Двигатели ракеты энергия: Советская ракета-носитель «Энергия» сверхтяжёлого класса

Ракетно-космическая система «Энергия»-«Буран»

Ракетно-космическая система «Энергия»-«Буран»


Ракетно-космическая система «Энергия»-«Буран»


Первые разработки Валентина Петровича Глушко

     Академик В.П. Глушко – выдающийся ученый и конструктор, один из пионеров создания ракетно-космической техники, основоположник разработки жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) в России. Он внес значительный вклад в создание мощных ракетных двигателей, обеспечивших выход в космос практически всех отечественных космических аппаратов – от первого спутника до орбитальной станции «Мир» и космического самолета «Буран». Двигатель, разработанные В.П. Глушко, были установлены на многие боевые баллистические ракеты.

     Валентин Петрович Глушко еще с юношеских лет мечтал о разработке ракет (об этом он писал в письмах К.Э. Циолковскому). Разработке космического корабля была посвящена и его студенческая дипломная работа. К практической разработке экспериментальных ракет В. П. Глушко приступил в начале 1930-хх гг. в Газодинамической лаборатории (ГДЛ).

     Одновременно с двигателями в ГДЛ в 1930-1933 гг. 2-м отделом под руководством В.П. Глушко разрабатывались экспериментальные жидкостные ракеты серии РЛА-реактивные летательные аппараты.

     Основной разрабатываемой ракетой стала РЛА-100, имевшая следующие основные характеристики: расчетная высота вертикального подъема до 100 км; стартовая масса ракеты 400 кг, масса топлива (азотный тетраоксид и бензин) 250 кг, масса полезной нагрузки 20 кг, тяга двигателя 3000 кгс, время работы 20 с. В целях стабилизации полета предусматривалась установка двигателя выше центра тяжести ракеты на карданном подвесе (при стабилизации двигателя непосредственно гироскопом). В головной части ракеты размещались метеорологические приборы с парашютом и автоматом для выбрасывания их в атмосферу, в нижней части корпуса – аккумуляторы давления со сжатым газом для подачи компонентов топлива в двигатель; верхние баки предназначались для окислителя, средние – для горючего; материал баков и аккумулятора давления – высокопрочная сталь.

     Для предварительной проверки способов старта и управления ракетой в 1933 г. были разработаны вспомогательные ракеты РЛА-1, -2 и -3 для вертикального взлета на высоты 2…4 км. Эти ракеты были весьма просты по конструкции. Старт предусматривался без направляющего станка с пускового стола. Длина ракеты составляла 1880 мм, диаметр стального корпуса – 195 мм.

     Только нелепая случайность не позволила стартовать 31 декабря 1933 г. Ракете РЛА-1 с двигателем ОРМ-52. Она уже была установлена на стартовом столе в Петропавловской крепости, но в день пуска ударил мороз, достигший к моменту старта -30 °С. При команде «старт» загустевшая смазка не позволила открыться пусковому клапану, и пуск не состоялся. Дальнейших попыток запуска ракеты не предпринималось, поскольку в начале января почти все сотрудники отдела вместе с В.П. Глушко переехали в Москву и отработкой ракет больше не занимались.

     В связи с созданием в конце 1933 г. РНИИ В.П. Глушко сконцентрировался на разработке ЖРД. Все его проработки по РЛА были переданы в подразделение РНИИ по разработке ракет, однако оказались невостребованными.

     В феврале 1960 г. Глушко обращается к Королеву, а затем в марте к Янгелю с предложением начать разработку двух космических ракет: тяжелого класса Р-10 и сверхтяжелого класса Р-20. Эти ракеты должны были обеспечить Советскому Союзу на долгие годы приоритет в освоении ближнего и дальнего космоса.

     Предложения Глушко были своевременными и прогрессивными, но не были приняты, поскольку ОКБ Янгеля было загружено разработками по боевой тематике, а в ОКБ Королева уже приступили к проработке собственного проекта сверхтяжелой ракеты Н1. По мнению Королева, делать промежуточный вариант тяжелого носителя вместо Н1 нецелесообразно, т.к. это отвлечет силы от основной задачи – создания Н1. Хотя предложение Глушко не было реализовано, жизнь показала правильность его позиции. В 1965 г. Была запущена ПР «Протон», на первой ступени которой работают двигатели, разработанные в ОКБ Глушко.


Разработка многоразовой космической системы (МКС) «Энергия»-«Буран»

     К созданию ракетно-космических систем В.П. Глушко вернулся через много лет, когда в середине 1970-х гг. возглавил НПО «Энергия». Им было задумано семейство мощных космических ракет РЛА. Из этой серии проектов практическую реализацию получила ракетно-космическая системы «Энергия» «Буран». В ее основе лежала супертяжелая универсальная многоразовая РН «Энергия».

     Ближайшими соратниками В.П. Глушко в НПО «Энергия» стали главные конструкторы по тематическим направлениям: Я.П. Коляко – по многоцелевым тяжелым носителям; И.Н. Садовский – по многоразовым транспортным космическим системам; Ю.П. Семенов – по орбитальным станциям.


Ракета-носитель тяжелого класса «Энергия»

     Ракета-носитель тяжелого класса «Энергия» является частью многоразовой космической системы (МКС) «Энергия»-«Буран». До начала летных испытаний МКС имела наименование «Многоразовая космическая система»Буран». Ракета-носитель получила свое название «Энергия» по предложению генерального конструктора В.П. Глушко в 1987 г., непосредственно перед первым пуском, а орбитальный корабль сохранил свое название «Буран».

     12 декабря 1976 г. генеральным конструктором В.П. Глушко был утвержден эскизный проект многоразовой системы, в которой главной составляющей частью стала двухступенчатая ракета-носитель с кислородно-керосиновой первой ступенью и кислородно-водородной второй ступенью. Ракету-носитель и орбитальный корабль предполагалось использовать многократно: блоки первой ступени не менее 10 раз, орбитальный корабль – до 100 раз. К разработке был принят проект двухступенчатой ракеты-носителя пакетной схемы с параллельным расположением ступеней и боковым расположениям полезной нагрузки.

     Пакетная схема компоновки РН была выбрана из-за ее универсальности. Такая РН может выводить на орбиту разнообразные крупногабаритные грузы – пилотируемые орбитальные корабли и различные беспилотные космические аппараты. Кроме того, на ее базе возможно создание ряда ракет-носителей в широком диапазоне грузоподъемности.

     На создание УКРТС «Энергия»-«Буран» отводили весьма сжатые сроки (около 8 лет), и первый полет планировали провести в 1984 г. К выполнению задачи общенационального масштаба приступил огромный механизм, в котором были задействованы более 1200 предприятий различных министерств и ведомств. Куйбышевский завод «Прогресс» стал головным по изготовлению ракеты-носителя. На Байконуре находился его филиал, а на самом предприятии создали Волжский филиал НПО «Энергия». Система управления ракеты и программное обеспечение для неё разрабатывались на харьковском НПО «Хартрон». Результаты работы всех предприятий стекались в монтажно-испытательные корпуса космодрома, где производилась окончательная сборка. Предстоял огромный объем различных отработок и экспериментов, в т.ч. испытания нескольких натурных ракет, которые должны были пройти в три этапа. К первому относились работы на полноразмерном заправочном изделии, ко второму – огневые стендовые испытания, а к третьему – летные испытания.

     7 мая 1983 г. ракету впервые установили на универсальный комплекс стенд-старт (УКСС). Этот стенд предстояло построить в дополнение к штатному стартовому комплексу, т.к. тот не обеспечивал проведение огневых испытаний. Основываясь на печальном опыте пусков Н-1, В.П. Глушко считал, что нельзя отпускать ракету в полет без тщательной наземной отработке. Раньше любой двигатель проходил наземные натурные испытания на специальных стендах, но чтобы заполненная под завязку топливом огромная ракета, прочно закрепленная на пусковом устройстве, стояла на месте с работающими на всех режимах двигателями, вплоть до максимального, такого еще не было. УКСС остается и поныне единственным в мире сооружением такого рода. Кроме УКСС, в программе «Энергия» «Буран» использовались сотни испытательных установок.

