Вначале, как и положено, о России. И о Марсе, лунной базе и тяжёлых ракетах носителях. Можно, как вариант, почитать интервьюведущего конструктора проекта «Энергия — Буран» Владимира Бугрова, опубликованное в газете «Завтра», которое призывает к созданию своей программы освоения дальнего космоса, а можно узнать, что, со своей стороны, «Роскосмос» по-прежнему говорит о сотрудничестве с НАСА как в деле продолжения проекта МКС, так и в деле разработки некоей «дорожной карты» для осуществления планируемого полёта на Марс.
Насколько же сейчас самостоятельны Россия и США в деле создания собственных проектов по освоению дальнего космоса? И что требуется на сегодняшнем этапе развития космонавтики и космических технологий, чтобы сделать эти проекты реальностью?
Первым компонентом для освоения дальнего космоса, расположенного от достаточно близкой к нам лунной орбиты и до самых отдалённых пределов Солнечной системы, безусловно является сверхтяжёлая ракета-носитель. Уже даже ракета-носители современного «тяжёлого» класса («Протон», «Ангара А5», «Дельта IV», «Ариан-5»), могущие легко закинуть на геостационарную орбиту груз в 4-7 тонн, оказываются сугубо недостаточными для целей освоения «настоящего», дальнего космоса. Специфику нынешнего этапа работ по сверхтяжёлым носителям в США и, отчасти, в России я рассмотрел в недавней статье, приведу здесь лишь основные выводы.
Россия, при варианте совершенствования ракеты «Ангара А5» может получить носитель, способный выводить на низкую околоземную орбиту (НОО) груз в 35 тонн, а в перспективе, возможно, даже 50 тонн — в случае осуществления возврата к криогенным компонентам топлива (кислород-водород), которые использовались в комплексе «Энергия — Буран». США, в случае осуществления своей амбициозной программы SLS, смогут обеспечить выведение на НОО груза в 70 тонн, а при проведении совершенствования системы SLS — и до 130 тонн.
Хочу сказать, что и возможные высоты российской «Ангары», и проекты по американской системе SLS — не более, чем попытка нового штурма уже давным-давно достигнутых вершин в ракетостроении. Вот и не верь после этого в «белых слонов», которых «трудно найти, легко потерять и невозможно забыть».
Создававшаяся в 1960-е годы в США для штурма Марса сверхтяжёлая ракета «Нова» должна была иметь 8 двигателей F-1 на первой ступени и выводить на НОО полезную нагрузку в 210 тонн.
Нынешние 130 тонн перспективного и модернизированного SLS — это всё те же 130 тонн «Сатурна V» родом из седых 1960-х. Ну а если вы сторонник «луносрача», то 50 тонн пока что запроектированной «Ангары А7» — это гораздо меньше 100 тонн королёвской Н-1Ф или глушковской «Энергии». Говорить о принципиально осуществимых ракетах «Нова» («Сатурн VIII»), УР-700 или «Вулкан» даже не буду — иначе нынешние «успехи» НАСА и «Роскосмоса» на фоне тех задумок покажутся уж совсем жалкими...
Проект советского ракета-носителя «Вулкан» предполагал оснащение «Энергии» восемью разгонными блоками и позволял бы выводить на НОО груз в 170 тонн.
Хорошо, скажет настойчивый читатель. А зачем нам эти клятые 100 тонн на низкой околоземной? Мы как-нибудь потихоньку, помаленьку — да и соберём наш утлый кораблик для полёта к Луне или на Марс. Запуская по 20-30 тонн за один раз!
Отвечаю. Различные концепты освоения окололунного пространства, Луны и Марса требуют для своего осуществления, согласно самым скромным оценкам, массы на околоземной орбите от 150 и до 1600 тонн. Как говорится — не навозишься и не настыкуешься. Даже самые скромные 150 тонн лунной возвращаемой экспедиции требуют для своей сборке на орбите 20-тонными ракетами 7-8 пусков (часть топлива будет неизбежно потрачена на коррекции орбиты, а часть полезной нагрузки надо будет отвести на двигательную установку и на стыковочное устройство).
При этом каждый пуск ракеты-носителя требует сложных и затратных по времени операций по его сборке и проверке — монтажно-испытательный корпус (МИК), как и стартовый стол на космодроме у нас обычно один (иногда МИКи и столы дублируются, но это тоже влечёт за собой неизбежное удвоение капитальных расходов и увеличение операционных бюджетов), что не позволяет запускать ракеты «пачками». Стандартный цикл работы любого космодрома — инспекция и восстановление стартового стола, сборка новой ракеты, проверка её в МИКе, вывоз на позицию, старт. И так — раз за разом.
Циклопическое здание МИКа американской ракеты «Сатурн V» — на заднем плане фотографии. Американцы любили собирать ракеты «стоя», СССР и Россия — «лёжа».
Сделать этот цикл равным дням обычно не получается — на все операции необходимы недели а иногда — и месяцы. В итоге сборка даже достаточно простого лунного корабля, даже если не учитывать все вопросы надёжности самих стыковок и сборочных процедур на орбите, затягивается на месяцы, а то и на годы. Напомню, что процесс создания самого крупного современного искусственного спутника Земли — международной космической станции, несмотря на отработанность процедур стыковки и запуска стандартными ракетами, всё равно затянулся на три года (1998-2001 год), а окончательно был завершён только в 2006-2007 годах, через девять лет после запуска первых модулей МКС.
В результате чего уже к моменту начала полёта к Луне или к Марсу, в условиях сборки межпланетного корабля на орбите, несмотря на многочисленные проверки, что-то на наиболее старых модулях корабля может отвалится/деградировать/выйти из строя, после чего на надёжности миссии можно будет поставить жирный крест. Тем более, что в отличии от МКС, быстро доставить к Луне или к Марсу вышедшую из строя деталь будет уже не так уж просто, как в случае МКС.
