий относительный вес топлива, заключенного в корпус, изготовленный намоткой стекловолокна с модулем 2,1•10⁶ кг/см². Кроме того, будет применяться газодинамическое регулирование вектора тяги и контура сопла для обеспечения максимальных характеристик.

Таблица 1

Ракетные двигательные системы 2001 г.

Химические ракетные двигатели	Жидкостные ракетные двигатели Ракетные двигатели на твердом топливе Гибридные ракетные двигатели
Ядерные ракетные двигатели	С твердофазной активной зоной С газофазной активной зоной Электрические ракетные двигатели с ядерным реактором Импульсные ядерные ракетные двигатели
Термоядерные ракетные двигатели	С непосредственным созданием тяги Электрические термоядерные ракетные двигатели
Фотонные ракетные двигатели	С использованием аннигиляции материи

        

Топливные заряды будут армированы выгорающими металлическими нитями из высокоэффективных материалов и будут проектироваться с использованием вычислительных машин, что позволит получить скорости выгорания, требуемые для оптимизации характеристик. Некоторые твердые топлива с очень высокими энергетическими характеристиками, обладающие удельным импульсом ~350 - 450 сек, будут содержать свободные радикалы и соединения гелия и аргона.

Ракетные двигатели на твердом топливе будут по-прежнему применяться в космических двигательных системах, но только в тех случаях, когда требуется быстродействие системы, малый объем и простота конструкции. В полночь 31 декабря 1999 г. мы, возможно, будем иметь удовольствие наблюдать гигантский орбитальный фейерверк в честь нового тысячелетия, символизирующий мирное уничтожение мирового арсенала ракетно-ядерного оружия.

Разработка жидкостных ракетных двигателей будет характеризоваться в основном применением высокоэффективных кислородо-водородных двигателей с давлением в камере сгорания порядка 350 - 700 ат. Новые компоновочные схемы донной части ракеты и двигателей позволят оптимизировать летные характеристики ракеты. Дальнейшая разработка легких изоляционных материалов обеспечит возможность длительного хранения криогенных горючих и окислителей с малыми потерями как в атмосферных, так и космических условиях. Аналогичные работы в области криогенной техники позволят разрешить проблемы стабилизации и хранения топлив на основе свободных радикалов и высокоэнергетических соединений гелия и других благородных газов, что откроет совершенно новую эру в развитии химических ракетных систем. Освоение указанных топлив и использование высоких давлений в камере сгорания на основе опыта разработки обычных кислородо-водородных двигателей приведут к созданию ракетных двигательных систем с удельной тягой от 600 до 1000 сек. Поскольку продукты истечения из таких двигателей будут обладать высокой энтальпией, широкое применение получит форсирование тяги за счет использования воздуха на участках полета, где траектория будет проходить в земной атмосфере.

Развитие гибридных ракетных двигателей по-прежнему будет базироваться на наиболее важных достижениях в области ракетных двигателей на жидком и твердом топливах.

ЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Научно-исследовательские работы в области космических ракетных-двигателей в период между 1970 и 2000 гг. будут ориентированы в основном на создание ядерного ракетного двигателя (ЯРД), использующего энергию реакции деления. Будут созданы и найдут широкое применение в освоении космоса ЯРД с твердофазной активной зоной, имеющие удельную тягу ~1000 сек. Опыт осуществления таких программ и разработки химических ракетных двигателей, работающих при высоких давлениях в камере сгорания, будет служить основой для создания ЯРД с газофазной активной зоной, обладающих удельной тягой 2000 - 5000 сек при работе в космических условиях.