     13 апреля 1985 г. произошло важное событие. Состоялся успешный пуск РН «Зенит», которую построил днепропетровский «Южмаш». Таким образом, была подтверждена готовность блоков 1-й ступени «Энергии».


Создание орбитального корабля «Буран»

     Для создания орбитального корабля (ОК) «Буран» в 1976 г. было образовано Научно-производственное объединение «Молния». Его основной производственной базой стал Тушинский машиностроительный завод. Для использования имеющегося научно-технического задела в «Молнию» перевели основных специалистов, участвовавших в разработке темы «Спираль» (воздушно-орбитальный самолет). Возглавил новое объединение Г.Е. Лозино-Лозинский.

     За внешней схожестью советского «Бурана» и американского «Шатла» скрываются их принципиальные различия в конструкции и внутренней «начинке». Вместо основной двигательной установки «Буран» оснащен объединенной двигательной установкой, что позволило ему выполнять функции третьей ступени РН, избавило от выведения на орбиту огромного центрального блока ракеты и дало широкие возможности по маневрированию в космосе, в т.ч проводить изменение угла наклона орбиты. На «Буране» впервые в мировой практике для двигательной установки космического аппарата использовался криогенный окислитель – жидкий кислород и горючее – некриогенный синтетический углеводород синтин с повышенной тепловой эффективностью. Компоненты топлива экологически чистые, в отличие от двигательной установки «Шатла», где используются некриогенные, но токсичные компоненты.


«Буран» учится летать

     Для проведения горизонтальных летных испытаний, включавших отработку таких ответственных участков полета, как заход на посадку и сама посадка, был построен полноразмерный аналог орбитального корабля – так называемый «большой транспортный самолет» БТС-02, который оснастили четырьмя турбореактивными двигателями АЛ-31.

     Как и любой новый самолет, БТС-02 начал путь в небо с рулежек и пробежек. Первую рулежку экипаж в составе летчиков-испытателей Минавиапрома Игоря Волка и Римантаса Станкявичюса выполнил 29 декабря 1984 года. Наземные испытания продолжались почти год, и постепенно скорость пробежек была доведена до необходимых для отрыва 300 ка/ч. 10 ноября 1985 г. на аэродроме ЛИИ им. М. Громова в г. Жуковском Волк и Станкявичюс выполнили на БТС-02 первый 12-минутный полет «по-самолетному» с заходом на посадку по пологой глиссаде (угол наклона около 3°). Затем начались полеты с отработкой штатной посадки орбитального корабля по крутой глиссаде (угол наклона 17°). Со стороны полет БТС-02 вызывал восхищение. Он стремительно снижался, затем у самой земли происходил крутой перелом траектории, выпускалось шасси, следовало касание ВПП и тут же – стремительный взлет, набор высоты и сразу боевой разворот по-испребительному! Экипаж постепенно переводил управление с ручного на автоматическое. 16 декабря 1987 г. была выполнена первая полностью автоматическая посадка с высоты 4000 м до полной остановки аналога на полосе.


Безопасность

     Советские разработчики много внимания уделяли безопасности экипажа и средствам его спасения в нештатной ситуации. Для покидания корабля на этапе предстартовой подготовки был предусмотрен агрегат экстренной эвакуации, представлявший собой находившийся в наклонном рукаве-трубе специальный лотос (склиз), по которому космонавты могли съехать из кабины в защитный бункер, выложенный изнутри мягкими матами. На случай аварии в момент старта предусматривалось использование катапультных кресел К-36РБ, каждое из которых оборудовалось дополнительным разгонным блоком для увода на безопасное расстояние о места аварии и облета башни обслуживания. Креслами можно было воспользоваться и на дальнейших этапах полета в атмосфере, до высоты 35 км и достижения скорости М=3,5. Было так же разработано несколько программ спасения экипажа на орбите.


205 минут полета

     Пуск назначили на 29 октября 1988 г. В тот день стояла прекрасная погода. Предстартовая подготовка, заправка водородом и кислородом проходили штатно. Приближался самый ответственный момент. Тысячи людей заняли свои рабочие места. Начался процесс запуска. За 10 мин. до подъема взлетел МиГ-25ПУ СОТН. Прошли еще 9 минут… за 53 секунды до старта вычислительный комплекс выдал команду АПП – аварийное прекращение пуска. Как выяснилось позже, от ракеты не отделилась в установленное время плата прицеливания.

     Старт перенесли на 15 ноября 1988 г. К тому дню погода резко изменилась. Почти за 10 минут до старта представитель метеослужбы космодрома вручил генералу В.Е. Гудилину штормовое предупреждение. Все же после выяснения у теоретиков запасов по нагрузкам было принято решение нажать кнопку «Пуск». И вот – время 06 часов 00 минут! Из клубов выхлопных газов, подсвечивая это огромное бурлящее облако огненно-красным светом, начала медленно подниматься ракета, словно комета со сверкающими ядром и хвостом, направленным к земле! Обидно коротким было это зрелище! Через несколько секунд лишь затухающее пятно света в покрове низких туч свидетельствовало о неистовой силе, которая несла наш «Буран».

     «Энергия» вывела «Буран» за 476 с на высоту около 150 км. После отделения корабля был осуществлен двукратный запуск его двигательной установки, что обеспечило достижение первой космической скорости и выход на опорную круговую орбиту высотой 260/250 км с наклоном 51,6° и периодом обращения 89,5 мин. Задание предусматривало выполнение только 2 витков – 205 минут полета. Заправка топливом была минимальной – 8 т. В последующих полетах, при полной заправке в 14 т, корабль с грузом 27 т мог выйти на орбиту высотой 450 км. Для выполнения длительных и особо энергоемких программ (орбита до 1000 км) предусматривалась установка дополнительных топливных баков в отсеке полезной нагрузки, что позволяло удвоить максимальный запас топлива.

     15 ноября 1988 года. Байконур видел многое, но после гагаринского старта он никогда не ликовал так, как в тот ноябрьский день. Борясь с сильным встречно-боковым ветром, орбитальный корабль «Буран» совершил ювелирную посадку на полосу аэродрома «Юбилейный» посадочного комплекса космодрома. Наблюдавшие за полетом летчики-испытатели сразу оценили мастерство, с каким была выполнена безмоторная посадка необычного аппарата в сложнейших погодных условиях. Наибольшее восхищение вызывало то, что никто не вмешивался в управление. Полностью автоматическая посадка беспилотного космического аппарата на полосу аэродрома! История мировой авиации и космонавтики такого еще не знала!

     Казалось, бы, после такого триумфа следовало энергично готовиться к следующему запуску, но громкий успех не смог опровергнуть давно высказываемые сомнения о целесообразности этой системы. Как сказал Главный конструктор ракеты-носителя «Энергия» Б.И. Губанов: «В то время прорисовывалось, что «Энергия» еще никому не нужна. В оправдание этого некоторые «специалисты», в том числе и академики у нас в стране, утверждали, что создание системы «Энергия – Буран» ознаменовало повторение американских ошибок, только в еще более серьезной форме, и громогласно оплакивали закрытие программы носителя Н-1. Начиналось захоронение «Энергии» живьем.

     Второй полет УРТКС «Энергия»-«Буран» планировался через два года, потом его перенесли еще на год, потом еще… Можно сказать, что полеты переносятся и по сей день, ведь программа официально еще не закрыта.

     МРКК «Энергия»-«Буран» опередила свое время. Потенциальные возможности этой системы превосходят потребности современной национальной космической программы середины-конца 1990-х годов. Будет ли вновь востребован этот потенциал, зависит от появления практических заказчиков и прежде всего способности привлечь международное сообщество к решению с помощью космических средств таких общечеловеческих проблем, как глобальная телесвязь, восстановление озонового слоя, освещение полярных районов, утилизация ядерных отходов и др.

Использованы материалы статей:

     Каторгин, Б.И. От первых РЛА к ракетно-космической системе «Энергия» — «Буран» : К 95-летию со дня рождения академика В.П. Глушко / Б. И. Каторгин, В. Ф. Рахманин, В. С. Судаков // Полет. — 2003. — №7. — С. 50-54.

     Грачев, С. «Энергия-Буран» — лебединая песня советской космонавтики / С. Грачев // Авиация и время. — 2005. — №1. — С. 36-38.

