Архангел Гавриил | Экстремальная механика / Extremal mechanics

Это — почти дословный перевод статьи http://extremal-mechanics.org/wp-content/uploads/2012/09/EPPP1.pdf В контексте технологий начала XXI века, с практической точки зрения обсуждается возможность использования принципа создания тяги за счет внешних толчков плазмы в тяговую плиту, своего рода жесткий парус космического аппарата. Эта идея, которая в статье называется EPPP, восходит к знаменитому проекту Орион конца 50-х — начала 60-х годов http://extremal-mechanics.org/?p=305. Обсуждаются практические аспекты использования такого принципа для дополнительного ускорения Шаттлов, чтобы сделать доступными полеты на другие планеты. Оказывается, что на эту тему в конце 90-х существовал реальный проект GABRIEL (архангел Гавриил очевидно). Анализируется возможный сценарий марсианской миссии такого аппарата. Метод размещения взрывных устройств извне корабля называется здесь лучевым пропеллентом. При этом толкающие корабль взрывы не обязательно должны быть ядерными. Понятно, что для Шаттла, дополнительно оснащенного 5-метровой тяговой плитой, ядерный «пинок» показался бы слишком грубым.

Космический челнок Discovery на околоземной орбите, источник изображения NASA: http://www.nasa.gov/

AIAA-2000-3610

РЕАКТИВНОЕ ДВИЖЕНИЕ ОТ ВНЕШНИХ ИМПУЛЬСОВ ПЛАЗМЫ (EPPP),
АНАЛИЗ ЗРЕЛОСТИ

Джозеф А. Бонометти и П. Джефф Мортон

Центр исследования реактивного движения,

Центр космических полетов им. Маршалла, НАСА.

КРАТКОЕ ВВЕДЕНИЕ

Системы Реактивного движения от Внешних Плазменных Импульсов (EPPP) находятся в стадии инженерного детства с эволюционирующими парадигмами в отношении приложений, производительности и общих характеристик. Недавние усилия сфокусировались на подходе, который использует существующие технологии вместе с их краткосрочным EPPP – развитием для использования в межпланетных исследованиях и для отклонения комет/астероидов, если это потребуется. Обсуждаются присущие EPPP преимущества и изучаются его приложения к множеству концепций реактивного движения. Это включает в себя, но не ограничено лишь этим, использование таких источников энергии, как деление ядер, термоядерный синтез и антиматерия, а также и лучшие химические взрывчатки. Представлен сценарий марсианской миссии, как демонстрация его^¹ возможностей с использованием существующих технологий. Предлагаемые дополнительные меры по повышению эффективности EPPP могли бы также привести к возможности (неядерного) запуска тяжелого космического корабля^² . Предположительно, возможен реально недорогой доступ в космос за счет использования передовых взрывных пропеллентов^³ и/или объединения EPPP – корабля с концепцией «лучевого пропеллента». По-видимому, EPPP — системы предлагают подход, который потенциально может перекрыть ETO^⁴ возможностями межзвездной транспортировки. Представлена технологическая «дорожная карта», которая показывает взаимные выгоды, относящиеся к значительному числу существующих областей исследования и реактивного движения в космосе.

ВВЕДЕНИЕ

Реактивное движение от Внешних Плазменных Импульсов (EPPP) является чрезвычайно эффективным методом. Независимо от того, какой именно источник энергии используется для генерации плазменной вспышки, у этой операции есть изначальные преимущества. Первичным преимуществом EPPP является то, что оно понижает температурные ограничения для материалов, которые являются врожденными для всех обыкновенных, тепловых, ракетных двигателей. В большинстве жидкостных химических двигателей, использующих камеру сгорания и сопло, для конвективного охлаждения стенок камеры используется большое количество топлива. Без этого стенки быстро достигли бы температуры плавления. То же самое справедливо для ядерных тепловых концепций (с твердым ядром), где температура топлива должна поддерживаться ниже точки плавления. На практике эта температура еще больше ограничена снижающимся пределом текучести материалов при высоких температурах, а также практическими границами инженерной безопасности. Даже в ядерном реакторе с газообразным ядром температуру топлива нельзя оставлять без контроля, поскольку удерживающие стенки, работая в устойчивом состоянии, должны активно охлаждаться, чтобы не допустить превышения практических ограничений на конструктивные материалы.

Парадокс ограничения на материалы состоит в том, что как угодно горячее центральное ядро должно быть отделено некоторым физическим барьером. Если этот барьер является твердым телом, то он будет проводить энергию, когда ядро находится в контакте с ним. Если же ядро не в контакте (посредством какого-то эффекта высокоскоростного потока или электромагнетизма), то излученная ядром энергия по-прежнему поглощается или передается стенками. В случае такой передачи должна быть вторая непрозрачная стенка, иначе горячее ядро будет излучать энергию в космос (4-Кельвиновая тепловая утечка). В этом радиационном случае температура ядра в четвертой степени полностью определяет потери тепла из системы. Принимая грубо, что температура материалов ограничена величиной 3000 Кельвинов, даже температура газа в 5 000 Кельвинов генерирует огромную утечку тепла в 30 MВт/м^2 (через одно только излучение), которая должна быть предотвращена. В зависимости от конкретной конфигурации и свойств газа, она имеет тот же порядок величины, что и необходимая для нагрева газа энергия (т.е. приблизительно 5 MВт/кг для идеального нагрева газа с 300 до 5000 Кельвинов, что при давлении в 1000 атмосфер составит около 15 MВт/кг утечки, которую необходимо предотвратить). Очевидно, что в реальном двигателе фактические температура, давление и потоки тепла будут другими. Тем не менее, его равновесная производительность только ухудшится.