Модель корабля «Мавр», который разрабатывали в 1960-х годах в СССР для осуществления облёта Марса и Венеры. Масса корабля — около 75 тонн. С учётом современных поправок — до 150 тонн.
Приведу пример, взяв в качестве иллюстрации проект межпланетного пролётного корабля ТМК, который в нескольких вариантах разрабатывался в СССР в 1960-е годы. Тогда в качестве необходимой массы для такой, достаточно простой экспедиции предполагалась весьма скромная оценка в 75 тонн. Срок экспедиции планировался от 680 до 1100 суток, в зависимости от выбранной схемы полёта. Наименьшее время полёта мог обеспечить корабль «Мавр» («МАрс-ВенеРа»), который бы обеспечивал возвращение на Землю за счёт дополнительного гравитационного манёвра в поле тяготения Венеры, после пролёта Марса. Высадка на Венере или Марсе предусмотрена не была, экипаж ТМК состоял из трёх человек.
С учётом нынешних знаний о солнечной активности, безопасности и резервирования систем и требований к длительным космическим полётам в состоянии невесомости — достаточно оптимистическая оценка потребной массы ТМК должна была бы увеличина как минимум вдвое.
Такую массу можно было бы обеспечить одним-единственным запуском сверхтяжёлой ракеты «Вулкан». А вот для сборки такого корабля на орбите «Протонами» потребовалось бы в современных условиях не меньше года и 8 пусков ракет. И это в варианте, если «Протоны» будут запускать в космос только элементы межпланетного корабля — и ничего более, забыв о спутниках связи или других грузах на НОО.
В случае же начальных прикидок касательно межпланетного корабля с возможностью посадки спускаемого аппарата на Марсе — или же создания постоянной обитаемой базы на Луне, потребная масса корабля и топлива для него (или же материалов для постойки базы на Луне) очень быстро карабкалась в район сотен, а то и тысяч тонн груза на околоземной орбите, что сразу же ставило перед «обычными» ракетами практически невыполнимую задачу: обеспечить десятки и сотни пусков таких немаленьких ракет за год оказывалось достаточно сложной задачей.
Лучше всё-таки было «расшить» игольное ушко вывода грузов в космос с поверхности Земли. Тем более, что особой альтернативы надоевшим хуже горькой редьки, но по-прежнему единственным пригодным для старта с Земли химическим ракетам как не было, так и нет. Как я уже сказал выше, 130 тонн американской SLS (или же 50 тонн российской «Ангары А7») остаются пока что максимально возможным достижением, которым может похвастаться человечество в начале XXI века, спустя почти что 60 лет после начала освоения космического пространства.
Химические монстры-переростки типа концепта Boeing LEO так и остались лишь в чертежах. Ну и слава богу. Стартовать они должны были из искусственных озёр диаметром в 5 километров — ракету весом в 10 000 тонн не выдержал бы ни один стартовый стол.
И, следовательно, в рамках этого ограничения и надо будет планировать создание будущих космических кораблей для освоения дальнего космоса — надеяться на значительное увеличение мощности ракет-носителей уже не приходится. Поскольку строить ракету под одну-единственную задачу сейчас становится неподъёмной роскошью даже для ведущих космических держав.
И, как следствие, к жизни пробуждаются проекты полётов на Луну и на Марс, основанные на ином прочтении межпланетного полёта — и посадки и взлёта с Марса. Которые могли бы легко уложится в массу всего лишь нескольких сотен тонн, что уже будет достижимым весом для современных и перспективных сверхтяжёлых ракет.Продолжение следует. * * *
В прошлой части моего рассказа о сегодняшнем штурме далёкого космоса человечеством — всеми вместе и каждой страной по отдельности, меня спросили, в общем-то, об очевидном: «Если уж лететь в космос по-взрослому, то почему мы так зацикленны на этих ракетах на химическом топливе?» Ну и, подспудно, понятное дело, прозвучало: «А нет ли у нас в запасе неких альтернатив, которыми мы можем как-то скомпенсировать дороговизну и маломощность наших пороховых и керосиновых шутих?»
Рассказываю. Можем. Но только усилия для большинства этих проектов потребуются именно что от «всех вместе», но никак не от каждого по отдельности, в рамках его собственного «лунного посадочного модуля, с преферансом и поэтессами». Но каждый из этих проектов сулит нам доступность космоса на уровне полёта на современном аэробусе из Москвы в Нью-Йорк. Да, дорого и непросто. Но отнюдь не невозможно.
В чём смысл проблемы гравитационного колодца Земли — я уже детально разбирал в одной из статей прошлого журнала. Вкратце, если ещё раз вынести сюда суть проблемы, то при старте с поверхности Земли космическому кораблю надо решить сразу четыре задачи (ограничения по задаче №3 для пилотируемого и непилотируемого старта различны, хотя для вывода людей на околоземную орбиту они, в общем-то, гораздо строже). Вот суть этих четырёх ограничений:
1) обеспечить достаточную тягу основных двигателей ракеты, для того, чтобы она хотя бы оторвалась от Земли и поборола постоянно действующую на него гравитационную помеху; 2) не разрушить конструкцию ракеты интенсивным трением о нижние слои земной атмосферы; 3) не угробить экипаж ракеты или груз чрезмерным начальным ускорением, которое позволяет хоть как-то минимизировать время действия на ракету гравитационной и атмосферной помехи; 4) ну и хоть как-то обеспечить минимально возможный расход реактивной массы на решение задач по пунктам 1-3.