     Грачев, С. «Энергия-Буран» — лебединая песня советской космонавтики / С. Грачев // Авиация и время. — 2005. — №2. — С. 30-33.

     Грачев, С. «Энергия-Буран» — лебединая песня советской космонавтики / С. Грачев // Авиация и время. — 2005. — №4. — С. 36-39.

     Грачев, С. «Энергия-Буран» — лебединая песня советской космонавтики / С. Грачев // Авиация и время. — 2005. — №3. — С. 33-35.

День авиации и космонавтики

Космонавты, рожденные Украиной

Сыны Украины — в Первой Шеренге первопроходцев космоса

Ракетно-космическая история Украины в видеофильмах

Интересно почитать

Ракета-носитель «Энергия».

Битва за звезды-2. Космическое противостояние (часть I)

Ракета-носитель «Энергия»

14 мая 1987 года агентство ТАСС сообщило, что в период с 11 по 13 мая Генеральный секретарь ЦК КПСС Михаил Горбачев находится на космодроме Байконур и в городе Ленинске. В ходе пребывания в этих местах он имел многочисленные встречи и беседы с учеными, специалистами, рабочими, инженерно-техническими работниками, а также жителями города. Далее в сообщении ТАСС говорилось: «…Были показаны космические аппараты связи, телевидения, метеорологии и исследования космического пространства. В настоящее время на космодроме ведутся работы по подготовке к запуску новой универсальной ракеты-носителя, способной выводить на околоземные орбиты как многоразовые орбитальные корабли, так и крупногабаритные космические аппараты научного и народнохозяйственного назначения, в том числе модули для долговременных станций».

Теперь мы знаем, что под «универсальной ракетой» подразумевалась тяжелая ракета-носитель «Энергия». Интересно, что это название — «Энергия» — появилось именно во время визита Горбачева на Байконур. В то время она не имела собственного имени, фигурируя в документации под индексом «11К25». Выступая перед генсеком и членами правительства с докладом, Валентин Глушко предложил назвать ракету в честь девиза Перестройки — «Энергия». Идея встретила одобрение, и ракета наконец-то обрела имя, а весь ракетно-космический комплекс многоразового использования отныне назывался «Энергия-Буран».


Что же представляет собой последняя советская ракета-носитель?

Принципиальным отличием ракеты-носителя «Энергия» от системы «Спейс Шаттл» является способность доставлять в космос не только многоразовый орбитальный корабль (в пилотируемом и непилотируемом вариантах), но и другие полезные грузы больших масс и габаритов.

«Энергия» — самая мощная из ракет, созданных когда-либо в СССР. Оценить это можно, исходя из того, что «Энергия» обеспечивает выведение в космос аппаратов массой в пять раз больше, чем эксплуатируемый носитель «Протон», и в три раза больше, чем система «Спейс Шаттл».

Двухступенчатая ракета «Энергия» выполнена по пакетной схеме с параллельным расположением ступеней и боковым расположением полезного груза, в которой четыре боковых ракетных блока 1-й ступени (блоки «А») располагаются вокруг центрального ракетного блока 2-й ступени (блока «Ц»).

РН устанавливается на стартово-стыковочный блок (блок «Я»), предназначенный для ее стыковки с пусковой установкой стартового комплекса. Стартово-стыковочный блок служит опорным силовым элементом при сборке и транспортировке РН. После пуска ракеты стартово-стыковочный блок остается на пусковом устройстве и может использоваться повторно.

Пакетная схема компоновки ракеты-носителя была выбрана благодаря ее универсальности, подразумевающей возможность выведения разнообразных крупногабаритных полезных грузов (пилотируемых орбитальных кораблей и различных беспилотных космических аппаратов) и возможности создания на ее базе ряда ракет-носителей в широком диапазоне грузоподъемности (от 10 до 200 тонн) за счет изменения количества ракетных блоков 1-й ступени и использования различных вариантов блоков 2-й ступени.

Базовая модель (собственно ракета «Энергия») имеет стартовую массу 2400 тонн. Конечная масса 400 тонн включает массу полезного груза. Суммарная тяга двигателей в момент старта — около 3600 тонн. Общая длина ракеты-носителя «Энергия» — около 58,8 метра.

Ракета способна выводить на низкие орбиты ИСЗ полезную нагрузку до 100 тонн, на геостационарную орбиту — до 20 тонн, на траекторию полета к Луне — до 32 тонн. При этом она обеспечивает всеазимутальность пусков, но за базовые орбиты, определяемые районами падения отработавших ракетных блоков 1-й ступени, приняты орбиты с наклонением: 51, 65 и 97°.

При разработке конструктивно-компоновочной схемы ракеты-носителя ее создателям пришлось учитывать возможности производственно-технологической базы. Так, диаметр ракетного блока 2-й ступени (блок «Ц») был выбран 7,7 метра, так как больший диаметр (целесообразный по условиям оптимальности) реализовать было нельзя из-за отсутствия соответствующего оборудования для механической обработки, а диаметр ракетного блока 1-й ступени (блок «А») 3,9 метра диктовался возможностями железнодорожного транспорта.

Как видите, римские лошади и по сей день определяют собой черты и габариты космической техники.

Большое внимание при проектировании ракеты уделялось выбору компонентов топлива. Рассматривалась возможность использования твердого топлива на 1-й ступени, кислородно-керосинового топлива на обеих ступенях, однако отсутствие необходимой производственной базы для изготовления крупногабаритных твердотопливных двигателей и оборудования для транспортирования снаряженных двигателей исключило возможность реализации этих вариантов.

Двигательная установка ракеты-носителя «Энергия» состоит из четырех четырехкамерных кислородно-керосиновых двигателей «РД-170» (по одному на каждом из четырех блоков 1-й ступени ракеты) и четырех однокамерных кислородно-водородных двигателей «РД-0120» на центральном блоке 2-й ступени, а также пневмогидросистемы, обеспечивающей их функционирование. Тяга у земли двигателя 1-й ступени — 740 тонн, двигателя 2-й ступени — 146 тонн, в пустоте — 190 тонн. Двигатели «РД-170», специально разработанные для ракеты-носителя «Энергия», обладают рекордными параметрами и не имеют аналогов за рубежом, а двигатели «РД-0120» — первые мощные отечественные двигатели, использующие в качестве горючего жидкий водород.

Разновременный запуск всех двигателей ракеты-носителя у земли (двигатели центрального блока запускаются с опережением) и плавный набор ими тяги позволяют минимизировать внешние нагрузки на конструкцию ракеты-носителя и обеспечивают наиболее полный контроль функционирования двигательных установок до отрыва ракеты-носителя от пускового устройства, что исключает ее старт с неисправным двигателем. Широкие диапазоны регулирования тяги двигателей и массового соотношения компонентов топлива, поступающего в камеры, обеспечивают реализацию наиболее оптимальных параметров движения ракеты-носителя и синхронизацию опорожнения топливных баков. Штатное выключение двигателей происходит после их перевода на режим конечной ступени тяги, составляющей 40–50 % от номинального значения.

Ракета-носитель на активном участке полета управляется и стабилизируется путем отклонения вектора тяги двигателей 1-й и 2-й ступеней в двух плоскостях: на 1-й ступени качаются в двух плоскостях четыре камеры сгорания каждого двигателя, а на 2-й ступени — четыре двигателя в двух плоскостях каждый. Для этого двигатели имеют узлы качания, позволяющие изменять положение вектора тяги для управления ракетой-носителем.

Ракетный блок 1-й ступени занимает особое место среди новых проектно-конструкторских решений, так как проектировался унифицированным для семейства ракет-носителей среднего, тяжелого и сверхтяжелого классов. В соответствии с техническими требованиями, выдвинутыми к ракетно-космическому комплексу, «Энергия-Буран» должен быть многоразовым и использоваться в полете не менее десяти раз. Применительно к ракетному блоку с жидкостным ракетным двигателем такое требование было предъявлено впервые в мировой практике. В результате всесторонних исследований была выбрана парашютно-реактивная схема возвращения блока после его отделения от ракеты-носителя.

Элементы средств возвращения (парашютная система, твердотопливные ракетные двигатели мягкой посадки и разделение параблока на моноблоки, посадочное устройство, система управления возвращением) расположены частично внутри отсеков блока «А», большей частью — под крупногабаритными обтекателями, установленными на его наружной поверхности.