Другой обескураживающий факт состоит в том, что даже идеальный радиатор требует на порядок большей площади поверхности, чтобы за счет излучения отводить тепло в космос. По мере увеличения температуры газа обе эти проблемы усугубляются. Во всех реалистичных случаях, в любом устойчивом режиме работы, без активного отвода тепла имеет место превышение известных температурных пределов для материалов. Это почти всегда требует использования больших количеств холодного газа для пленочного охлаждения. Это немедленно снижает Удельный Импульс двигателя (Isp), повышая сложность и стоимость системы.

Решение состоит в том, чтобы наиболее горячая часть двигателя работала вне ограничивающих стенок. В пульсирующей ядерной ракете «камере сгорания» или стенкам двигателя разрешено «плавиться» (точнее – испаряться в состояние плазмы) с каждым импульсом, при этом никаких ограничений не накладывается. Оставшаяся часть силовой установки страдала бы от тех же температурных ограничений, если бы двигатель не был пульсирующим. Таким образом, высвобождается то же самое количество энергии, но за гораздо более короткое время. Поскольку процессы термального нагревания являются относительно медленными, распространяясь со скоростью звука в материале, его нагрев минимален, если энергия высвобождается с намного большей скоростью. Это подразумевает, что такой импульс является «взрывом» и распространяется с намного большим числом Маха, как это имеет место в случае обычных взрывчаток и суперкритических ядерных реакций.

В случае автономной тяговой единицы, весь механизм для генерации энергии поглощается в процессе плазменного импульса. Это можно было бы сравнить со сжиганием системы подачи обычного химического топлива и ее истечением из реактивного двигателя для образования реактивной тяги. Это не похоже на большинство принципов реактивного космического движения (включая большинство основанных на термоядерных реакциях, аниматерии и различных форм MHD^⁵) , где большая часть массы корабля приходится на двигатель. Быстрые ядерные процессы деления уникальны также тем, что почти вся высвобожденная энергия преобразуется в скорость истечения пропеллента. Нет никаких потерь на преобразование тепла (которые имеют место в ядерных тепловых или электрических системах, которые должны активно предотвращать утечку тепла) и минимум потерь энергии, которые возникают от того, что она не находится в пригодной для создания реактивной тяги форме (как в случае термоядерного синтеза или антиматерии).

ПЕРВОИСТОЧНИКИ

EPPP является наследником проекта Военно-Воздушных Сил 1958 года ORION, но с некоторыми существенными отличиями. В серии GABRIEL, которая является эволюционным развитием концепций EPPP, такие корабли предназначены только для межпланетных исследований и астероидно/кометных защитных миссий, где не возникает проблемы загрязнения Земли. В возрождении первоначальной концепции, состоявшемся год назад, эти корабли предполагались небольшими и медленно пульсирующими, при этом используются существующие материалы и технологии. Была поставлена отчасти субъективная цель добиться Isp (удельного импульса) в 5000 сек, как минимальной производительности, которая необходима для преодоления политических возражений против ядерных тяговых сборок^⁶ (хотя они сильно отличаются от ядерных боеприпасов, как видно из Таблицы 1, явное использование делящихся материалов вызывает у некоторых возражения, даже когда это делается для контроля текущего состояния). Малый размер тяговой плиты^⁷ (ограниченный 5-ю метрами, чтобы удержать ее в размерах оболочек существующих ракетоносителей), замкнул пространство параметров этого дизайна в изначально заданных пределах. Сильно недотягивающий до желаемого Isp 5000 сек, корабль GABRIEL нуждался в альтернативном подходе, поскольку оказалось, что тяговая сборка не могла быть ни уменьшена по массе ни сделана имеющей достаточно направленное действие, чтобы компенсировать ограниченный размер плиты.

ТАБЛИЦА 1. СРАВНЕНИЕ ХАРАКТЕРИСТИК.

ПОЗИТИВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ	EPPP	бомба
Мирное применение	Да	Нет
Уменьшает риск радиационного облучения людей	Да	Нет
Чем меньше мощность взрыва тем лучше	Да	Нет
Защищенность от ошибок при использовании в двигательной системе космического корабля	Да	Нет
Частицы навсегда покидают Солнечную систему	Да	Нет
Только одиночная, быстрая вспышка	Да	Нет
Постоянное удаление с Земли материалов из ядерных боеприпасов	Да	Нет

НЕГАТИВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ	EPPP	бомба
Нормальная мощность взрыва превышает килотонну	Нет	Да
Загрязнение окружающей среды	Нет	Да
Желателен повышенный выход радиации	Нет	Да
Желателен повышенный выход нейтронов	Нет	Да
Грибообразное облако или взрывная волна	Нет	Да
Электромагнитный импульс	Нет	Да
Вред для Земли	Нет	Да

НЕЙТРАЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ	EPPP	бомба
Высвобождает ядерную энергию	Да	Да
Может быть автономным устройством	Да	Да
Большое отношение энергии к массе	Да	Да
Физика развивалась из военных исследований	Да	Да
Известные технологии	Да	Да
Возможно усиление за счет термоядерных реакций	Да	Да

Было изучено множество способов увеличения эффективного размера плиты или площади, по которой плазма действует на корабль. Вкратце, были рассмотрены три направления. Во-первых, проанализированы другие EPPP – конфигурации. Рассматривался проект MEDUSA, также как и скручивающиеся тросы с зонтичными механизмами. Во всех этих конфигурациях структурный размер был порядка километров и масса также была большой. Хотя солнечный парус и технологии его привязки могли бы быть заимствованы, эта технология не рассматривалась, как практически осуществимая, особенно в отношении развертывания / управления такой большой структурой. Расходы также вызывали озабоченность, так как масса на LEO^⁸ была существенной, а усовершенствование оказалось бы дорогим.