Возможны два взаимосвязанных типа ЯРД с газофазной активной зоной. В проекте двигателя с удержанием ядерного горючего предполагается применение вихревой закрутки или коаксиальных потоков для разделения газообразного ядерного горючего и рабочего тела во избежание смешения двух газов. В более перспективном проекте ЯРД с прозрачной ампулой также используются газодинамические силы для отделения газообразного ядерного горючего от стенок реактора, но в этом случае обеспечивается абсолютное разделение ядерного горючего и рабочего тела с помощью прозрачной ампулы. Первый проект более прост, однако он не найдет широкого применения ввиду опасности радиоактивного загрязнения атмосферы. С другой стороны, реализация второго проекта потребует дополнительных исследовательских работ в области прозрачных материалов, однако такой ЯРД будет пригоден как для полетов в космосе, так и в земной атмосфере. Электростатические (ионные) ракетные двигатели с ядерным реактором в качестве источника энергии достигнут высокой степени совершенства, что позволит широко использовать эти двигатели при освоении дальнего космоса. Что касается импульсных ядерных двигателей , то хотя с технической точки зрения они могут быть созданы раньше газофазных и иметь более высокую удельную тягу, их разработка вряд ли получит поддержку ввиду возможной опасности загрязнения продуктами распада атмосферы и экзосферы. Когда эта проблема будет решена, газофазный двигатель станет столь совершенным, что отпадет потребность в какой-либо другой системе.

ТЕРМОЯДЕРНЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Программа 2001 г. будет включать разработку термоядерных ракетных двигателей с газофазной активной зоной (прямого и непрямого действия), но в ограниченных масштабах. Такие системы, как средства космического транспорта, не обладают большими преимуществами по сравнению с ЯРД с газофазной активной зоной. Тем не менее в соответствии с требованиями научного исследования дальнего космоса будут оправданы дальнейшие разработки в этом направлении, особенно ионных ракетных двигателей с использованием энергии термоядерной реакции, в которых новые сверхпроводящие магнетики будут преобразовывать энергию магнитогидродинамическим способом при удельном весе конструкции, приближающемся к 0,45 кг/квт.

ФОТОННЫЕ РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ

Разработка фотонных ракетных двигателей для межзвездных полетов станет очередной задачей научных исследований. К рассматриваемому времени в лабораториях, находящихся на земной орбите, будут испытываться фотонные ракетные системы с газовым лазером и ядерным реактором. В окончательном виде фотонный ракетный двигатель будет реализован лишь после того, как будет создан мощный источник энергии с использованием аннигиляции материи [1].

Космические транспортные системы

Создание одноступенчатого космического корабля с газофазным ЯРД для полетов в глубины космоса ознаменует рождение космических транспортных систем [2].

Фиг.1. ЯРД с прозрачной ампулой.
1 - бак; 2 - насос; 3 - турбина; 4 - полость реактора; 5 - замедлитель-отражатель.

Такой космический корабль будет полностью приспособлен для выполнения коммерческих операций в 2000 г. и станет транспортным средством для состоятельных туристов, умеренно финансируемых научных работников и исследователей, а также будет выполнять текущие задачи при выполнении важных национальных программ, включающие создание космических станций и околопланетных форпостов. Космические двигательные системы будут обладать такой же надежностью, как и современные реактивные двигатели в авиатранспорте.

Вследствие преимуществ одноступенчатого космического корабля, стартующего с Земли, наиболее перспективным вариантом ЯРД с газофазной активной зоной является двигатель с прозрачной ампулой. Как показано на фиг.1, основной двигатель имеет несколько параллельных газофазных ядерных реакторов-полостей, заключенных в оболочку, работающую под высоким давлением. Жидкий водород нагнетается через замедлитель-отражатель и сопло, обеспечивая регенеративное охлаждение, и нагревается в полостях до очень высокой температуры за счет теплообмена излучением. После этого горячий водород расширяется в сопле и, истекая, создает тягу. Мощный насос, подающий под давлением жидкий водород, приводится в действие турбиной, работающей на водороде, который поступает из системы регенеративного охлаждения двигателя.

На фиг.2 схематически показана единичная полость ЯРД с прозрачной ампулой, в которой за счет вихревого движения потока образуется стабильное ядро из делящегося вещества. Вихревой поток создается тангенциальным впрыском оптически прозрачного охладителя, как указано на схеме. Реакция деления газообразного ядерного горючего повышает его температуру до нескольких тысяч градусов; температура на внешней границе зоны удержания горючего достигает 5500 - 27 500° К. Энергия из этой зоны передается главным образом тепловым излучением, которое проходит через прозрачную стенку, и поглощается газообразным рабочим телом - водородом, поглощательную способность которого увеличивают путем ввода небольшого количества вещества-присадки. Благодаря поглощению энергии теплового излучения средняя температура рабочего тела повышается до величины, составляющей ~80% от температуры на внешней границе зоны удержания горючего (4400 - 22 000° К). При расширении водорода с такой температурой в сопле удельная тяга составляет от 1100 до 5000 сек.