Понятно, что возвращение блоков и их повторное использование — это сложнейшая научно-техническая задача, которую предполагалось решать последовательно, по мере проведения экспериментальной отработки и увеличения числа пусков ракет-носителей типа «Энергия».


При первых летных испытаниях блоки «А» в составе ракеты-носителя не оснащались средствами возвращения — зато для обеспечения неизменных аэродинамических обводов на блоках «А» были установлены все обтекатели средств возвращения.

Программой летно-конструкторских испытаний системы «Энергия-Буран», утвержденной в 1986 году, предусматривалось десять пусков ракеты-носителя «Энергия» с кораблем «Буран» — причем первые пуски должны были быть беспилотными.

Учитывая отставание в изготовлении первой летной ракеты-носителя и орбитального корабля, главный конструктор НПО «Энергия» Борис Губанов предложил провести первый запуск, используя экспериментальную ракету под индексом «6С». В качестве полезного груза должен был выступать уже готовый космический аппарат «Скиф-ДМ» (подробнее об этом аппарате я расскажу в главе 18).

Предложение о пуске экспериментальной ракеты-носителя, после доработки получившей индекс «6СЛ», вызвало дискуссию, продолжавшуюся до начала 1987 года. В конце концов разрешение на пуск выдали под ответственность НПО «Энергия».

Первый пуск ракеты-носителя «Энергия-6СЛ» был проведен 15 мая 1987 года в 21 час 30 минут (по московскому времени) с задержкой на пять часов. Задержка была вызвана негерметичностью разъемного стыка трубопроводов по линии управляющего давления. Эту неисправность удалось оперативно устранить.

Пуск прошел успешно. Изменение всех параметров движения ракеты по времени полностью соответствовало данным предварительного моделирования. «Скиф-ДМ» отделился на 482-й секунде полета на заданной высоте.

В сообщении ТАСС от 17 мая 1987 года отмечалось:

«Успешное начало летно-конструкторских испытаний ракеты-носителя «Энергия» является крупным достижением отечественной науки и техники в год 70-летия Великого Октября, открывает новый этап в развитии советской ракетно-космической техники и широкие перспективы в мирном освоении космического пространства».

Триумф от запуска новой ракеты несколько омрачила гибель аппарата «Скиф-ДМ». Тут следует заметить, что при планировании состава первой экспериментальной ракеты конструкторы предполагали отправить на орбиту простейший макет полезной нагрузки, представлявший собой цилиндр из толстолистовой стали с оживальной носовой частью диаметром 4 метра и длиной около 25 метров. По внешним габаритам он был аналогом будущего грузового отсека, но пустой внутри. Разделявшие его переборки служили только для увеличения веса. По программе полета он должен был приводниться вместе со второй ступенью «Энергии» в акватории Тихого океана.

Но мнение разработчиков расходилось с планами руководства и Генерального конструктора Глушко. Они считали, что пуск следует завершить полетом реального космического объекта. Так, на роль полезной нагрузки была отобрана 80-тонная космическая станция «Скиф-ДМ», которой впоследствии присвоили официальное название «Полюс».

После отделения от ракеты-носителя «Полюс» должен был совершить маневр поворота на 180 по тангажу и на 90 по крену. Этот маневр был выполнен штатно. Однако процесс «переворачивания» из-за ошибки, заложенной в программе полета макета, не прекратился, а продолжился.

В расчетный момент автоматически включилась маршевая двигательная установка, которая сообщила бы космическому аппарату дополнительную скорость порядка 60 м/с, необходимую для его выхода на штатную орбиту. В связи с тем, что разворачивание продолжалось, «Полюс», не добрав нужной скорости и совершая сложный кульбит относительно баллистической траектории, врезался в океан.

ТАСС прокомментировало это обстоятельство весьма сдержанно:

«Вторая ступень ракеты-носителя вывела в расчетную точку габаритно-весовой макет спутника. […] Однако из-за нештатной работы его бортовых систем макет на заданную орбиту не вышел и приводнился в акватории Тихого океана».

Данный текст является ознакомительным фрагментом.

Ракета-носитель «Н-1»: история катастроф

Ракета-носитель «Н-1»: история катастроф
Место Королева на посту руководителя ОКБ-1 (с 1966 года — Центральное конструкторское бюро экспериментального машиностроения, ЦКБЭМ) занял Василий Мишин. К сожалению, этот замечательный конструктор не обладал тем упорством, которое

Энергия… в воздухе!

Энергия… в воздухе!
«Бесполезно было ждать от резины энергии больше, чем она в состоянии накопить», – успокаивал я себя, глядя на предмет моей гордости – авторское свидетельство на изобретение «резиноаккумулятора». Мне удавалось растягивать жгут лишь до известных

Какова же энергия пороха?

Какова же энергия пороха?
При выстреле часть энергии, заключенной в заряде пороха, переходит в энергию движения снаряда.Пока заряд еще не зажжен, он обладает скрытой энергией. Ее можно сравнить с энергией высокого уровня воды у шлюзов мельницы, когда они закрыты. Вода

АРТИЛЛЕРИЙСКИЙ НОСИТЕЛЬ «СО-ТО»

АРТИЛЛЕРИЙСКИЙ НОСИТЕЛЬ «СО-ТО»
На основе «Ха-го» в 1940 году был выпущен бронированный «носитель» для 37-мм противотанковой пушки «94». Ходовую часть изменили для увеличения длины опорной поверхности: на каждый борт добавили один задний опорный каток с полуэллиптической

Энергия с горных вершин

Энергия с горных вершин
Недавно изобретенный Дедалом тепловой планер (см. «Тепловой планер») — летательный аппарат, использующий разность температур между верхними и нижними слоями атмосферы, — нетрудно преобразовать в более крупномасштабный проект. Значительная

2.2. Энергия для всех

2.2. Энергия для всех
Еще раз подчеркну, что я считаю проблему энергии наиболее важной для дальнейшего развития человечества. Все остальные задачи могут быть решены лишь при наличии достаточно мощных и доступных источников энергии. Проблема состоит в том, чтобы обеспечить

31. Внутренняя энергия

31. Внутренняя энергия
Внутренняя энергия складывается из внутренних кинетической и потенциальной энергий. Внутренняя кинетическая энергия создается хаотическим движением молекул вещества.Кинетическая энергия всей макросистемы вычисляется:
где m– масса системы;w–

Энергия Земли*

Энергия Земли*
Земля. По-видимому, Земля есть область человека. Он прикован к ней силою тяжести, отделен от других земель (планет) необозримыми пустынями неба. Ни один человек, ни одно существо не отдалилось еще от Земли, не посетило еще небо, хотя оно и наполнено

Земная энергия*

Земная энергия*
Энергию можно выражать в виде работы — в тонно-метрах, в виде теплоты — в тонно-градусах, еще в форме угля или пищи. Притом энергию можно относить к разному времени. Работу (лучше) — к одной секунде. Например, труд работника — 5-10 кг-м/сек, лошадиная сила —

Space Power Глава 7: Электрические ракеты — открытие Солнечной системы

Дж. Гарри Стайн

Copyright 1981 Дж. Гарри Стайн
Воспроизведено с разрешения поместья Дж. Гарри Стайна
Содержание

5

2

Глава 7: Электрические ракеты — Открытие Солнечной системы

Некоторые последствия космической деятельности в результате развития наращивания как космических средств, так и космической транспортной системы обсуждались в главе пятой.

Вполне естественно и почти тривиально предположить, что доступность космической энергии приведет к увеличению спроса на космический транспорт.

Но не было так очевидно, что развитие дешевого космического транспорта с Земли на орбиту повлечет за собой перемещение земных производств и, следовательно, 60% потребности Соединенных Штатов в электроэнергии в космос.

И немногие прогнозисты и планировщики еще не обнаружили, что доступность дешевой и обильной электроэнергии из системы SPS создает климат для разработки, ввода в эксплуатацию и эксплуатации совершенно новых форм космического транспорта, отличных от химической ракеты.

В какой-то степени это предвосхищает грузовой корабль для дальнего космоса, модуль, состоящий из электрического ракетного двигателя, который будет питаться от солнечной электроэнергии фотоэлектрической батареи SPS, которую он перемещает от строительной площадки базы LEO до GEO. Место сборки базы.