Во-вторых, проанализировано использование электромагнитных полей, где ограничены прямые контакты с плазмой. Это имеет большой потенциал, однако, с точки зрения разумных ожиданий его развития, масса магнита является ограничительным фактором. Кроме того, напряжение поля обратно пропорционально квадрату радиуса, что делает очень трудным создание поля намного большего, чем сам корабль. Некоторые концепции, такие как MagOrion, оказались большими, дорогими и полагающимися на значительные научно-технические улучшения или прорывы. Если возможно в достаточной мере уменьшить масштаб концепта MagOrion, то этот концепт имеет огромный потенциал. Требуются некоторые тесты осуществимости и последующий анализ, прежде чем эта технологическая ветвь может быть исследована дальше (исследование должно быть серьезно мотивированным) .

Третий подход был наиболее прямым. Построить большую физическую плиту и либо запустить ее по частям и собрать в космосе, либо изготовить и собрать на Луне. Как показала Международная Космическая Станция, сборка в космосе является сложной и очень дорогой. Собранная или изготовленная в космосе (лунный вариант не рассматривался в качестве возможного, потому что в этом случае инфраструктурные требования являются чрезмерными), готовая конструкция нуждалась бы в тщательной проверке на предмет отсутствия дефектов, прежде чем быть введенной в эксплуатацию. Надежность при такой окончательной проверке была бы неприемлемо низкой. Только полное изготовление, проверка и тестирование на земле считалось безопасным и практически осуществимым для 10 — 20 метровой тяговой плиты, особенно если использовались композиты или передовые справы.
Если корабль должен был быть целиком собран на Земле, то его запуск потребовал бы нового, супер-тяжелого ракетоносителя (такого же большого или даже больше, чем Сатурн-5) или кластера прикрепленных компонент (т. е., от 6 до 12 SSME^⁹ двигателей под плитой, например). Расходы и сложность снова делают непривлекательным подход, согласно которому EPPP – система целиком рассматривается, как «полезная нагрузка», которую следует доставить на орбиту. Тем не менее, если бы основная масса EPPP – двигателя могла быть использована вместо обычных двигателей, системы подачи топлива и массы топливных баков, необходимость в разработке нового ракетоносителя была бы исключена. Ожидается, что дополнительный расход импульсного пропеллента (т.е. некоторая разновидность передовых химических взрывчаток или методология «лучевого пропеллента») легко компенсировал бы дизайн и стоимость развертывания дополнительной системы с жидкостно-реактивными двигателями. Такой подход был принят для краткосрочного дизайна GABRIEL.

ПРОБЛЕМА С-ЗЕМЛИ-НА-ОРБИТУ (ETO)

Способ вывести EPPP – корабль большого диаметра на низкую околоземную орбиту (LEO) без ядерной энергии состоит в том, чтобы нести на борту химическую взрывчатку с теплотворной способностью водорода – кислорода или обеспечить снабжение пропеллентом извне корабля. В отношении последнего обычно применяется термин лучевой пропеллент (дублер термина лучевая энергия, используемого для концептов реактивных кораблей, получающих энергию от внешних лазеров или микроволновых излучателей). Весьма вероятно, что могла бы быть использована некоторая комбинация передовой химической взрывчатки и лучевого пропеллента. В следующей секции представлен возможный сценарий миссии на Марс, который основан на взрывной технологии слегка менее эффективной, чем LOX/LH2^¹⁰, но лучше, чем в обычных твердотопливных ракетных двигателях. Диаметр его основной тяговой плиты равен 16 метров и достигает Isp 5000 сек, с ядерными тяговыми сборками для межпланетного применения.
Цена запуска такого большого корабля на LEO есть нечто относительное. По существу, это – одноразовое событие и оно должно быть сравниваемо только с общей стоимостью миссии на Марс или аналогичной межпланетной миссии. Экономия массы при быстром путешествии к Марсу (от 7 до 12 месяцев) является огромной по сравнению с тем, что требуется для типичного сценария 3-летней миссии на Марс с использованием обычных средств реактивного движения. Следовательно, даже если эта система неэффективна для ETO, брутто – вес запуска (все ступени ракетоносителя, топливо и полезная нагрузка) составил бы половину того, что нужно для трехлетней миссии. И поскольку стоимость миссии по порядку величины пропорциональна ее брутто – массе, это стало бы заметной экономией.
C учетом таких финансовых рассмотрений, есть ли возражения, которые могли бы быть выдвинуты против развертывания проекта GABRIEL на первом месте ? Дополнительная стоимость работы с ядерными материалами не является существенно более высокой, чем другие пропелленты из-за нескольких причин. Инфраструктура для такой работы уже существует и она рассматривается, как скрытые расходы Правительства, поскольку используется и будет использоваться для гражданских и военных целей. Использование тяговых сборок не должно повлечь огромных расходов на развитие проекта, а массовое производство должно снизить стоимость одной сборки. Дорогие делящиеся материалы рассматриваются, как «излишек», и непрерывно порождают расходы по их хранению. Более того, планы по сокращению ядерного арсенала США могли бы повлечь за собой даже больше расходов, и все равно они не гарантируют постоянное обезвреживание боеприпасов (как было бы в случае их использования в качестве ракетного пропеллента).
Для такой миссии безопасность и хранение не являются ни главными трудностями ни чрезмерными расходами. Управляемые запуски шаттлов чрезвычайно безопасны даже при наличии террористов, желающих «делать газетные заголовки». Военные привычно транспортируют, хранят и обслуживают тысячи ядерных боеприпасов по всему миру без каких-либо инцидентов. А эти (боеприпасы) являются намного более мощными и опасными, чем те, что использовались бы, как тяговые сборки, и всего несколько шагов могли бы быть сделаны, чтобы сделать невозможной их преждевременную детонацию иначе, чем в космосе позади корабля (даже обращение с ними безопасней, чем в случае LOX/LH2). Окончательно, во всех других реалистичных марсианских миссиях ядерная энергия должна существенно использоваться в некоторых формах, и те же самые риски, расходы и политические возражения также должны быть преодолены.