Фиг.2. Геометрия единичной полости ЯРД с прозрачной ампулой.
1- охладитель (гелий или неон); 2 - рабочее тело - водород Т = 4400 - 22 000° К; I_уд = 1100 - 5000 сек; 3 - прозрачная стенка; 4 - газообразное ядерное горючее, Т = 5500-27 500° К.

Двухслойная прозрачная стенка поглощает менее 1% энергии излучения, испускаемой ядерным горючим, которая затем уносится охладителем ампулы (например, гелием). Охлаждающий газ после ввода в полость служит буферной зоной для поглощения осколков деления, а также обеспечивает вращение ядра, образованного горючим. Для предотвращения конденсации горючего на стенке и для уменьшения ее нагрева за счет теплопроводности, конвекции и осколками деления необходимо отделить газообразное ядерное горючее от прозрачной стенки. Часть ядерного горючего и продуктов деления захватывается буферным газом, а затем отделяется от охлаждающего газа в регенеративно охлаждаемой системе рециркуляции, что позволяет осуществлять повторный впрыск горючего и охладителя в полость.

Согласно аналитическим оценкам, первый ЯРД с прозрачной ампулой будет иметь регенеративное охлаждение. Его удельная тяга будет равна 1500 - 2000 сек. Дальнейшее повышение удельной тяги двигателя будет связано с применением высокотемпературных космических излучателей для отвода энергии нейтронного и гамма-излучения, накопленной в стенках замедлителя. Такой вариант двигателя будет иметь удельную тягу в вакууме до 5000 сек при приемлемых значениях отношений тяги к весу двигателя.

Ввиду того что ЯРД с прозрачной ампулой обеспечивает надежное удержание ядерного горючего и продуктов деления при отношении тяги к весу, существенно большем единицы, его можно будет применять для выполнения задач вывода на орбиту одноступенчатого космического корабля, стартующего с Земли и ускоряющегося в пределах земной атмосферы.

Фиг.3. Характеристики космического корабля с ЯРД с прозрачной ампулой и регенеративным охлаждением.

На фиг.3 приведены характеристики горизонтально стартующего и выводимого на околоземную орбиту космического корабля с полезным грузом 90,8 т и стартовым весом менее 454 т. После выхода на околоземную орбиту корабль дополнительно заправляется для совершения полета к Луне или к планетам солнечной системы. Дополнительная заправка осуществляется путем повторного наполнения баков и (или) при стыковой связки баков в зависимости от назначения корабля. Регенеративно охлаждаемый ЯРД с удельной тягой 2000 сек способен обеспечить полет космического корабля к Луне и обратно, для чего нужны всего лишь две встречи с вспомогательными станциями на околоземной орбите: первая - для пополнения запасов водорода, затраченного для выхода на околоземную орбиту, а вторая - для пристыковки бака с дополнительным количеством рабочего тела. В усовершенствованном варианте маршевого ЯРД с удельной тягой 5000 сек будут применяться излучатели из жаропрочного композиционного материала на основе пиролитического графита и стекловолокна, благодаря чему двигатель сможет работать при более высоких температурах. Из фиг.4 видно, что космический корабль с таким двигателем сможет совершить полеты продолжительностью в один год к ближайшим планетам после 3 - 7 начальных заправочных стыковок на околоземной орбите.

Фиг.4. Характеристики космического корабля с ЯРД с прозрачной ампулой и охлаждением излучением.

Таблица 2

Некоторые сведения для космических путешественников 2001 г.

Пункт назначения	Стоимость билета «туда и обратно», долл.	Количество пассажиров в рейсе	Время полета
Околоземная орбита	1250	200	24 час.
Луна	10000	35	6 суток
Венера	32000	20	18 мес.
Марс	35000	20	24 мес.
Марс, «экспресс»	70000	20	11 мес.