Из существующих и доведенных до сколь-либо вменяемого технического и инженерного состояния систем этим условиям соответствуют ракеты на химическом топливе, в которых горючее и окислитель в рамках химической реакции реально «сгорают», обеспечивая резкое повышение температуры в камере сгорания ракетного двигателя и столь же катастрофическое расширение образовавшихся в результате химической реакции продуктов сгорания. Поскольку камера сгорания открыта в ракетном двигателе в сторону сопла, дальше процесс уже понятен: расширяющиеся нагретые газы, ведомые градиентом давления, попадают в сопло ракетного двигателя и с помощью специально подобранной формы стенок ракетного сопла — формируют реактивную струю, которая и движет ракету в направлении, противоположном установленным соплам. При этом, как понятно из описания, горючее и окислитель кроме выполнения функции «резервуаров энергии» ещё и выступают компонентами для создания так называемой реактивной массы — тех самых нагретых газов, которые при выходе через сопло двигателя формируют реактивную струю ракетного двигателя.
При этом, в общем-то источник нагрева реактивной массы, которым в обычных, привычных нам ракетах высвобождающаяся химическая энергия горючего и окислителя, в целом для концепции реактивного (и его частного случая — ракетного двигателя) совершенно не важен. Нам лишь надо каким-то удобным для нас способом передать свободную энергию реактивной массе, а потом превратить её из теплового движения молекул реактивной массы в упорядоченное, кинетическое движение.
При этом, в общем-то, совершенно непринципиально, чем вы нагрели реактивную массу — сжиганием керосина в кислороде или же простым нагревом совершенно инертного гелия, например, в активной зоне ядерного реактора. Именно по такому пути попрововали пойти в 1960-х годах американцы, когда они просто взяли — и стали устанавливать в основание реактивного сопла ракетного двигателя небольшой ядерный реактор.
Линейка американских ядерных ракетных двигателей — от первого «Киви А» и до предпоследнего, «Феб-2», вскорости после успешного пуска которого программа NERVA и была фактически закрыта.
Американская программа создания ядерного ракетного двигателя (ЯРД) продолжалась с 1952 по 1972 год, успев достичь за 20 лет впечатляющих результатов. Первые двигатели данной программы, служившие скорее испытательными стендами, не могли бы оторвать от Земли даже свою собственную конструкцию — так, экспериментальный ЯРД «Киви А», развивавший тягу около 2 тонн, весил в сборе более 10 тонн только сам, без веса трубопроводов и бака реактивной массы, которой в случае американских ЯРД выступал жидкий водород. А вот последние двигатели программы NERVA, в частности, показанный на рисунке «Феб-2» имел соотношение реактивной тяги двигателя (T) к его массе (W) в пределе от 3 до 4, то есть — при определённых условиях эти двигатели даже можно было рассматривать для старта космического аппарата с поверхности Земли. Максимальная его тяга, которая была протестирована на протяжении около минуты (при полном времени отработки двигателя в 120 минут) составила 113,4 тонны. Сухая масса стендового образца «Феба-2» составляла 34 тонны, полностью заправленный топливом он весил 178 тонн.
При этом реактивная струя нагретого водорода вырывалась из двигателя при температуре от 2000 до 3000 °C, а сам двигатель вырабатывал в этот момент тепловую мощность до 5 гигаватт (что соответствует тепловой мощности такого немаленького реактора, как ВВЭР-1000). Удельный импульс двигателя «Феб-2» составил около 850 секунд, что почти что вдвое превышало удельный импульс лучших ЖРД на паре кислород-водород, которые могли похвастаться удельным импульсом в районе 450 секунд. То есть, при прочих равных условиях, ракета с ЯРД затрачивала бы на то же самое приращение скорости вдвое меньше топлива, нежели ракета с ЖРД! Например, замена кислородно-водородного ЖРД J-2 на третьей ступени лунной ракеты «Сатурн-V» позволяля бы легко поднять полезную нагрузку на НОО для этой ракеты до цифры в 154 тонны, вместо 118 тонн у стандартного «Сатурна-V»!
И, для поддержания ситуации «луносрача», подчеркну, что рабочий экземпляр «Феба-2», при минимальной доводке и модификации способный заменить J-2 на третьей ступени «Сатурна-V», был готов и испытан уже в 1967 году. В общем, если хотите написать эпик на тему «а власти-то скрывают» — копайте в сторону проекта NERVA и его скоропалительного закрытия уже в 1972 году.
Вот достаточно обстоятельный американский ролик, который повествует о шагах американской программы разработки ЯРД по состоянию на момент пика её успехов, в районе 1968 года:
А вот похожий ролик, который рассказывает в той же стилистике и о программе создания ЯРД в СССР:
Как видите — многие идеи конструкции ЯРД были похожими у США и СССР, что и неудивительно — сходство поставленных задач определяло и сходство технических и функциональных решений.
Советский проект твердотельного ЯРД был гораздо более скромным, нежели американская программа NERVA и включал в себя только одну реализованную «в уране и в бериллии» модель — экспериментальный ЯРД РД-0410.
Советский ЯРД был гораздо скромнее своего американского «коллеги», создавая тягу всего в 3,6 тонны и весил при этом тоже гораздо меньше — около 2 тонн, но при этом имел более высокий удельный импульс — около 925 секунд. Мощность советского РД-0410 тоже была небольшой — реактор развивал тепловую мощность «всего лишь» в 196 МВт. Но вот его массово-габаритное совершенство было уникальным — в такой микроскопический по меркам «Киви», а тем более — «Феба» объём советские инженеры смогли уложить всё то, что американцы смогли сделать лишь на двигателе, в десятки раз более мощном и крупном. При этом ресурс РД-0410, подтверждённый испытаниями на Семипалатинском ядерном полигоне, проведенными на полной мощности, составил более 4000 секунд (около 70 минут), что превосходило лучшие достижения американцев с графитовыми зонами своих ЯРД более, чем втрое. Кроме того, высокий удельный импульс советского ЯРД обуславливался тем, что, в отличии от американцев, которые на «Фебе-2» не рисковали постоянно держать температуру в 3000 °C, предпочитая более комфортные условия 2000-2500 °C, советский двигатель по-честному отработал на 3000 °C все 4000 секунд (у американцев подъём температуры на их ЯРД постоянно сопровождался частичным разрушением активной зоны, что и обуславливало низкий удельный импульс их прототипов).