Передовые Химические Взрывчатки

Энергетическая плотность EPPP – взрывчаток изначально должна быть высокой, поскольку она может быть твердой (т.е. более плотной, чем жидкости, особенно водород), отчасти самоподдерживающей (т. е. в негерметичной емкости) и не требует никаких ограничений на давление / температуру при детонации (т. е., твердотопливные ракетные двигатели часто имеют ингридиенты, чтобы контролировать скорость горения и прецизионность давления) . Детонация также быстро высвобождает энергию, минимизируя потери тепла благодаря минимальному времени взаимодействия с кораблем (хотя, для режима ядерного импульса это имеет более серьезное последствие).

Обычные взрывчатки, такие как С–4^¹¹, не обладают энергией для выполнения ETO – миссий. Таблица 2 показывает грубо округленную энергетическую плотность некоторых взрывчаток. Теоретически возможны химические взрывчатки, которые способны обеспечить производительность LOX/LH2, но в настоящее время это очень умозрительно. Тем не менее, возможно получение слегка лучшей производительности, чем у существующих военных высокоэффективных взрывчаток (т. е. HMX^¹²) . Несмотря на определенный дрейф в засекреченную область, что является необходимым шагом для любой высоко энергетичной технологии (лучшие лазеры, материалы, атомная физика и т. д. являются военными секретами), более мощные соединения вероятно уже существуют. Их военному развертыванию могли бы помешать неэкономичные производственные расходы, ограниченный срок хранения или другие особенности, которые одноразовый космический запуск мог бы проигнорировать.

ТАБЛИЦА 2: ПЛОТНОСТИ ЭНЕРГИИ

КЛАСС ВЗРЫВЧАТКИ	НОМИНАЛЬНАЯ ПЛОТНОСТЬ ЭНЕРГИИ
TNT	4 КДж/грамм
C–4	5 КДж/грамм
HMX	6 КДж/грамм
Умозрительные соединения	7.5 КДж/грамм
Водород / кислород	15 КДж/грамм
Теоретические соединения	+16 КДж/грамм

Минимальной целью для тяговой сборки с передовой химической взрывчаткой является только достижение LEO, хотя бы на пределе возможностей, с помощью тяговой плиты и Механизма Передачи Импульса (МТМ). Это является эквивалентом наименьшего Isp Космического Шаттла, но только так, чтобы доставить на LEO лишь двигатель (т.е. никакой полезной нагрузки, команды, провизии для нескольких недель на орбите и т. д.).

Лучевой Пропелент

Будучи отчасти умозрительным в отношении улучшенной производительности пропеллента для химической тяговой сборки, этот корабль мог бы все еще не иметь достаточного запаса мощности, чтобы быть практически полезным. Оценочные массы МТМ могут возрасти, потери расширяющегося плазменного газа, аэродинамическое сопротивление, или другие инженерные трудности могут ограничить производительность ниже того, что предсказано предварительным анализом. Некоторый запас мощности может быть сохранен за счет дополнительных подходов. Наиболее общий состоит в том, чтобы использовать твердотопливные ракетные ускорители для начального подъема. Космические Шаттлы эффективно используют эту концепцию (эти твердотопливные ускорители обеспечивают большое отношение тяги к весу, которое является недостаточным в SSME), и она используется в марсианской миссии EPPP, обсуждаемой ниже в этой главе. Третья ступень (выход на LEO), использующая LOX/LH2, очень трудна из-за добавленного веса, сложности и уязвимости для повреждений во время пульсирующего режима. Ее использование в качестве второй ступени концептуально проще, так как кластер главных ступеней ракет Титан или Дельта мог бы быть собран вместе (т.е. аналогично Сатурну B) под плитой. Затем вся эта сборка целиком могла бы быть запущена при выгорании, так чтобы осталось выполнить минимальный дополнительный разгон пульсирующей третьей ступени. И снова, добавленный вес, цена и сложность являются главными отталкивающими факторами.
Наиболее совместимый дополнительный подход состоит в том, чтобы снабжать корабль пропеллентом извне. Этот подход (т.н. лучевой пропеллент) идеален для EPPP, поскольку никаких модификаций корабля делать не нужно. Пропеллент мог бы подаваться с отдельных ракет, обыкновенных артиллерийских батарей, электромагнитных пушек, разгонных устройств на магнитной подушке или других гипер-скоростных устройств. Эта система подачи могла бы иметь наземную инфраструктуру, базироваться на самолетах или обе вместе. Размещенный в космосе пропеллент также возможен, но цена его запуска или изготовления в космосе вызывает экономические вопросы (правдоподобный сценарий – это «виртуальная» третья ступень, где небольшая подача пропеллента, находящегося на орбите, посылается поднимающемуся EPPP – кораблю в его верхней точке, чтобы получить окончательную орбитальную скорость).
Еще раз, если объект должен просто доставить базовый корабль на орбиту, возникает обильный запас производительности в множестве футуристических технологий лучевого пропеллента. Примером служит концепт Slingatron^¹³, который оказался очень адаптируемым к требованиям быстрой доставки пропеллента. Поскольку гравитационные потери весьма существенны в течение большей части ETO – полета, требуется длительная сильная тяга, особенно при подъеме. Хотя лучевой пропеллент мог бы быть использован начиная со старта, твердотопливные ракетные ускорители могут быть очень полезными. Это позволяет легко контролировать старт и доставить корабль до такого места, где наземные батареи или самолеты могут легко доставить пропеллент в точки подачи под кораблем. Как долго твердотопливные ускорители должны работать в полете, когда базируемый на земле пропеллент заменяется пропеллентом на бортах самолетов и как много используется тяговых сборок на борту корабля или в космосе – все это будет определено в будущих оптимизационных исследованиях.