Электрические ракетные двигатели существуют уже несколько десятилетий, но в общественном сознании они, как правило, отходят на второй план. Требование к ракетной мощности было связано с большими ракетными двигателями большой тяги, способными выполнять то, что было и будет наиболее сложной и энергозатратной частью космического полета: разгон с поверхности Земли на низкую околоземную орбиту, где космический аппарат должен пробиться сквозь постоянное и сильное притяжение Земли. Высокая тяговооруженность этого типа ракетного движителя, а также отсутствие отработанных технических средств передачи энергии на ракету от каких бы то ни было крупных и постоянно действующих энергопереговорных установок, позволили использовать только один тип ракеты. двигательная установка: химическая ракета.

Все, что мы до сих пор запускали в космос, было запущено под действием тяги химической ракеты. Обычно окислителем был жидкий кислород (LOX), хотя ракеты-носители Titan-n и Titan-Hi использовали четырехокись азота. Твердотопливные ракетные двигатели использовались в NASA Scout, в качестве третьих ступеней всех американских ракет-носителей Delta , а также в качестве ускорителей для Titan-HIC и космического корабля NASA. Твердое топливо ракет этого типа обычно состоит из перхората калия в качестве окислителя и какого-либо состава металлизированного синтетического каучука в качестве топлива, причем оба топлива смешиваются вместе в твердой форме. Жидкостные химические ракеты использовали множество жидкостей в качестве топлива. Наиболее распространенным из них был RP-4, представляющий собой форму высокоочищенного керосина. Другие виды жидкого топлива включают этиловый спирт, несимметричный диметилгидразин и самое мощное из всех видов жидкого топлива — жидкий водород (ЖВ).

При использовании химических ракет всех типов, использующих как твердое, так и жидкое топливо, возникли две основные проблемы.

Во-первых, при сгорании топлива и окислителя может быть получено ограниченное количество энергии, и эта энергия проявляется в виде скорости истечения (которая должна быть как можно выше) и в коэффициенте эффективности ракеты, называемом «удельный импульс» (тяга, создаваемая на единицу массы расходуемого топлива в секунду). Топливная комбинация с наилучшей энергоэффективностью — жидкий водород и жидкий кислород — уже используется, и единственный способ увеличить скорость истечения и удельный импульс — сжигание топливной комбинации в ракетном двигателе при максимально возможных температуре и давлении. Наиболее энергоэффективные водородно-кислородные ракетные двигатели, используемые на сегодняшний день, являются основными двигателями орбитального корабля НАСА. Эти главные двигатели космических челноков (SSME) работают с давлением сгорания 3000 фунтов на квадратный дюйм. Это давление эквивалентно давлению, используемому для хранения сварочных газов в тех тяжелых стальных резервуарах, которые сопровождают каждое газосварочное оборудование. Высокое давление сгорания — самое высокое, которое когда-либо использовалось в больших ракетных двигателях — создает сложные инженерные проблемы при проектировании насосов и турбин, которые должны доставлять это экзотическое сверххолодное топливо в ракетный двигатель при таких давлениях. С учетом того, что известно сегодня ракетостроителям и химикам-топливщикам, SSME представляют собой абсолютное достижение в жидкостных химических ракетных двигателях. При давлениях и температурах лишь немного выше, чем в SSME, происходит диссоциация продукта сгорания — воды, что лишает систему дополнительной энергии, полученной за счет увеличения давления и температуры сгорания. Мы почти достигли конца пути в том, что касается возможности увеличения скорости истечения и удельного импульса химических ракетных двигателей.

Во-вторых, каждый космический корабль с химическими ракетными двигателями должен нести с собой все топливо, необходимое для завершения полета корабля. Для космических кораблей Земли-орбиты это означает, что более 90% стартовой массы корабля должно состоять из ракетного топлива. Аппараты для дальнего космоса могут работать с меньшим процентом от их массы, требуемым ракетным топливом. Однако независимо от того, является ли космический аппарат шаттлом или космическим кораблем, общей и основной частью конструкции и конструкции химической ракеты являются ее большие, громоздкие и тяжелые топливные баки.

Те же два недостатка присущи и ядерному ракетному двигателю. Из-за договора о запрещении ядерных испытаний от 5 августа 1963 года, который запрещает ядерные испытания или взрывы в атмосфере Земли, под водой и в космосе, обширные разработки ядерного ракетного двигателя, проводимые Комиссией по атомной энергии США и НАСА, медленно прекратился и прекратился в начале 1970-х гг. Миллиарды долларов на исследования и разработки были вложены в проект ядерных ракетных двигателей более двадцати лет и привели к созданию серии успешных ядерных ракетных двигателей, начиная с экспериментального Kiwi-I и заканчивая ядерным ракетным двигателем, предназначенным для полета. Nerva, который должен был обеспечить тягу в 250 000 фунтов с удельным импульсом в 2,5 раза больше, чем у SSME.

Принцип действия ядерного ракетного двигателя прост. Ядерный реактор используется для нагревания водорода, перевозимого в виде жидкого водорода на борту космического корабля. Затем горячий водород с температурой более 4500 градусов по Фаренгейту выбрасывается через сопло ракеты для создания тяги.

Ядерный ракетный двигатель, если бы его разработка была продолжена, сделала бы возможными масштабные космические операции над земной атмосферой. Его все еще обсуждают за возможное будущее использование в космосе, где нет возможности, чтобы его выхлопы могли загрязнить атмосферу Земли. Однако даже несмотря на то, что ядерный ракетный двигатель должен нести только одно топливо — жидкий водород в качестве «рабочей массы», — он все равно должен нести свой собственный источник энергии. А во-вторых, его удельный импульс ограничен лишь примерно в четыре раза по сравнению с химическими ракетными двигателями.

Из-за чрезвычайно высокой скорости выхлопа электрический ракетный двигатель имеет очень высокий удельный импульс с точки зрения тяги, создаваемой на единицу веса топлива, расходуемого в секунду. Принцип электроракеты один и тот же, независимо от категории электроракетного двигателя — дугового, плазменного или ионного. Электричество используется для производства заряженных частиц, таких как электроны или ионы, которые затем разгоняются до очень высоких скоростей электромагнитными или электростатическими полями и выбрасываются из ракетного двигателя для создания тяги. Но электрические ракеты не генерируют большой тяги и должны работать в вакууме. На сегодняшний день электрические ракетные двигатели используются на спутниках и пилотируемых космических кораблях в качестве двигателей управления ориентацией, поскольку для этого применения не требуется большая тяга. Электрические ракеты будут использоваться как в кораблях Deep Space Freighter программы SPS, так и на самих блоках SPS, чтобы обеспечить управление ориентацией больших фотоэлектрических батарей. Здесь опять же высокая тяга не желательна и не требуется, но необходима высокая эффективность. И, в отличие от химических ракетных двигателей, электрические ракетные двигатели, которые будут использоваться в программе SPS, не требуют, чтобы все их запасы энергии переносились в виде топлива; они могут получать энергию непосредственно от самого Солнца через солнечные батареи СЭС.

Это делает электрическую ракету очень эффективной для использования в дальнем космосе после установки системы SPS.

Полет в дальний космос с орбиты на орбиту в системе Земля-Луна не требует ракетных двигателей большой тяги; для этого просто требуется устойчивая, постоянная, высокоэффективная тяга, такая как у электрического ракетного двигателя. На самом деле полет в дальний космос с постоянной электрической ракетной тягой, даже при ускорении, составляющем долю одной g, может привести к тому, что время полета будет значительно короче, чем обычно рассматриваемый вид полета на ракете — после короткого периода высокой тяги следует длительным периодом полета по инерции, заканчивающимся заключительной короткой фазой полета с большой тягой, чтобы соответствовать скорости с пунктом назначения.

Электрические ракеты до настоящего времени ограничивались такими прозаическими задачами, как управление ориентацией, поскольку существовала серьезная техническая проблема обеспечения электрических ракет маломассивным высокоэффективным источником электроэнергии в космосе.

СЭС обеспечивает такой источник энергии.

SPS также означает, что дальний космический корабль не должен нести с собой источник электроэнергии, только небольшое количество реактивной массы, такой как аргон или что-то еще, что электрический ракетный двигатель использует для производства заряженных частиц, которые ускоряются для производства толкать.