 

Для туристов в табл.2 указаны стоимость билетов и некоторые другие сведения относительно регулярных рейсов космических кораблей в околоземном космическом пространстве и к ближайшим планетам солнечной системы. Стоимость билетов рассчитана с учетом того, что правительственные финансовые органы спишут с себя громадные затраты на разработку и начальные издержки на разработку и доводку ракет и что общее количество рейсов космических кораблей на околоземную орбиту и далее составит ~1000 в год (включая полеты ракет-заправщиков). При расчете учтены ограничения по объему космического корабля: так, на каждого пассажира в рейсе на околоземную орбиту будет приходиться 2,85 м³, в рейсе на Луну 11,4 м³ и в рейсах к ближайшим планетам 28,5 м³. Указанные нормы по объему обеспечивают тот же комфорт, что и на авиалиниях, железнодорожном транспорте (пульмановский вагон) и океанских лайнерах. В пределах этих норм можно будет создать условия для отдыха и удобства, соответствующие запросам состоятельных туристов, а также разместить вспомогательные отсеки для индивидуальных космических скафандров и научного оборудования. Следует отметить, что стоимость билетов, выраженную в курсе доллара 1960 г., следует рассматривать с точки зрения средних доходов в 2000 г., имея в виду, что реальная покупательная способность возрастет по сравнению с настоящим временем приблизительно в три раза.

Освоение дальнего космоса

При осуществлении полетов за пределы солнечной системы, требующих больших затрат энергии, ЯРД с большой тягой окажутся менее выгодными по сравнению с электрическими ракетными двигателями малой тяги. Для сравнения на фиг.5 приведены результаты оценок (по методике работы [3]) времени полета к дальним планетам для систем большой и малой тяг, имеющих сравнимые по оптимистическим оценкам параметры. Характерным параметром для системы малой тяги является отношение веса двигательной установки к мощности, развиваемой истекающей струей ионов, измеряемое в кг/квт. В период 1990 - 2000 г.г. это отношение удастся снизить до 2,25 кг/квт благодаря использованию ядерных и термоядерных газофазных реакторов и магнитогидродинамических преобразователей. В расчетах характеристик систем малой тяги относительный вес полезного груза принимался равным 0,20. Такая величина относительного веса полезного груза позволяет осуществить пилотируемые экспедиции при не слишком больших стартовых весах ракет (до 454 т).

Фиг.5. Продолжительность полетов с возвращением. Сравнение характеристик систем большой и малой тяг.
--- система большой тяги; - - - система малой тяги.

Фиг.6. Возможности полетов к звездам.

Фиг.7. Программа освоения солнечной системы.
1 - исследования не предполагаются; 2 - только разработка проектов; 3 - автоматические зонды; 4 - пилотируемые полеты; 5- транспортные полеты.

Хотя к 2000 г. мы будем располагать транспортными системами для полетов к ближайшим планетам и пилотируемыми аппаратами для исследования всей солнечной системы, мы не будем пытаться предпринимать запуски автоматических зондов к ближайшим звездам. Такой вывод сделан на основании данных фиг.6 (полученных по методике работы [4]), согласно которым полет к звезде Альфа Центавра с использованием электрического двигателя, имеющего оптимальную конструкцию и удельный вес 0,45 кг/квт, займет 260 лет. По-видимому, намного дешевле и эффективней с научной точки зрения построить обсерваторию (типа Паломарской) на обратной стороне Луны. Если мы все же запустим такой зонд в 2000 г., то несомненно у нас будет достаточно времени для разработки какого-либо аппарата, который обгонит этот зонд, прежде чем тот выполнит свою миссию в 2260 г. На фиг.6 указаны некоторые потенциальные возможности посылки зонда в трансплутоновые области - на расстояния, приблизительно в 165 раз превышающие расстояние до Плутона, - с продолжительностью полета в 20 лет. И все же весь путь в данном случае составит менее 2,5% от расстояния до звезды Альфа Центавра.

На графике фиг.7 суммированы результаты прогресса в области космических двигателей к 2000 г.; график отображает эволюцию исследования солнечной системы и развития межпланетного транспорта. В последующие десятилетия после 1960 г. человек освоит следующие планеты в указанном порядке: 1) Луну; 2) Венеру и Марс; 3) Меркурий; 4) Юпитер и Сатурн и, наконец, 5) транссатурновые планеты. Всем экспедициям будут предшествовать разведывательные полеты автоматических зондов, осуществляемые с использованием химических двигателей на начальных этапах и твердофазных ЯРД на последующих этапах. Кроме того, чтобы сократить время полета к транссатурновым планетам, потребуются электрические ракетные двигатели с ядерным реактором.