Важно также отметить, что испытания советского ЯРД, в отличии от длительных доводок американских двигателей по программе NERVA, которые даже в конце испытаний продолжали страдать от выноса радиоактивных элементов в реактивную струю двигателя, показали полное отсутствие радиоактивных продуктов из активной зоны реактора в реактивной струе ЯРД. То есть — выхлоп советского ЯРД был ещё и предельно «чистым».
В общем, если резюмировать в целом тему твердотельных ЯРД, которую независимо друг от друга вели СССР и США по обе стороны «железного занавеса» — то получится, что США показал, что можно создавать двигатели мощные и обладающие соотношением T/W в пределе от 3 до 4, а СССР эти двигатели ещё и заставил работать с уникально большим удельным импульсом и на гораздо более высоких температурах.
То есть, соединив наработки США и СССР — уже к 1990-м годам вполне бы можно было создать работающий твердотельный ЯРД с мощностями, превосходящими испытанные в США и с удельным импульсом, достигнутым в СССР.
Ну а теперь, как и положенно... запрещённый приём, поскольку кадр из одноимённого фильма у нас стоит в заглавии статьи. Встречайте: «Трамвай Фаэтона». Приведу тут только словестное описание, благо, все расчёты уже провели до меня, а я лишь дополню картинку теми самыми гипотетическими ЯРД, которые получились у нас в результате скрещивания советского и американского опыта их разработки.
В нашем варианте — это не гипотетические, электро-воздушнореактивные двигатели, а твердотельные ЯРД.
Итак, суть «Трамвая Фаэтона». «Трамвай Фаэтона» — это громадная ЛЭП, которую мы кратковременно поднимаем на высоту около 70 километров, поближе к заветной линии Кармана, где у нас и начинается ближний космос. И с конца этой громадной ЛЭП и уходит в космос наш космический корабль, предварительно разогнавшись на рельсах, идущих вверх и чепая энергию на разгон с самой ЛЭП.
Напомню, линия Кармана расположена на высоте в 100 километров, но уже даже на конце нашего ЛЭП наш разгоняющийся по ней космический корабль может включать свой собственный ЯРД — его энергетики вполне хватит на то, чтобы облегчить нам задачу, решённую в оригинальном анализе у уважаемого antihydrogen.
Допустим, что у нас таки есть такой ЯРД, который американцы уже почти создали для третьей ступени своего лунного носителя «Сатурн V». Разбиение по всем ступеням «Сатурна V» есть у нас вот тут, в наглядной табличной форме. Стартуем мы, понятное дело, к той же самой Луне, и всего нам надо набрать заветные 10 600 м/с скорости. Поскольку у нас вместо старого J-2 на водороде и кислороде на третьей ступени стоит ЯРД, то мы можем потратить где-то вдвое меньше топлива (а точнее, для случая ЯРД — реактивной массы) на вывод полезной нагрузки с оконечной станции «Трамвая Фаэтона» на траекторию полёта к Луне.
Плюс к этому, за счёт использования ЯРД мы можем и снизить требования к самому расчёту ЛЭП — на оконечной станции «Трамвая Фаэтона» нам можно иметь не 7900 м/c первой космической скорости, а всего около 6600 м/с (я просто принял данные по фактической скорости в момент разделения второй и третьей ступени «Сатурн V», коль проект ЯРД на третью ступень «Сатурна» американцы уже считали на полном серьёзе, в реальности, возможно, усовершенствованный ЯРД сможет «подхватить» вывод на орбиту и при меньшей скорости. Это даёт нам 220 секунд разгона космического корабля при комфортных для экипажа 3g. И длину ЛЭП для «Трамвая Фаэтона» в 726 километров, что составляет где-то 3/4 её длины в оригинальном расчёте.
Значит, сверхпроводящего кабеля нам потребуется около 1800 тонн. Кроме того, за каждую секунду в конце разгона нашего «лунного посадочного модуля с преферанссом и поэтессами» надо будет, за счёт нашей хитрости с ЯРД на самом корабле, поднимать уже не 8 километров кабеля, а всего 6. Что, в общем-то, снижает требования по мощности на подъём такого участка кабеля с 15 до 11,25 ГВт. Посчитать вес такого участка тоже легко: сам по себе кабель будет весить около 15 тонн, плюс даже мы будем иметь вес нашего лунного модуля и вес самих подъёмных ЯРД — в любом случае пары-тройки ЯРД с параметрами, лишь немного лучшими, чем параметры американского «Феб-2» вполне хватит на подъём кабеля, самих себя и удержание нагрузки разгоняющегося по ЛЭП лунного модуля. Итого, вдобавок к ЛЭП имеем ещё 240-360 твердотельных ЯРД, которые обеспечивают подъём ЛЭП «Трамвая Фаэтона» на нужную высоту и в нужное для разгона время.