Кроме того, может быть предоставлено лот электроэнергии, что позволит использовать гораздо более мощные электрические ракетные двигатели, чем это было возможно ранее.

До сих пор мы рассматривали спутник солнечной энергии только как источник энергии для Земли. Но та же технология и тот же дизайн могут быть использованы и будут использоваться в качестве космического источника энергии. Мы ссылались на прогноз о том, что промышленность начнет перемещаться в космос в начале 21 века из-за обильной и дешевой энергии, доступной в космосе из системы SPS. Это означает, что некоторые блоки SPS будут направлять свои энергетические лучи не на ректенны на Земле, а на ректенны в космосе.

И вместо одного СПС, проецирующего одиночный луч мощности, он будет проецировать несколько из множества передающих антенн на большое количество более мелких космических ректенн, установленных на космических объектах. . . и на космических аппаратах, приводимых в движение электрическими ракетами.

Естественно, нет абсолютной необходимости в использовании большой централизованной системы, такой как SPS. Солнечная электрическая энергия может быть получена космическими аппаратами и космическими аппаратами от крупных фотоэлектрических коллекторов, встроенных в их конструкцию. Просто большая установка SPS более эффективна и будет обеспечивать энергией космические объекты и транспортные средства с меньшими затратами, по крайней мере, в системе Земля-Луна в первые годы 21 века.

Теперь корабли для дальнего космоса могут выходить на лунную орбиту, неся только одно рабочее топливо — и не очень много — для своих электрических ракетных двигателей. Систему можно построить сегодня, но эксплуатировать ее можно будет только в космосе после того, как система СПС станет частично реальностью. Блок SPS будет иметь небольшую управляемую передающую антенну. Космический аппарат будет нести собственную ректенну — и он может быть намного меньше и использовать луч мощности с более высокой плотностью, который возможен для использования на Земле, — а также пилотный луч, который будет сообщать SPS, где находится корабль, куда и как направить. отдельный луч, обеспечивающий электроэнергией корабль.

Это также означает несколько блоков СЭС — вероятно, первоначально изготовленных из земных материалов, но позже построенных из внеземных материалов — которые предназначены для обеспечения электроэнергией исключительно космических объектов и транспортных средств.

Доступность дешевой солнечной электроэнергии также делает возможным использование нескольких других типов двигательных установок. Это включает в себя тот, который вообще не использует какой-либо массы топлива .

Первое предложение использовать катапульту для движения корабля в космосе, вероятно, обсуждал не кто иной, как французский писатель Жюль Верн в своей книге 9.0029 De la Terra a la Lune , ( From the Earth to the Moon ), впервые опубликованная в 1870 году. Хотя книга Верна не была первой, в которой говорилось о путешествиях в космосе, она была первой, написанной с использованием известных наука и техника дня как его фон. Катапультой Верна была огромная пушка Columbiad . Космический корабль, запущенный Columbiad , не имел двигательных установок; всю энергию для полета вокруг Луны сообщал метательный заряд пушки, фульминат нитроцеллюлозы, названный Верном «пироксилом». Columbiad — космическая катапульта.

Роберт А. Хайнлайн в своем рассказе 1947 года Saturday Evening Post «Космический жокей» и в своей новелле 1949 года «Человек, который продал Луну» предложил использовать электрическую катапульту, движущуюся по поверхности Земли. вверх по восточной стороне Пайкс-Пик в Колорадо в качестве средства устранения необходимости в двухступенчатом шаттле Земля-орбита в пользу шаттла SSTO, запускаемого с помощью катапульты. В своем романе 1966 года «Луна — суровая госпожа» Хайнлайн постулирует использование и последствия использования солнечной электрической катапульты на поверхности Луны.

Тем не менее, космические катапульты не привлекали пристального внимания до тех пор, пока доктор Джеральд К. О’Нил не стал участвовать в своей работе по колонизации космоса в Принстонском университете в начале 1970-х годов. Доктор О’Нил обнародовал концепцию «двигателя массы», солнечной электрической космической катапульты, которую можно было бы использовать как на лунной поверхности, так и в глубоком космосе. С 1976 года д-р О’Нил и его коллеги в Принстоне проводили дополнительные исследования по «двигателю массы», основанному на устоявшейся технологии линейного электродвигателя или последовательного соленоида, которые широко используются в промышленности. на протяжении десятилетий. Сегодня защитники космоса используют термин «двигатель массы», большинство из них не знает, что это старая концепция.

Возможно, самая большая разница между историческими космическими катапультами и массовым двигателем доктора О’Нила заключается в размере и частоте запуска полезной нагрузки. Классические космические катапульты предназначены для запуска многотонных космических аппаратов или грузовых полезных грузов, как катапульты, используемые для запуска самолетов с военных кораблей. Массовый двигатель доктора О’Нила запускал полезные грузы весом около 2 кг каждые несколько секунд в постоянном потоке к месту назначения.

Самая большая проблема с космическими катапультами и массовыми двигателями заключается не в энергии, необходимой для их работы, эта энергия будет легко доступна из системы SPS. Это вопрос управления полезной нагрузкой катапульты, когда она достигает места назначения, особенно если у этой полезной нагрузки нет бортовой двигательной установки. Катапульта Земля-орбита, запускающая шаттл SSTO, не имеет этой проблемы, потому что у шаттла SSTO есть движущая энергия, чтобы совпадать с орбитами его назначения на НОО. Катапульта на поверхности Луны, предназначенная для доставки на Землю беспилотных полезных грузов, не имеет такой проблемы, потому что полезная нагрузка или ее контейнер могут быть спроектированы так, чтобы замедляться при входе в атмосферу и приземляться в океане. Но везде, где космическая катапульта или массовый двигатель могут быть рассмотрены для использования в первые годы их развертывания, возникает проблема захвата полезной нагрузки.

Беспилотная полезная нагрузка любого размера без двигателя, запущенная с орбиты на орбиту или с поверхности Луны на орбиту, просто возвращается на стартовую площадку, если в нужное время и в нужном месте на ее траектории к ней не будет приложено дополнительное изменение энергии. Это как пушечный снаряд. Это как пилотируемый снаряд, запущенный из «Колумбиады» Жюля Верна .

Технически проблема подхвата полезной нагрузки или придания ей изменения энергии может быть решена. Доктор О’Нил разработал улавливатель для своих двухкилограммовых двигателей. С обильной энергией, доступной от системы SPS, существует несколько подходов, которые можно использовать для передачи изменения энергии беспилотной полезной нагрузке без двигателя, чтобы позволить ей прибыть в место назначения в космосе с нулевой разницей скоростей между ней и местом назначения.

Одно из самых интересных потенциальных решений исходит от чего-то, что было детищем доктора Артура Кантровица, ранее работавшего в AVCO, а теперь работающего в Инженерной школе Тайера в Дартмутском колледже. Это также интересная потенциальная силовая установка для использования в любом месте во Внутренней Солнечной системе, где может использоваться энергия системы SPS на околоземной орбите.

Доктор Кантровиц предложил концепцию ракеты, работающей от лазера, в конце 1970-х годов, когда многие люди обсуждали потенциал мощных лазеров, разрабатываемых для возможного использования в военных целях.

Лазерная ракета будет использовать остро сфокусированный луч энергии высокоэнергетического лазера, установленного в качестве стационарного объекта на планетарном теле или в космосе. Лазерный луч будет направлен на заднюю часть космического корабля, где энергия луча испарит твердый материал, чтобы получить газообразную реакционную массу, которая будет выброшена из корабля наподобие ракеты. По своей концепции это похоже на электрическую ракету с питанием от SPS, за исключением того факта, что лазерная ракета будет проще и устранит многие этапы преобразования энергии электрической ракеты SPS.

Из-за способности лазера генерировать энергетический луч, который может быть точно сфокусирован, что предотвращает рассеивание луча на большие расстояния и увеличивает возможность получения большей части энергии луча на экстремальных расстояниях, лазерная ракета предлагает большие перспективы в качестве двигательной установки для использования на начальных этапах эксплуатации планетоидного пояса для внеземных материалов. Энергия для мощного лазера на околоземной орбите, конечно же, будет поступать от блока SPS. Лазер мог бы обеспечивать энергией космический аппарат вплоть до пояса планет и, возможно, до планеты Юпитер. Фактически, такой лазерный метод распыления энергии на большие расстояния можно было бы использовать для обеспечения необходимой энергией от установленных объектов на околоземной орбите пилотируемых объектов и транспортных средств по всей Внутренней Солнечной системе в течение первых десятилетий 21 века.