Основываясь на ожидаемых скоростях пропеллентов и разумных забрасываемых весах, могло бы оказаться, что лучевой пропеллент может использоваться только на части траектории ETO – полета. Лучевой пропелент с наземным базированием должен быть приведен в движение быстрее, чем сам корабль, а также бороться с плотной атмосферой в течение своего полета. В настоящее время, практически осуществимые скорости выхода ограничены пределами от 3 до 4 км/сек для большинства концептов, что далеко недостаточно для необходимых 8 или 9, чтобы достичь LEO. Высоко летящий самолет может быть способен только увеличить это на еще один км/сек из-за ограничений на количество топлива, которое может быть доставлено, и достижимой этим самолетом снабжения высотой. Еще раз, будущие оптимизационные исследования установят эти значения точнее. Тем не менее, при наличии тяговых сборок на борту ожидался бы груз из ракет Дельта-5, переданных кораблю. Таким образом, увеличение производительности химических взрывчаток оказывается первостепенным для будущих исследований EPPP.

Производный ETO бустер

Недорогой доступ в космос является первичной целью для НАСА и ракетного сообщества. Оптимистически, EPPP могло бы предоставить альтернативный вариант экономически эффективного, тяжелого ракетоносителя или его технологии, где сделана ставка на более обычные, внутренние, пульсирующие ракетные двигатели. Как было отмечено ранее, первичным драйвером этого является возможность взрывчаток с плотностью энергии около или превышающей LOX/LH2. Кроме того, этот EPPP – корабль был бы радикально отличен от межпланетной ядерной пульсирующей системы.

Очевидным изменение – просто использовать этот новый пропеллент в обычной ракетной камере сгорания и сопле. В зависимости от характеристик пропеллента, это может не быть эффективным или практичным. Также есть маленький шанс, что такой пропеллент был бы существенно более мощным и таким же дешевым, как LOX/LH2. Это – полностью другое приложение, чем обсуждавшееся до сих пор. В этой новой функции, приемлемые экономические данные определяют – что является жизнеспособным. Кроме цены пропеллентов, обычные жидкостные ракеты наслаждаются гигантской технологической базой и инфраструктурой. EPPP — бустер должен был бы иметь некоторые другие специальные преимущества над ними.

Спаривание высокой производительности взрывчатки, механизма лучевого пропеллента и модифицированного EPPP — корабля имеет потенциал для того, чтобы стать дешевым бустером. Вероятно, что для всего ETO – путешествия происходить посредством EPPP – системы с лучевым пропеллентом было бы слишком много, как было объяснено раньше (т.е. выходные скорости были бы экстремально большими, атмосферный нагрев и сопротивление значительны и общая эффективность реалистично не смогла бы побить верхнюю ступень обычной жидкостной ракеты). Тем не менее, существенная часть полета могла бы стать экономичной с многоразовой, выполненной из углеволокна тяговой плитой / MTM бустером. Вместо неэффективной плоской тяговой плиты (достаточно массивной, чтобы противостоять ядерным взрывам), полусферическая или параболическая форма колокола, подобная соплу обычной ракеты, использовалась бы для получения почти идеального сопряжения пропеллента с плазменными импульсами оптимальной формы. Амортизатор тяговых толчков, который также весьма массивен на интер-планетном корабле, был бы почти исключен или встроен прямо в структуру конуса тяговой плиты. Для этого, относительно легкого, упрощенного ускорителя (бустера) нужно добавить только небольшую систему парашютного спуска.

Тяговые сборки производились бы массово и использовали ультра-малую электронику для своевременной детонации. Все наведение выполнялось бы механизмом подачи пропеллента, поскольку динамическое управление каждой тяговой сборкой в течение полета предположительно было бы слишком дорогим. Динамическое управление также было бы слишком медленным по сравнению со временем перехвата для многих импульсов и добавило бы ненужную сложность / массу в каждую сборку. Темп выстрелов представляет собой непрерывный поток импульсов через порядка нескольких секунд в известную, неуклоняющуюся, достаточно большую площадь мишени. Следовательно, в процессе полета, изменения в состоянии атмосферы, положении мишени и тому подобное могут быть учтены системой управления выстрелами лучевого пропеллента, чтобы обеспечить требуемую скорость и направление импульсов. Возмущения можно компенсировать посредством активного управления временем детонации (т.е. раньше, позже или совсем отменено). Большая база корабля (от 10 до 20 метров) представляет собой необычно большую мишень, что значительно ослабило бы аналогичные военные требования при прицеливании. Оболочка тяговой сборки должна быть экстремально минимальной, как тонкий аблирующий защитный слой, спроектированной для выживания в течение нескольких секунд полета и легко распадающейся на части при детонации, для избежания повреждения базы корабля большими фрагментами.

Насколько возможное упрощение корабля и тяговых сборок является критически важным для экономической конкурентоспособности системы. Тем не менее, система орудийного запуска также должна быть надежной и экономичной. Как эта инфраструктура, так и требования мощности, чтобы доставить пропеллент к бустеру не должны быть чрезмерными. Вообще, различные варианты лучевого пропеллента видимо имеют тот же уровень сложности и стоимости, что и современные системы космического запуска, такие как Космический Шаттл. Будущий, коммерциализированный рынок запусков будет вероятно более конкурентным, делая стоимость такой системы орудийного запуска еще более подходящей.

АНАЛИЗ МИССИИ МАРС

EPPP хорошо подходит, как тяговая система для межпланетных миссий. Управляемые межпланетные миссии становятся возрастающе осуществимыми с тяговыми системами, которые обеспечивают высокий Isp и уровень тяги. EPPP способен дать и то и другое в изобилии. Первой управляемой межпланетной миссией будет вероятно миссия исследования Марса. В этой секции будет на поверхностном уровне описана миссия Марс с высадкой людей и возвращением, основанная на EPPP – системе, использующей современные технологии.

Ключевые Архитектурные Особенности Миссии.