Выглядеть наш гипотетический лунный корабль с ЯРД будет как гибрид перевернутого фуникулера (едущего над проводом ЛЭП), «Спейс Шаттла» (крылья и их подъёмная сила будет полезна как во время подъёма в верхние слои атмосферы, для того, чтобы не перенапрягать наши ЯРД, которые поднимают ЛЭП, так и на случай, если «лунный посадочный модуль с преферанссом и поэтессами» случайно сорвется с провода), и корабля из «Матрицы» (поскольку для замыкания цепи нам нужно как-то избавляться от зарядов, и это можно сделать с помощью термоэлектронной эмиссии, для чего потребуются раскаленные докрасна электроды площадью несколько квадратных метров, из которых в нижних слоях атмосферы будут бить молнии).
Да, понятное дело в таком варианте использования все ЯРД, кроме того, что улетает с кораблём к Луне, являются строго многоразывыми — после использования ЛЭП точно также сажается на землю и готовится к следующему пуску. Из расходов дополнительных к оригинальному концепту (до момента изобретения электрических воздушно-реактивных двигателей) — рабочее тело (реактивная масса) для таких ЯРД. Возможно, кстати, на них и не стоит гнаться за запредельными параметрами на водороде — а обойтись более дешёвым в получении и использовании жидким азотом, пусть даже и с потерей удельного импульса для таких поддерживающих ЛЭП твердотельных ЯРД.
В целом же, как и посчитано по ссылке, такой запуск из гравитационного колодца Земли к Луне будет стоить по электроэнергии всего 200 000 долларов, а основные расходы будут положены на создание многоразовой (по настоящему, без дураков) системы вывода грузов на околоземную орбиту — или куда угодно в близкий или дальний космос.
Из плена земного притяжения можно выбраться — и все технологии для этого, в общем-то, есть у человечества в наличии. И да, кстати. Если мы выводим не людей, а грузы, то никто не мешает «Трамваю Фаэтона» работать и на 10g, что даёт нам 66 секунд на достижение скорости в 6600 м/c, ЛЭП сжимается у нас до 217 километров, а поддерживающих ЯРД нам надо всего около 70 штук.
Как сказал однажды астроном и писатель-фантаст Фред Хойл: «Космос вовсе не так уж далек. До него всего час езды, если только ваш автомобиль способен ехать вертикально вверх.»
И если вы, конечно, яростно хотите туда попасть. * * * alex_anpilogov) 2015-04-1315:18:00
Если вы верите в «невозможное» — можете читать дальше.
В предыдущей статье, для того, чтобы «раскачать» ваше представление о возможном (и невозможном) я сознательно постарался собрать пусковую систему из уже испытанных элементов, просто поменяв стандартные жидкостные ракетные двигатели, которые работают на смеси кислорода и водорода на столь же испытанные и уже созданные в металле в 1960е-1980е годы твердотельные прямоточные ЯРД. А что может нам сулить более резкий выход за границы возможного, когда мы решимся на использование в своих пусковых системах некоторых непроверенных в реальности компонентов, но принцип действия которых мы, в общем-то, досконально представляем, исходя из существующих наработок по технологиям, материалам и испытанным компонентам? Что будет для нас возможным и реализуемым на практике, решись мы на качественный скачок в деле вывода грузов и людей на околоземную орбиту?
Во-первых, предуведомляю сразу — предложенные варианты стартовой системы не единственно возможные. Задача тотального удешевления запуска грузов с Терры принципиально решается массой способов, каждый из которых так или иначе решает всё те же четыре задачи, которые я уже упоминал в прошлой части: обеспечение начальной тяги, преодоление сопротивления и компенсация трения об атмосферу, обеспечение приемлемого ускорения на этапе вывода и сведение приемлемого баланса реактивной массы на предыдущие три задачи.
Во-вторых, давайте ещё раз посмотрим на картинку тех потерь на преодоление гравитационного противодействия Земли и трения о земную атмосферу, которые наглядно изложены в примере старта ракеты «Сатурн V» с поверхности Терры на траекторию полёта к Луне.
Как видите, гравитационные потери наиболее существенны для первых ступеней ракетны-носителя, которые осуществляют вывод ракеты через самые плотные слои атмосферы практически вертикально. Так, для первой ступени «Сатурна V» гравитационная помеха (потеря конечной скорости) составляет 1220 м/с из общего приращения в 3660 м/c (33% или же треть от набранного ступенью импульса!), для второй ступени эта потеря составляет уже 335 м/c от 4725 м/c (всего лишь 7%), а для третьей ступени — и того меньше, всего 122 м/c от 4120 м/c (3%).
Кроме самой неприятной, гравитационной помехи, на начальном участке вывода ракеты на околоземную орбиту также присутствуют достаточно небольшие, но неприятные затраты на аэродинамическое сопротивление. Они составляют всего 46 м/c, но тут не стоит обольщаться: сила сопротивление воздуха растёт от квадрата скорости, что накладывает свои ограничения на разгон ракеты в плотных слоях атмосферы.
Ну и третий вид помехи — расходы на управление, которые для случая «Сатурна V» составляют 183 м/c связан с тем, что на участке перехода от вертикального к горизонтальному полёту ракета теряет часть набранного импульса за счёт изменения направления движения, когда двигатели ракеты работают под углом к уже набранному вектору скорости.
Если свести все потери ракеты воедино, то мы получим следующую картинку: самую большую роль в потерях играет гравитационная помеха, которая составляет около 13% от общего приращения скорости. При этом львиная доля этой помехи — 72% (или 10% от общего набранной скорости) составляет гравитационная помеха, полученная на этапе начального вывода ракеты за пределы плотной атмосферы Земли. Вторым существенным фактором выступают расходы на управление. Их доля в общем балансе потерь составляет около 1,5%. Аэродинамическая же помеха вносит в общий баланс потерь очень незначительную цифру, на уровне 0,4% от общего приращения скорости.