Излучение лазерной энергии может, в конечном счете, быть оптимальным методом для передачи энергии SPS на поверхность Земли.

Опять же, мы обнаруживаем, что имеем дело с «системой начальной загрузки» — становится возможным строить системы на системах для создания синергетического умножения возможностей, выходящих далеко за рамки того, чего мы могли бы достичь с помощью одной системы.

Благодаря энергии, доступной от расширенной системы SPS на геостационарной околоземной орбите, мы теперь можем производить энергию для собственного использования в любом месте во Внутренней Солнечной системе. Это значительно облегчит перемещение из точки в точку в пространстве и значительно облегчит содержание населенных пунктов там, где мы хотим их разместить.

Мы только что расширили наше представление об энергии и ее отношении к социальной организации от ее первоначального земного применения. Мы распространили его на Солнечную систему. Там, где у нас есть энергия, люди могут жить и работать. Там, где у нас есть энергия, мы можем путешествовать. Там, где у нас есть энергия, мы можем изменить естественный порядок вещей, чтобы сделать его более полезным для нас как людей.

Благодаря силовым установкам, которые стали возможными благодаря системе SPS на околоземной орбите, и, как следствие, тому, что мы сможем путешествовать и работать в любой части Внутренней Солнечной системы, где можно использовать солнечную энергию, до того, как 21-й век исполнится половину мы достигнем точки, когда нам больше не придется зависеть от блоков SPS на ГСО в плане энергии, направляемой на Землю.

Мы сможем построить чрезвычайно большие спутники на солнечной энергии в точках либрации Земли и Солнца, откуда они смогут передавать энергию системе Земля-Луна.

Точка либрации — это «специальное решение» старой «задачи трех тел» небесной механики. Сэр Исаак Ньютон в своем классическом изложении законов движения и тяготения 1687 года, Principia , показал нам решение проблемы гравитационного взаимодействия двух тел. Но не существует известного общего математического решения поведения трех небесных тел таких размеров, что их индивидуальные гравитационные поля влияют на другие тела в системе трех тел. Однако есть пять «особых решений» задачи трех тел.

На рис. 1 показана система Земля-Луна в масштабе. Расположение геостационарной орбиты показано, чтобы мы могли получить некоторое представление о расстояниях, но требуется , а не энергии и времени перемещения. В системе Земля-Луна есть пять точек, в которых другой объект, начиная от небольшого спутника и заканчивая небесным телом размером с Луну, может находиться на теоретически местоположении и сохранять свое положение как по отношению к Земле, так и по отношению к Луне. В этих пяти местах гравитационные поля всех трех тел находились бы в равновесии.

Рисунок 1

Эти пять мест известны как «точки либрации». На самом деле, это регионы, а не точные местоположения. Они также известны как «точки Лагранжа» в честь Жозефа Луи Лагранжа (1736–1813), французского геометра и астронома, впервые предложившего это специальное решение задачи трех тел.

Первая точка Лагранжа, обозначенная на рисунке как L-1, расположена на линии между Землей и Луной и примерно в 76 000 км от Луны. Вторая точка Лагранжа, L-2, также расположена на линии от Земли до Луны, но находится примерно в 71 000 км от орбиты Луны. Третья точка Лагранжа, L-3, находится на линии Земля-Луна, но расположена на лунной орбите на расстоянии 180 градусов от Луны на другой стороне Земли.

Первые три точки Лагранжа «нестабильны» — любой объект, помещенный в эти точки Лагранжа, в конечном итоге будет отклоняться от них из-за того, что орбита Луны не совсем круглая, и из-за гравитационного притяжения Солнца.

Но это не относится к четвертой и пятой точкам Лагранжа, L-4 и L-5. Четвертая точка Лагранжа расположена на лунной орбите на 60 градусов впереди Луны, а пятая точка Лагранжа также находится на лунной орбите, но на 60 градусов позади Луны. L-4 и L-5 равны стабильны точек либрации и также известны как «Троянские точки». Мы знаем, что L-4 и L-5 стабильны, благодаря открытию троянских планетоидов (названных в честь героев гомеровской Илиады ) в точках L-4 и L-5 на орбите Юпитера вокруг Солнца. Троянские планетоиды, очевидно, были там долгое время. Таким образом, Троянские точки являются сверхстабильными точками , но они не являются единственными стабильными орбитальными точками даже в системе Земля-Луна.

Технически было бы возможно вывести любое количество объектов на лунную или любую другую орбиту и заставить их оставаться на месте в течение длительного периода времени — в некоторых случаях сотни лет или более — с лишь незначительной корректировкой орбиты с помощью электрических подруливающие устройства. Любое количество спутников может занимать заданную орбиту; кольца Юпитера, Сатурна и Урана тому доказательство. (У Земли нет колец; доктор Клайд В. Томбо доказал это в ходе своих обширных поисков малых естественных спутников Земли в 1953-1959.)

Как подразумевается, лагранжевы точки либрации существуют для каждого крупного тела в Солнечной системе, а также для каждой орбиты планеты-спутника. В системе Солнце-Земля есть эквивалентные точки Лагранжа, наиболее устойчивыми (из-за огромной массы и сильного гравитационного поля Солнца) являются троянские точки Солнце-Земля. Существуют меркурианские троянские точки, венерианские троянские точки, аэрейские троянские точки и т. д.

Троянские точки во Внутренней Солнечной системе будут заняты в первой половине 21-го века. Среди многих вещей, которые будут расположены в различных Троянских точках, есть спутники солнечной энергии очень большого размера, изготовленные из внеземных материалов и посылающие свою энергию в различные места с помощью радио- и лазерных лучей.

Троянские точки в системе Солнце-Земля являются привлекательными в качестве местоположений для таких крупных модулей SPS, поскольку отношения между Солнцем и SPS, а также между Землей и SPS остаются достаточно постоянными. Это означает, что Trojan Point SPS не нужно постоянно переориентировать, чтобы его фотоэлектрические панели были направлены на солнце, а его передатчик энергии был направлен на прямую антенну потребителя.

Система Trojan Point SPS 21 века сегодня остается только мечтой. Но к 2050 или 2060 году такая система могла бы снабжать систему Земля-Луна любой необходимой энергией от блоков SPS в троянских точках Земля-Луна. Дополнительная энергия будет поступать от блоков SPS в двух местах Троянской точки Солнце-Земля. Система SPS Trojan Point также будет включать блоки, чья работа заключается в обеспечении энергией в полете космических аппаратов через силовые лучи, и эти предназначенные для транспортировки блоки SPS будут иметь несколько передающих антенн или использовать одну антенну со специальной фазирующей схемой.

(Конструкция антенны граничит с черной магией, хотя это очень надежная технология, основанная на математических основах. Можно заставить антенны выполнять ряд фокусов в зависимости от их конструкции. Например, одна антенна может передавать на несколько приемных устройств. , причем каждый приемник освещается отдельным лучом антенны. А поскольку хорошая передающая антенна является также хорошей приемной антенной, одна антенна может использоваться для обеих целей путем мультиплексирования или быстрого переключения.)

Все, что необходимо, это быть готовым пойти на риск, потратить капитальные ресурсы, организовать усилия и начать в десятилетие 1980-х годов разработку, необходимую для проверки основных технологий первой системы SPS на геостационарной орбите. . Как только мы начали эту задачу, чтобы решить энергетический кризис, последствия настолько привлекательны, а потенциалы настолько огромны, что вся Внутренняя Солнечная система открывается для использования человечеством.


Космическая энергетика:     Содержание

Нетрадиционные ракетные двигатели — ядерная тепловая тяга

Введение

Концепция ядерной тепловой тяги

Ядерная тепловая тяга концептуально аналогична солнечному тепловому движению, за исключением источника тепла на солнечной энергии. В ядерных тепловых двигателях тепло, выделяющееся при ядерном делении, используется для сжигания топлива.