Этот сценарий является первым сокращением полной миссии Марс до менее 1-го года. Он не оптимизирован в отношении возможностей Реактивного Движения от Внешних Импульсов Плазмы (EPPP) или кораблей серии GABRIEL. Он просто использует наиболее реалистичное и надежное оборудование, которое доступно сегодня, для успешного проведения такой миссии. Ожидается, что производительность может быть улучшена за счет изменения даты отправления, траекторий, нагрузок, расписания миссии, размера команды, альтернативных спускаемых аппаратов. Принятые значения производительности EPPP считаются практически осуществимыми при использовании современных технологий, но некоторые данные позволяют предположить, что реальные значения могли бы быть значительно лучше. Ниже приводятся некоторые ключевые предположения об Архитектуре марсианской EPPP – миссии.

1. Размер команды : 4

2. Начало миссии: Все ступени корабля должны быть размещены на LEO (стандартная орбита Космического Шаттла, около 220 км) и автономно состыковаться вместе. Сценарий базируется на дате отправления 3 июня 2018 года.

3. Режим возвращения команды: Возвращаемый командный отсек является многоцелевым модулем с воздушным тормозным щитом, который служит как отсек команды для посадки – подъема с Марса и командный центр управления тяговыми толчками GABRIEL. Замечание: возврат шаттлом с МКС может быть рассмотрен, как обязательное требование для марсианской миссии, так как возможное загрязнение, здоровье команды и проблемы безопасности могут помешать прямому возвращению на Земле. Тем не менее, при идеализированном сценарии, простая капсула и баллистический вход в атмосферу являются лучшими вариантами.

4. Рассматривается вариант изготовления силовой установки на месте: Нет. Замечание: Это выглядит, как серьезный аварийный режим, который может быть устранен с помощью корабля, который имеет «чистое топливо», избегает поломок оборудования, неконтролируемого, долговременного хранения марсианских пропеллентов и возможных дополнительных сложностей для команды, сразу возникающих на поверхности Марса. Это также позволяет аварийную эвакуацию с поверхности Марса в любо время с момента, как они коснуться грунта.

5. Предполагается вспомогательный тип силовой установки: LOX/CH4^¹⁴ система на борту GABRIEL. Замечание: Нужно провести больше исследований надежности перезапуска LOX/CH4 двигателей, происходящего сотни раз. Гидразин и маховики могли бы быть более привлекательны для RCS^¹⁵, но в течение тягового импульса нужен сильный, быстродействующий механизм векторного управления, и в этот момент простая подача LOX/CH4 под давлением выглядит подходящей.

6. Требуется специальная команда или грузовое космическое такси: Нет. Возвращаемый на землю командный отсек является частью спускаемого на Марс аппарата.

7. Специальные требования по обезвреживанию: Нет ! – Все ядерные тяговые сборки используются в глубоком космосе и не оставляют никаких элементов, которые должны быть обезврежены (т. е. большинство оставшихся частиц движутся со скоростями покидания Солнечной системы). Сам корабль не должен быть радиоактивен, поэтому после использования не накладывается никаких «наказаний» в виде долгосрочных, стабильных орбит для обезвреживания (по настоящему сценарию GABRIEL сбрасывается перед возвращением на Землю).

8. Система ETO – транспортировки для подготовки миссии: Единственная ETO – конфигурация для Механизма Передачи Момента (MTM) c Системами Поддержки и Структурами (S), прикрепленными к 4-м твердотопливным ракетным ускорителям (SRB-s). Используемые для подъема с Земли SRB-сы связаны с MTM/S. Тяговые сборки с высокоэнергетическими взрывчатками используются для второй фазы подъема и выхода на орбиту.

Этапы Марсианской Миссии & Измерения

Типичное расписание миссии представлено в ТАБЛИЦЕ 3. Последовательность событий переделана из типичных сценариев марсианских миссий, которые минимизируют требования к главной силовой установке (т. е. одноразовый корабль и баллистически возвращаемая капсула). Безопасность, надежность и стоимость были ключевыми параметрами, которые рассмотрены при выборе и организации каждого события, также как и то, что в настоящее время является технологически осуществимым. ТАБЛИЦА 4 включает некоторые основные измерения EPPP – системы, как для химического так и для ядерного рабочего режима.