Графически старт ракеты с поверхности Земли можно выразить в виде простого рисунка:
Как видите, задача ракеты максимально быстро «проткнуть» наиболее плотные слои атмосферы Земли по вертикали, а потом — развернуть вектор скорости практически на 90°, параллельно линии горизонта, чтобы набрать компоненту скорости, перпендикулярную к местной вертикали.
Кроме того, надо учитывать и тот факт, что даже малейшее движение ракеты параллельно поверхности Земли даёт ей уже небольшой, но существенный «бонус» — за счёт шарообразности нашей планеты прямолинейное движение ракеты по инерции приводит к тому, что поверхность Земли как бы «уходит вниз» под ракетой, позволяя ей даже немного «падать» на себя, при этом, за счёт этого эффекта — даже набирая абсолютную высоту при факторе работающих двигателей. То есть, переходя к горизонтальному полёту на достаточно высокой тангенциальной (касательной) скорости относительно поверхности Земли — мы можем обойти строгое правило T/W >1, которое является нам критически важным для обеспечения отрыва от поверхности Земли.
Отсюда, в общем-то, следует и самая напрашивающаяся идея, которую я сознательно довёл до абсолюта в «Трамвае Фаэтона»:
1. Каким-то образом (крылья, реакция опоры, реактивная тяга дополнительных двигателей, аэростатический подъём) скомпенсировать гравитационную помеху на первом, самом важном этапе вывода полезной нагрузки на орбиту Земли. 2. Стартовать сразу же в «правильном направлении», в идеале тангенциально к поверхности Земли в точке старта. 3. Каким-то образом (вакуумная труба, абляционная защита, дополнительный разгон) компенсировать потери на аэродинамическое сопротивление о нижние плотные слои атмосферы и не дать ракете сгореть при неизбежном нагреве конструкции об эти плотные слои. 4. Обеспечить начальную передачу энергии для разгона полезной нагрузки с Земли, для того, чтобы не тратить весьма дорогостоящую реактивную массу на обеспечение разгона ракетного модуля.
Условно говоря — если мы каким-либо образом обеспечим начальный разгон до скорости хотя бы в 6-7М (2300 м/c), то даже ракета массой около 600 тонн обеспечит нам вывод на орбиту полезной нагрузки в 120-130 тонн. Что следует из уже упомянутого расчёта характеристической скорости для для ракеты «Сатурн V» и исходя веса егоступеней. И самой простой системой, без проблем реализуемой даже сейчас, на текущем уровне развитии техники, материалов и технологии, является так называемая система ракетной рампы, в которой первая часть разгона ракеты с выключенными двигателями выполняется на неподвижных направляющих, к которым подводится внешняя энергия, ускоряющая ракету.
Попробуем прикинуть потребный стартовый отрезок для такого разгона (от 0 м/c до 2300 м/c) при «некомфортном», но переносимом даже тренированным человеком ускорении в 10g. Весь разгон займёт 23 секунды, при этом путь, пройденный ракетным модулем на данной гипотетической системе разгона, составит 26 километров. Если при этом посчитать столь же гипотетический треугольник, направленный более-менее тангенциально к поверхности Земли, то мы выйдем на некую систему, которая будет одним своим краем опираться на высокую земную гору, а вторым краем — находится на уровне моря, либо же будет заглублена в шахту или же помещена в районе глубокой впадины морского дна, чтобы не возиться с горнопроходческими работами.
Если же вы хотите отправить в космос неподготовленных туристов с ускорением всего в 3g, то время ускорения составит 78 секунд, а пройденный путь увеличится до 89 километров.
Скажу так: как пример, вот эта местность на Земле предлагает массу вариантов горных вершин высотой в 5-6 километров, расположена практически идеально на экваторе и позволяет тут же воспользоваться как близким морским побережьем и прилегающей равниной с высотой в 0-200 метров над уровнем моря), запуская ракеты в направлении на восток, с тем, чтобы максимально использовать ещё и собственное «бесплатное» вращение самой Земли.
Понятное дело, первоначальную часть разгона, особенно, пока скорость не достигла критических значений, когда центробежное ускорение будет сравнимо с ускорением разгона, необязательно делать строго по прямой и с одним и тем же шагом повышения высоты от уровня моря до горной пусковой точки. Например, начальная часть разгонной системы вполне может быть свёрнута в кольцо для компактности систем подвода энергии и экономии капитальных затрат на сооружении рампы:
Насколько же эффективна эта гипотетическая система комбинированного запуска ракет с земли, при которой лишь часть работы выполняется собственно ракетой, а первичный отрыв и подъём в верхние слои атмосферы идёт за счёт начального разгона в рамках наземной разгонной системы?
В рамках вот этого доклада было посчитано, что достаточно скромный ракетный рамповый ускоритель, который разгонит ракету хотя бы до 270 м/c и поднимет пусковую точку на высоту в 3 000 метров, а не до 2300 м/c и 5-6 километров, что можно обеспечить в реальных земных условиях, как показал я — обеспечит рост полезной нагрузки «обычной» ракеты на 80% по сравнению с вертикальным стартом со стартового стола. То есть, наш условный «Протон М», разогнанный на такой рампе, выведет на низкую околоземную орбиту не 20 тонн, а целых 36!
Стандартными подходами передачи наземной энергии на снаряд для таких ускорителей могут служить различные электромагнитные принципы: электромагнитная пушка Гаусса, рельсотрон, линейный электрический двигатель или же магнитная левитация («Маглев»). Для уменьшения сопротивления воздуха и снятия проблемы интенсивного нагрева ракеты о нижние слои атмосферы — для пусковой рампы можно использовать вакуумированные тоннели, хотя скорости в 300-2300 м/c и время разгона в 20-80 секунд позволяют обойтись и упрощённой схемой обычной (даже не абляционной или керамической) тепловой защиты.