Концепция

На фундаментальном уровне все ядерные реакторы превращают ядерную массу м в энергию E согласно E = mc² , где c — скорость света. Деление – это процесс, при котором нейтроны поглощаются топливным материалом. Делящееся топливо, обычно уран или плутоний, преобразует процент своей массы в энергию, когда его ядра расщепляются нейтронами. Возбуждение атомов топлива производит тепловую энергию, которая затем используется для нагрева топлива. Нагретое топливо проходит через активную зону ядерного реактора и расширяется через сопло ракеты, создавая тягу. Для получения большего импульса и эффективности необходимы более высокие температуры в активной зоне реактора. Кроме того, низкая молекулярная масса пропеллента приведет к большему расширению пропеллента, что, в свою очередь, создаст большее давление в сопле. Таким образом, водород в основном используется в качестве топлива. Эффективно ядерная тепловая двигательная установка может производить 10 7 В раза большая плотность энергии, чем у химической двигательной установки.

Классификация: твердое ядро, жидкое ядро ​​и газовое ядро ​​

Существует 3 различных типа ядерных тепловых двигателей. Это твердое ядро, жидкое ядро ​​и газовое ядро.

Твердое ядро, возможно, является наиболее распространенным из-за простоты реализации. Очевидно, ограничения таких сердечников заключаются в температуре плавления материала, из которого они изготовлены. В настоящее время нам не известны материалы, способные противостоять теплу, выделяемому топливом, работающим на максимальной мощности. Таким образом, можно ожидать, что такие ядра будут генерировать импульсы до 900 с.

Двигатель с жидкостным сердечником, в котором используется вращающийся твердый цилиндр, может использоваться для удержания топлива при более высокой температуре. Индуцированная центростремительная сила прижимает топливо, имеющее более высокую молекулярную массу, чем топливо, к цилиндрической стенке. Когда топливо плавится и нагревается до температуры выше температуры плавления цилиндра, внутренняя цилиндрическая стенка естественным образом плавится. Изюминка этого двигателя заключается в центростремительной силе, которая удерживает расплавленный слой неповрежденным. Кроме того, охлаждающая жидкость, текущая по внешней стороне цилиндра, предотвращает расплавление всего цилиндра. Таким образом, топливо можно довести до более высокой температуры, чем в твердом сердечнике, и вытолкнуть топливо с большей силой. Двигатели с жидкостным сердечником могут достигать гораздо более высокого удельного импульса — 1600 с.

Двигатель с газовым сердечником представляет собой разновидность двигателя с жидким сердечником. Газообразное урановое топливо производится в центре реактора, окруженного водородом. Это связано с быстрой циркуляцией жидкости. Температура активной зоны реактора может достигать десятков тысяч градусов, поскольку топливо не соприкасается со стенками реактора.

Производительность

Ядерный тепловой двигатель обеспечивает больший удельный импульс по сравнению с химическим двигателем. Удельные импульсы в 800 с, получаемые ядерным тепловым двигателем с использованием твердого ядра, в два раза больше, чем у его химического аналога. Больший удельный импульс и меньшая молекулярная масса топлива увеличивают тяговую силу на единицу расхода топлива. Поскольку те же характеристики можно получить при уменьшенной массе топлива, большая масса полезной нагрузки может быть доставлена ​​в космос с помощью ядерной тепловой системы. Тогда космический корабль сможет достичь более быстрого перехода на орбиту, что сведет к минимуму время в пути до места назначения.

Ядерные тепловые двигатели предназначены не для ускорения полезной нагрузки в космосе, а для работы в космическом вакууме. Поэтому требуется дополнительная защита, чтобы предотвратить рассеяние излучения от атмосферы и обратно на полезную нагрузку, что будет препятствовать правильной работе двигателя во время запуска.

Кроме того, в случае отказа атмосферной или орбитальной ракеты неизбежен выброс опасных радиоактивных материалов в окружающую среду. Однако экологические риски невелики. Потребуется более сотни неудачных запусков, чтобы вызвать такой же уровень активности деления, как затонувшая атомная подводная лодка.

Заявки

В 1955 году в Лос-Аламосской национальной лаборатории был запущен проект «Ровер». Цель состояла в том, чтобы разработать твердотопливную ядерную тепловую ракету, использующую жидкий водород в качестве топлива. Затем были разработаны различные системы. Один из них способен обеспечить тягу в 200 000 фунтов, а другой — удельный импульс 845 с.

В 1963 году была инициирована американская ракетная программа NERVA для проведения экспериментов по использованию ядерных тепловых двигателей для дальних пилотируемых космических полетов. Цель состояла в том, чтобы построить работающий ракетный двигатель на основе ядерного реактора на основе графита, который был построен во время проекта Rover. Проект был чрезвычайно успешным, и он проверил практические эксплуатационные возможности ядерной тепловой ракеты.

Однако в 1973 году эти программы были остановлены по ряду политических, технических и бюджетных причин.

Будущие разработки

Схематическое изображение двигателя Rubbia

В 1990-х годах лауреат Нобелевской премии Карло Руббиа открыл редкий изотоп трансуранового элемента америция (Am-242m).
Сравнительное преимущество Ам-242м перед изотопами урана или плутония заключается в его химических свойствах. Благодаря более низкой критической массе он может быть изготовлен в виде тонких листов толщиной менее 1 мкм. Это позволяет продуктам деления легко ионизироваться и покидать топливный элемент. Также было доказано, что для производства огромного количества энергии достаточно деления небольшого количества Am-242m. Такая способность упаковать большой удар в легком и компактном топливе позволяет сделать ядерный генератор меньшего размера и легче. Использование такого генератора в ядерной тепловой силовой установке позволит распределить больший вес полезной нагрузки, значительно повысив эффективность. Подсчитано, что импульсы таких ракет составляют поразительные 2000–4000 с, доставляя человека на Марс всего за 2 недели!

В 1999 году Руббиа предложил внедрить Am-242m в космическую ракету для нагрева ракетного топлива. Такая ракета будет способна совершить полноценный межпланетный полет. Этот двигатель может появиться в ближайшие 20 или 30 лет.

Сравнение с обычными ракетными двигателями

Ядерные тепловые двигатели более выгодны по сравнению с обычными системами с точки зрения движущей силы, поскольку ядерные реакции могут производить большое количество энергии из небольшой массы материала.

В приведенной ниже таблице показано сравнение между обычным химическим двигателем, ядерным тепловым двигателем и будущим двигателем Rubbia.

Сравнение обычных химических, ядерных тепловых двигателей и двигателей Rubbia

Заключение

Для сравнения, ядерные тепловые двигатели обладают множеством преимуществ по сравнению с обычными двигателями. Более высокие импульсы, более низкая потенциальная тяга, среди прочего, сделают этот двигатель гораздо более привлекательным вариантом, чем обычные. Его плотность тяги также низка, что дает ему легкость подъема на орбиту Земли — черта, которой обладают немногие другие нетрадиционные ракетные двигатели. Самое приятное, что нет принципиальных технологических препятствий для создания космического корабля с ядерным тепловым двигателем.

Однако из-за множества политических и бюджетных проблем в 70-х годах космические агентства с тех пор отложили все планы по развитию этого двигателя. Будем надеяться, что такое отвращение к ядерным двигателям исчезнет после открытия америция. С тех пор было доказано, что двигатель Rubbia подходит для выполнения миссий. Мы надеемся, что эта новая технология возродит искру в ядерных тепловых двигателях и даст им заслуженное оправдание.

Библиография

  1. Акчеттура, А., и Ферретти, А., «PROPULSION 2000 PROGRAM, Phrase 1», Final Rep., AVIO, Коллеферро (Рим), Италия, NTEPRP 10000, ноябрь 2000 г.
  2. Клаудио Бруно. «Передовые двигательные установки и технологии. Сегодня до 2020 года», Американский институт аэронавтики и астронавтики, Inc, 2008 г.
  3. Дарвар, Дж. А., На край Солнечной системы: история ядерной ракеты, Univ. Press of Kentucky, Lexington, KY, 2004.
  4. .

  5. «Ядерная тепловая ракета», Википедия,
  6. «Ядерный двигатель», Марсианская академия,
  7. Милтон Кляйн, «Ядерная тепловая ракета — признанная технология космического движения»