ТАБЛИЦА 3. ЭТАПЫ МИССИИ МАРС

ФАЗА	№	ОПИСАНИЕ СОБЫТИЯ
Развертывание	1	Механизм Передачи Момента (MTM) c Системами Поддержки и Структурами (S) запускается на низкую околоземную орбиту (LEO) Используемые для подъема с Земли 4 SRB связаны с MTM/S. Тяговые сборки с высокоэнергетическими взрывчатками (HECPU) используются для второй фазы подъема и выхода на орбиту.
	2	1-й запуск нагрузки
	3	Автоматическая стыковка MTM/S с 1-й нагрузкой и проверка работоспособности
	4	2-й запуск нагрузки
	5	Автоматическая стыковка MTM/S с 2-й нагрузкой и проверка работоспособности
	6	3-й запуск нагрузки
	7	Автоматическая стыковка MTM/S с 3-й нагрузкой и проверка работоспособности
	8	4-й запуск нагрузки c ядерными тяговыми сборками (NPUs).
	9	Автоматическая стыковка MTM/S с NPU - нагрузкой и проверка работоспособности
	10	Запуск Шаттла с 4 членами команды, снабжение и подготовка тяговых сборок
	11	Автоматическая стыковка MTM/S с Шаттлом и проверка работоспособности
Отправка	12	Импульсный разгон для выхода на траекторию полета к Марсу
	13	Корабль разворачивается в направлении Марса (т.е. тяговой плитой вперед)
	14	Команда надувает жилой отсек и готовится к посадке, в течение полета от Земли к Марсу
	15	Переход на орбиту вокруг Марса с помощью ядерных тяговых сборок (жилой отсек свернут до того момента, когда GABRIEL возьмет обратный курс на Землю)
Марс	16	Спускаемый аппарат отделяется и спускается с тормозным парашютом, затем мягкая посадка с помощью ядерного теплового ракетного двигателя. Все 4 члена команды находятся на поверхности Марса, а GABRIEL остается в режиме сниженного энергопотребления (т. е. его основной источник энергии является бимодальным ядерным реактором спускаемого аппарата)
	17	30 дней пребывания на Марсе с использованием спускаемого аппарата в качестве базовой станции, немного в стороне от спускаемого аппарата и его источника ядерной энергии развернут жилой модуль для команды.
	18	Спускаемый аппарат покидает поверхность Марса (опорные конструкции, баки для спуска, оборудование и т. д. оставлены на месте) и встречается с GABRIEL на орбите.
	19	Команда и марсианские образцы находятся в возвращаемой капсуле, когда часть спускаемого аппарата сброшена на орбите (т. е. пустые топливные баки)
Возвращение	20	Как только GABRIEL готов к отправке (т. е. развернут жилой отсек, команда находится в возвращаемом модуле и т. д.), ядерные тяговые сборки немедленно используются, чтобы покинуть орбиту Марса и выйти на траекторию полета к Земле.
	21	Корабль разворачивается к земле (т. е. тяговой плитой вперед)
	22	Команда надувает жилой отсек и покидает возвращаемый модуль для 7-месячного полета обратно, в течении которого они исследуют образцы и проверяют EPPP – системы.
	23	За 5 дней до возвращения на Землю и вне минимально безопасной зоны для ядерного импульсного режима, все запасные ядерные тяговые сборки израсходованы.
	24	Команда размещается в возвращаемом модуле, сбрасывает GABRIEL и входит в атмосферу Земли по баллистической траектории , используя обыкновенный тепловой щит для торможения, капсула на парашютах спускается в океан

ТЕХНОЛОГИЧЕСКИЕ ВЗАИМОСВЯЗИ

Существуют много новых технологий, которые легко могут быть модифицированы для использования в некоторых аспектах EPPP. Это важно для новых участников соревнований на ракетной арене. Стартовые программы технологических исследований во многих различных областях требуют много времени и расходов. Сопротивление другим концептам космических кораблей часто исходит от существующих программ из-за конкуренции и ограниченных источников финансирования. Тем не менее, нужды EPPP – технологии должны стать дополнением к широкому многообразию исследовательских программ от твердотопливных ракет до солнечных парусов. Выгоды от материального и структурного развития существующих ракет могут быть применены к тяговой плите и МТМ системе. Особенно важными являются углеволоконные композиты , высоко-эластичные структуры и амортизирующие материалы.

Альтернативные EPPP подходы, такие дизайн купола или зонтика могли бы стать реальностью, использующей перевоплощенный солнечный парус, его привязку или know-how надувных оптических технологий. Привязки сами могли бы идеально использоваться в транспортных системах, где нагрузка EPPP – бустера запускается на орбиту базирующейся в космосе привязкой. Или, возможно, большая система привязки использовалась бы для транспортировки ядерного межпланетного корабля за пределы безопасной зоны. Весь термоядерный синтез, антиматерия и связанные с этим ультра- высокоэнергетические системы реактивного движения имеют прямые или косвенные исследовательские взаимосвязи. Любая внешняя движущая система, будь то лазеры, плазменные струи, пучки электронов/антиматерии или другая технология является жизнеспособным кандидатом для EPPP. Автономные тяговые сборки имеют некоторые преимущества, однако системы с внешним подачей обычно позволяют иметь меньшие мощности взрывов с большими долями сгоревшего топлива, и исключают большую часть политических возражений. Взаимодействия с электромагнитным полем являются чрезвычайно важными исследованиями для защиты тяговой плиты, лучшего сопряжения с плазмой и генерации энергии на борту из каждого импульса. Фундаментальные физические исследования плазменных реакций в космосе и материалов также представляют интерес.

ТАБЛИЦА 4: ИЗМЕРЕНИЯ EPPP – МАРС

Производительность Химической Тяговой Сборки
Тип реактивной системы	Система Реактивного движения от Внешних Плазменных Импульсов (EPPP)
Используемый пропеллент	Целиком химические, высоко-энергетические взрывчатки (т.е. HECPU)
Уровень тяги	1 390 000 Ibf^¹⁶ средний уровень тяги (предполагается Isp 500 сек, 2 мин работы SRB, 6 мин EPPP операций)
Удельный импульс	минимум 400 сек
Тяга/вес двигательной системы	1.13 lbf/lbm (сразу после разделения с SRBs, масса GABRIEL с тяговыми сборками 1 230 000 фунтов)
Диапазон дросселирования	Переменный (зависит от частоты, дистанции детонации и колебательных режимов корабля )
Возможность многократного старта	Да (каждый импульс является «рестартом» !)
Многоразовый	Да, для остатка миссии Марс

Производительность Ядерной Тяговой Сборки
Тип реактивной системы	Система Реактивного движения от Внешних Плазменных Импульсов (EPPP)
Используемый пропеллент	Ядерные тяговые сборки
Уровень тяги	100 000 Ibf (предполагается 29 мин EPPP операций )
Удельный импульс	минимум 7500 сек
Тяга/вес двигательной системы	0.18 lbf/lbm (для первого импульса NPU, масса GABRIEL с ядерными тяговыми сборками 542.652 фунтов)
Диапазон дросселирования	Переменный (зависит от частоты, дистанции детонации и колебательных режимов корабля )
Возможность многократного старта	Да (каждый импульс является «рестартом» !)
Многоразовый	Да, для остатка миссии Марс

Военные исследовательские программы могли бы предоставить наиболее многочисленные и важные преимущества для EPPP – программ. Особенно когда выясняется, что многие военные спецификации производительности могут быть ослаблены для использования в EPPP, как уже обсуждалось выше. Наиболее заметны следующие:

Ультра мощные взрывчатки без длительного хранения
Щитовая защита от взрыва без раздробления
Точное отслеживание / прицеливание больших, неуворачивающихся транспортных средств.
Системы пушечного запуска с использованием больших неподвижных установок
Ракеты с большим ускорением и минимальной электронной начинкой
Ядерная физика & ядерные устройства внутри существующей базы данных.