Нынешняя стоимость системы промышленной системы «Маглев» составляет от 7 до 14 миллионов долларов за километр, стоимость ежегодного обслуживания составляет всего около 1% от общей суммы капитальных затрат, поскольку там почти нет движущихся или вращающихся частей. Следовательно, общая стоимость такой ракетной рампы может составить, в зависимости от выбранного для разгона ускорения и, соответственно, её длины — всего лишь от 180 миллионов до 1,2 миллиарда долларов, что сравнимо со сметной стоимостью... космодрома «Восточный».
Теперь — о самом интересном. В зависимости от пожеланий по набору начальной скорости на пусковой рампе, наши расходы на разгон ракетного снаряда составят при его массе в 600 тонн (две верхние ступени «Сатурна V») составят от 15,8 ГДж (230 м/c) до 1587 ГДж (2300 м/c).
Если мы примем КПД электрических систем преобразования в районе 90%, это выведет нас на необходимые затраты энергии в пределе от 17,6 ГДж до 1760 ГДж, в зависимости от наших пожеланий по конечной скорости снаряда (от 230 до 2300 м/с). Требуемое время ускорения (в зависимости от выбранной стартовой перегрузки) задаёт и возможные значения предельной электрической мощности, которую надо подвести к системе. При разгоне за 23 секунды (10g) она составит 76 ГВт, а при разгоне за более комфортные 78 секунд (3g) — всего лишь 22,5 ГВт для ракеты массой в 600 тонн («Протон М» или две верхние ступени «Сатурн V») и конечной скорости на выходе из ракетной рампы в 2300 м/c.
Данное значение (22,5 ГВт) уже сравнимо с свободными мощностями электроэнергетики, которые в крупной стране можно всегда считать свободными в моменты ночных минимумов потребления электроэнергии.
Снижение требований по начальной ускоряемой массе и конечной скорости ещё больше уменьшает требования по общей энергии и потребной мгновенной мощности (для скорости в 230 м/c — в десять раз).
Ну и, на закуску, последний факт. Максимально посчитанная нами энергия (1760 ГДж) для ракеты в 600 тонн, которая потенциально может вытолкнуть на орбиту, при начальном разгоне на ракетной рампе до 2300 м/c груз около 100 тонн, соответствует 489 000 кВт-часов электроэнергии. Один киловатт-час сегодня, в принципе, можно купить на оптовом рынке по цене в 5 центов. Однако, не будем мелочиться: мы хоть и покупаем много, но в очень специфическом варианте — с резким «набросом» нагрузки и со столь же резким её «съёмом». Пусть будет 10 центов за кВт-час. Итого мы получим расходов в... 48 900 долларов за запуск в космос 600-тонной ракеты, которая может доставить на орбиту не 20 тонн (как «Протон-М» или сходная с ним по классу ракета), а целых 100 тонн груза! Принимая стоимость такой ракеты в 80 миллионов долларов (берём «Протон-М» в качестве живого примера) — мы получаем стоимость запуска килограмма груза на НОО уже не 4000 долларов за килограмм, а всего 800 долларов! Ладно, 801 долларов, забыл про электроэнергию для запитки ракетной рампы....
В общем, вы уже поняли. Кто хочет оправданий — тот ищет препятствия, кто хочет прогресса — тот ищет возможности.
Что же ещё можно выжать из идеи комбинированного старта на орбиту, начатую нами при рассмотрении ракетной рампы? (Я вообще люблю гибридные системы, как вы помните...)
Во-первых, конечно же, можно продлить разгонную рампу как можно выше от поверхности Земли, чтобы постараться вообще исключить использование ракет на химическом топливе. Такой проект есть и он называется «Звёздный трамвай» (StarTram).
Понятное дело, на высотах в 6-8 километров горы у нас уже заканчиваются — и дальше нам надо придумывать уже искусственные системы поддержки нашей стартовой рампы.
«Звёздный трамвай», в отличии от ракетной рампы, уже готов полностью уйти от использования химических ракет, практически полностью беря на себя вопрос достижения первой космической скорости. Исходя из этого — его производительность не ограничена возможностями человечества на производство сложных и дорогостоящих химических ракет (которые сейчас обеспечивают всего от 500 до 1000 тонн полезной нагрузки на НОО за год) а изначально спроектирована на поток в 150 000 тонн грузов на НОО за год — и без использования ракетных ступеней.
При этом «Звёздный трамвай» планируется создавать в два этапа: при этом первый этап (Generation 1) в целом похож на идею ракетной рампы. Единственно, что StarTram сразу же ставит задачу о достижении на выходе из рампового ускорителя конечной скорости, достаточной для выхода полезной нагрузки на низкую околоземную орбиту (скорость берётся с запасом от первой космической, в районе 8 800 м/c). Такие амбициозные требования по скорости при ограничении Generation 1 StarTram в качестве стратовой площадки всё тех же высоких гор в пределе 5-6 километров задают и физические ограничения на запуск: ускорение 30g (только грузы, никаких людей), время разгона в 29 секунд и длина рампы в 130 километров (Эквадор по-прежнему подходит, там есть и такие расстояния от моря до высоких гор).
При таких параметрах первому этапу «Звёздного трамвая» надо будет решить две задачи: обеспечить надёжный подвод к конструкции громадной на нынешний момент электрической мощности (до сотен гигаватт электроэнергии) и решить вопрос с надёжной теплозащитой стартующей капсулы (в первый десяток секунд ей будет необходимо двигаться в очень плотной для её скорости в 8 800 м/c атмосфере, поскольку, как вы помните, сила спротивления воздуха растёт по квадрату скорости). В этот момент времени ракетный корабль будет испытывать противоположное ускорение в 20g, но уже через 5-6 секунд, благодаря своей громадной скорости, пронзит плотные слои атмосферы — и продолжит свой выход на низкую околоземную орбиту по инерции. Дополнительным вызовом для системы StarTram Generation 1 является создание специальной клапанной системы на конечной площадке ракетной рампы, так как разгон внутри стартовой трубы уже надо производить в вакууме — в силу высокой конечной скорости полезной нагрузки в ещё достаточно плотных слоях атмосферы она может просто перегреться ещё в трубе.