Финансирование

При прогнозировании эволюции космического транспорта к концу нашего столетия полезно рассмотреть источники средств, которые предположительно смогут быть выделены для таких предприятий. На фиг.8 указаны бюджетные расходы в долларах по действующему ныне курсу. Две верхние кривые обозначают валовой национальный продукт и проектные правительственные расходы, определенные на основе умеренно оптимистических расчетов Ландсберга и др. [5]. Проектные расходы на оборону и космические исследования определены в предположении, что суммарные расходы по этим обеим статьям, составляющие в текущем десятилетии приблизительно половину правительственных расходов, уменьшатся в 2000 г. до 20% в связи с увеличением правительственных ассигнований на образование, благоустройство городов, повышение благосостояния, экономическую помощь и т.д. Можно предполагать, что военные расходы будут увеличиваться до тех пор, пока проблемы освоения космоса не станут доминирующими в интернациональном масштабе. Предполагается, что 80 млрд. долларов из бюджета 2001 г. будет ассигновано на оборону. Перспективный финансовый план отражает влияние международной обстановки на затраты, связанные с космическими исследованиями, следующими за проектом "Аполлон", которые в связи с этим не превысят 10 млрд. долларов вплоть до 1975 г. Несмотря на это, космическая статья бюджета 2001 г. составит 100 млрд. долларов, а общие расходы на освоение космоса в период от 1975 до 2000 г. превысят триллион долларов! Ввиду того что стоимость разработок ракетных двигательных систем будет составлять всего лишь несколько десятков миллиардов, нет сомнения в том, что даже при умеренной финансовой политике эти разработки будут обеспечены необходимыми средствами. Если приведенные цифры покажутся завышенными, следует вернуться к позициям 1930 г. и вспомнить о том, как затраты в несколько миллиардов долларов позволили создать реактивные двигатели, без которых немыслимо представить современные гражданские и военные реактивные самолеты.

Фиг.8. Долгосрочное экономическое прогнозирование.

Заключение

В заключение следует сказать, что к 2000 г. мы будем обладать техническим и финансовым потенциалом, позволяющим осуществлять полеты в пределах солнечной системы. Двигательные системы для межпланетных полетов будут представлять собой совершеннейшие конструкции, прототипы которых разрабатывались в 60-х годах нашего столетия. Доминирующую роль при осуществлении транспортных полетов в пределах солнечной системы будут играть газофазные ЯРД. С помощью других двигательных систем, таких, как высокоэнергетические химические, твердофазные ядерные и электрические ракетные двигатели с ядерным источником энергии, будут осуществляться полеты автоматических зондов и пилотируемые исследовательские полеты за пределы солнечной системы. Научные и технические достижения, реализуемые при проведении в жизнь космических программ, приведут к значительному прогрессу и в решении земных проблем. Экономика Соединенных Штатов позволит финансировать обширные космические исследования без всякого ущерба для других важнейших сфер деятельности правительства. Короче говоря, к 2000 г. человек сделает гигантский шаг в космос и уровень развития космической двигательной техники не будет сдерживать это движение.

ЛИТЕРАТУРА

1. Huth J. H. et al., Some Fundamental Considerations Relating to the Advanced Rocket Propulsion Systems, Rand Memorandum, RM-2194, March 1958.

2. Hunter M. W., Jr., Single Stage Spaceships Should be Our Goal, Nucleonics, № 2, p. 42, 1963.

3. Edelbaum T. N., Mission Applications of Electric Propulsion, vol. NS-12, № 1, IEEE Trans. on Nuclear Science, Feb. 1965.

4. Martellу J., Optimization of Interplanetary Propulsion Systems, vol. NS-9, IRE. Trans. on Nuclear Science, Jan. 1962.

5. Landsberg H. H. et al., Resources in America's Future - Patterns of Requirements and Availabilities 1960-2000, The J. Hopkins Press, Baltimore.

Далее...

Директор отдела исследований научно-исследовательских лабораторий фирмы "Юнайтед эйркрафт", Ист-Хартфорд, шт. Коннектикут.

Двигатели, в которых используется энергия взрыва ядерных устройств. - Прим. перев.