ЗАКЛЮЧИТЕЛЬНЫЕ ЗАМЕЧАНИЯ

Для EPPP – исследований началась метаморфоза. Исходная цель создать небольшой, быстрый межпланетный корабль (Isp 5000 сек и 5 метров диаметр тяговой плиты) оказалась недостижимой с использованием существующих технологий. Для такого корабля рекомендуется минимальный диаметр 15 метров. Сборка или изготовление на орбите является дорогостоящим и рискованным делом, следовательно, самозапуск системы с широкой плитой был признан наилучшим вариантом. В зависимости от будущих успехов в сверхмощных взрывчатках, пропеллент для ETO мог бы быть возможен. Тем не менее, некоторые формы технологии лучевого пропеллента были признаны необходимыми на некоторых участках ETO – полета. Возможна подача пропеллента с земли, самолета и из космоса, также как и химические тяговые сборки на борту.
Представлен марсианский сценарий для 1 годичной миссии с использованием существующих технологий. Никакого лучевого проепелента, привязок или других передовых технологий не было использовано, и эта миссия не была оптимизирована для EPPP. Масса корабля и профиль ETO – полета были подобны Космическому Шаттлу. Через 3 месяца дальнего путешествия, команда из 4-х человек проводит 30 дней на поверхности. По возвращении EPPP – корабль сбрасывается и командная капсула выполняет баллистический вход в атмосферу. Неизвестны никакие другие средства реактивного движения, которые могут выполнить эту миссию также быстро и с такой же малой массой на орбите.
К развитию EPPP может быть применено огромное число технологий. Многие военные и космические системы реактивного движения дополняют EPPP, или в базовых исследованиях или в развитии компонент на системном уровне. Химия передовых взрывчаток и лучевой пропеллент являются двумя наиболее значительными технологиями, которые необходимо развить для запуска большого EPPP – корабля.

РЕКОМЕНДАЦИИ И БУДУЩАЯ РАБОТА

Первые усилия должны быть предприняты для проверки потенциала EPPP. Первым делом является сообщение многим исследовательским центрам базовых операционных предпосылок работы с внешними тяговыми импульсами и как их существующая работа может помочь подтверждению или опровержению различных EPPP – подходов. Генерация опубликованных статей о специальных аспектах EPPP и глубокие исследования конфигураций корабля являются первостепенными. В отличие от большинства режимов космического реактивного движения, которые всесторонне исследованы (т. е. ядерные тепловые, с газовым ядром, солнечные электрические, передовые химические к примеру), EPPP не имело никаких прямых исследований кроме программы ORION 1958 года и дюжины статей за последние 30 лет . Должно быть ясной рекомендацией, что огромный массив конфигураций EPPP должен быть полностью исследован в будущих работах множеством исследователей, ученых и инженеров.
Будущая работа, запланированная в рамках Центра Исследования Реактивного Движения Центра Космических Полетов им. Маршалла включает в себя одновременно системные исследования и экспериментальное тестирование оборудования. Планируется более определенный анализ корабля и миссии для проверки методологии лучевого пропеллента. Предполагается развитие углеволоконных амортизаторов и их тестирование ожидается в Сентябре 2000 г. В следующем году также ожидается толчок для начала исследований передовых химических взрывчаток.

Перевод Дмитрия Зотьева

Cноски — примечания при переводе:

1 т.е. EPPP (прим. перевод.)

2 с поверхности Земли (прим. перевод.)

3 пропеллент — это рабочее тело двигателя, используемое для придания кораблю импульса. Достаточно часто, например в ЖРД, пропеллент одновременно является топливом (прим. перевод.)

4 Earth To Orbit - запуск с Земли на околоземную орбиту (прим. перевод.)

5 Magneto Hydro Dynamics - здесь плазменные двигатели (прим. перевод.)

6 т.е. ядерных зарядов, генерирующих плазменные импульсы, которые создают тягу (прим. перевод.)

7 т.е. плиты, в которую приходятся толчки (импульсы ) плазмы, создающие тягу (прим. перевод.)

8 Low Earth Orbit – низкая, околоземная орбита (прим. перевод.)

9 Space Shuttle Main Engine — главный двигатель космического челнока (прим. перевод.)

10 Жидкий кислород / жидкий водород (прим. перевод.)

11 Пластиковая взрывчатка на основе циклонита (прим. перевод.)

12 Циклонит (прим. перевод.)

13 Быстро вращающееся, большое колесо, используемое в качестве пращи (прим. перевод.)

14 Жидкий кислород и метан (прим. перевод.)

15 Система управления реакциями корабля для сохранения параметров полета (прим. перевод.)

16 Фунт-сила, 1 Н = 0.22481 lbf

Архангел Гавриил: Один комментарий

Space Odyssey говорит 31/08/2015 в 15:59:

Не очень здорово переведенная (слишком дословно), но все равно интересная статья о том, как на рубеже веков предполагалось создать гибрид шаттла с Орионом, чтобы осуществить полет на Марс. Очень здоровая идея, между прочим!
Не обязательно использовать шаттл, хотя по условиям для экипажа он наиболее подходит для межпланетных миссий. Однако, корпус слабоват для установки тяговой плиты. При использовании маломощных ядерных взрывов ~100 тонн ТНТ потребуется создать массивный модуль амортизации и тяговую плиту диаметром в десятки метров.

Отличный способ утилизировать тактические, ядерные заряды!

Ответить ↓

Поделиться ссылкой:

Архангел Гавриил: Один комментарий