В силу ограничений по возможностям энергосистем современных стран, максимальная масса груза, выводимого на орбиту StarTram Generation 1 составляет «всего лишь» 40 тонн. В качестве преобразователя электрической энергии в кинетическую энергию полезной нагрузки предлагается использовать линейный двигатель, что даёт нам оценку в стоимости вывода полезной нагрузки на орбиту в 40-50 долларов за килограмм, в том случае, если StarTram будет обеспечивать до 10 пусков 40-тонной нагрузки в день.
Гораздо более амбициозные задачи ставит перед пусковой системой StaTram Generation 2. Первое и самое существенное отличие Gen 2 от Gen 1 — это расчётное ускорение на пусковой рампе, которое предлагается ограничить цифрой от 2 до 3g, что делает StarTram системой, пригодной транспортировки пассажиров, в том числе — и простых, неподготовленных космических туристов. При сохранении стоимости вывода килограмма полезной нагрузки в 40 долларов за килограмм это даёт нам оценку в стоимости «туристического билета» в 2800 долларов на человека, что уже сравнимо с современным трансокеанским перелётом, например, из Сингапура в Нью-Йорк.
Для такого небольшого ускорения длина разгонной рампы вырастает до весьма значительной цифры: от 1000 до 1500 километров. Кроме того, для исключения ударного торможения разогнанного космического корабля «Звёздного трамвая» — верхний конец разгонной рампы надо поднять на высоту, как минимум 22 километров. В этом случае «обратное» аэродинамическое ускорение, вызванное торможением полезной нагрузки об уже достаточно разреженную атмосферу Земли на такой высоте, составит не более 1g, что уже гораздо более предпочтительно, нежели 20g на высоте в 5 километров для первого варианта StarTram. Исходя из тех же расходов по цене километра «Маглева» что были указаны и раннее, общая стоимость такой конструкции длиной в 1000-1500 километров может составить от 15 до 25 миллиардов долларов.
Однако, основным вызовом для такой конструкции является даже не её достаточно весомая цена (в конечном счёте — человечество тратит на сегодняшние войны и оборонные бюджеты цифру, как минимум на два порядка большую), а инженерный вызов. В качестве поддерживающей силы для такого герметичного тоннеля, который будет вакуумироваться перед запуском полезной нагрузки и «висеть» на высоте в 20 километров, предлагается... та же самая магнитная левитация.
Согласно расчётам, для поддержки в левитирующем полёте всей системы, через проводящие кабели на Земле должен протекать ток около 280 мегаампер (МА). Подобной же силы ток, кстати, должен течь и по самой пусковой трубе, чтобы ускорять полезную нагрузку. Авторы просчитали, что на конце трубы им надо подавать ток в 14 МА. Два этих тока при своем протечении по наземным кабелям и по пусковой трубе неизбежно создадут мощное магнитное поле, которое на высоте в 22 километра составит около 30 Гауссов. (для сравнения — обычный «холодильный» магнитик выдаёт вам возле себя около 50 Гауссов, а неодим-железо-бор — до 2000 Гауссов). Однако, громадные размеры этого магнитного поля (напомню, от основных сверхпроводящих кабелей на Земле пусковую трубу будет отделять целых 22 километра!) создадут и громадную подъёмную силу, которая составит более 4 тонн на метр конструкции трубы.
Этого будет вполне достаточно не только для того, чтобы уравновесить вес конструкции (около 2 тонн на метр), но и позволит ей натянуть и удерживать саму себя на специальных стабилизирующих тросах, которые зафиксируют её в подвешенном состоянии.
При этом, в общем-то такая левитация тоннеля является практически бесплатной: наземные кабеля можно спокойно «накачать» кольцевым током зараннее, а современный, серийно изготавливаемый сверхпроводящий кабель (ниобий-титан) выдерживает ток до 2 x 105 ампер на см2, что позволяет удерживать левитирующую трубу на высоте в 22 километра всего семью сверхпроводящими кабелями , каждый сечением в 23 см2 , включая и медный стабилизатор.
Для совсем уж параноиков, боящихся магнитных полей (и с целью уменьшения теплопотерь на охлаждение сверхпроводников) — всю систему предлагается прокладывать, как вариант, внутри Антарктического ледового щита, что позволит, кстати, использовать ещё и 1700 метров его поднятия над уровнем моря в качестве природной ледяной горы, в которой прокладку тоннелей можно вести путём обычного вытапливания льда.
Но даже фантастически-передовой StarTram Gen2 выглядит просто-таки обыденностью на фоне следующих проектов доставки грузов на земную орбиту....
Уважаемый посетитель, Вы зашли на сайт как незарегистрированный пользователь. Чтобы писать комментарии Вам необходимо зарегистрироваться либо войти на сайт под своим именем.
» Информация
Посетители, находящиеся в группе Гости, не могут оставлять комментарии к данной публикации. Зарегистрируйтесь на портале чтобы оставлять комментарии
Материалы предназначены только для ознакомления и обсуждения. Все права на публикации принадлежат их авторам и первоисточникам. Администрация сайта может не разделять мнения авторов и не несет ответственность за авторские материалы и перепечатку с других сайтов. Ресурс может содержать материалы 16+
