«Техника-молодежи» 1973 г №4, с.50-51

Ц. СОЛОВЬЕВ, кандидат технических наук

«В

нимание!.. Приготовиться!.. Десять, девять... три, два... Залп!» Огромная перегрузка прижимает к спинке сиденья. Трудно пошевелить даже пальцем. Круги перед глазами... И вдруг... невесомость. Летим!.. Из пушки на Луну! Да, да, из пушки и на Луну. Как у Жюля Верна. Пушка, правда, электромагнитная, но Луна настоящая.

Представьте систему, в которой разгон космического корабля производится за счет электромагнитных сил, — линейный ускоритель, состоящий из большого числа соленоидов. Его размеры определятся уровнем допустимых перегрузок в стартующем объекте. Ускорение постоянное. Потребная длина катапульты, разгоняющей аппарат до скорости ΔV с перегрузкой n, равна

Предположим, что длина катапульты составляет 1 км. В этом случае при приращении скорости ΔV = 3÷4 км/сек получится перегрузка n=480÷800 — вполне допустимая величина для автоматических аппаратов¹. В то же время диапазон ΔV = 3÷4 км/сек обеспечивает разгон космических аппаратов для полета к Луне и ближним планетам (к Венере, Марсу и Меркурию через Венеру). Вполне вероятно, что при специальном проектировании конструкций и аппаратуры допустимые перегрузки увеличатся до n=2000÷2500. В этом случае катапульта с l=1 км обеспечит разгон космического аппарата до ΔV = 6÷7 км/сек. Так можно улететь и к Юпитеру, и к Меркурию. Не исключен и двухступенчатый разгон до ΔV = 7 км/сек. Первая катапульта разгоняет аппарат до ΔV ≈ 3 км/сек и выводит его на сильно вытянутую эллиптическую орбиту ИСЗ. Там находится вторая катапульта, которая сообщает аппарату скорость ΔV = 4 км/сек (аппарат и катапульта стыкуются в перицентре этой орбиты). В этом случае перегрузка не превышает n=800. Иное дело пилотируемые корабли. Уровень перегрузок ограничен физиологическими свойствами организма человека. Катапульта длиной в 10 км может обеспечить разгон пилотируемого аппарата до ΔV =1,5÷2 км/сек. В этом случае полет к Луне и ближним планетам может быть обеспечен двумя ступенями катапульт. Правда, длину «пушки» можно сократить, применив для экипажа специальные противоперегрузочные гидрокостюмы.

Возможен и другой вариант пилотируемого полета. Корабль без экипажа выводится на орбиту с большими перегрузками Люди достигают этой орбиты на обычной ракетной системе и после стыковки переходят в корабль.

При разгоне космического аппарата орбитальная станция-катапульта изменяет свою скорость. Так как отношение масс катапульта — снаряд достаточно велико, то это изменение составит ΔV = 100÷200 м/сек. Коррекция орбиты станции может производиться электрореактивными двигателями малой тяги (ЭРД) или отстрелом массивных металлических болванок. Оценим потребную мощность энергоустановки, готовящей «выстрел». Кинетическая энергия, сообщаемая космическому аппарату, равна

N — мощность энергоустановки;

Δt — время накопления потребной энергии;

η — к.п.д. системы накопления энергии и электрокатапульты. Отсюда потребная мощность энергоустановки

На рисунке 2 приведена зависимость N от Δt для разгона аппаратов различного веса G до ΔV=4 км/сек при к.п.д. системы η = 0,9. При мощности энергоустановки N ≈ 250 квт энергия, потребная для разгона аппарата весом G = 5 т, накапливается за Δt = 2 суток. Учитывая длительность накопления энергии на коррекцию орбиты станции, получим, что интервал запусков космических аппаратов равен примерно 22÷42 суткам².

¹ Перегрузка спускаемых аппаратов АМС «Венера» n — 400.

² При 5 и 10%-ном расходе веса на коррекцию.

В качестве источника энергии на борту космической станции-катапульты целесообразно использовать ядерную энергетическую установку (ЯЭУ) — реактор и преобразователь тепловой энергии в электрическую. Для тяжелой станции-катапульты с экипажем на борту необходима установка биологической защиты от излучения реактора.

В качестве накопительной системы электроэнергии — электрические аккумуляторы. Впрочем, возможны и накопители на основе сверхпроводящих электромагнитов — криогенных систем с электромагнитными катушками, охлаждаемыми до условий сверхпроводимости. Устройства подобного типа, например, разрабатываются для покрытия пиковых нагрузок электростанций и позволяют получать кратковременные сильные токи разряда. Ускорительная система «пушки» состоит из цепочки соленоидов. Катушки подключаются таким образом, что секции, через которые уже прошел снаряд, выталкивают его, а секции, расположенные впереди, втягивают аппарат. Для подключения катушек в такой последовательности необходима специальная сильноточная коммутационная аппаратура. Создание ее — серьезная проблема, возможно, делающая более целесообразным использование другого типа ускорительных электромагнитных систем.

Космическая станция-катапульта с электромагнитным ускорителем (ее возможный вид показан на 4-й стр. обложки), выведенная или собранная на низкой круговой орбите ИСЗ, может быть использована для запуска космических аппаратов различного назначения. Особенность такой системы запуска — большой начальный вес в сочетании с малым расходом массы на разгон корабля. Естественно, что преимущества «пушки» проявятся при большом числе запусков, при длительной эксплуатации стартовой системы. Такими операциями, например, могут быть:

— регулярный запуск исследовательских автоматических космических аппаратов к различным планетам;

— запуск грузовых десантных аппаратов для обеспечения будущих баз на Луне и планетах.

По-видимому, в будущем возможны и другие области применения такой стартовой системы на орбитах ИСЗ, орбитах спутников планет и на поверхности Луны и планет без атмосферы.

На рисунке 3 приведен график зависимости суммарного веса ΣG груза, выводимого на орбиту ИСЗ, от количества запусков N для различных систем разгона космического аппарата. Видно, что для скорости разгона ΔV = 4 км/сек система с электрокатапультой требует меньших затрат веса по сравнению с лучшими вариантами ЖРД и ЯРД при числе запусков более 10-30. При бóльших потребных скоростях разгона весовые преимущества электрокатапульты проявляются заметнее.

Специальные системы электропушки проследят за необходимой точностью выведения аппарата на расчетную траекторию. Особые требования должны предъявляться к конструкции поддерживающей фермы для обеспечения необходимой жесткости «ствола» в момент «выстрела». Это требование может явиться серьезной проблемой при создании электрокатапульты. Сравнительно краткое время «выстрела» (Δt ≈ 0,5 сек.) и большой момент инерции такого гигантского сооружения размером 1 км, по-видимому, не вызовет серьезных затруднений в угловой стабилизации в момент «выстрела». Система коммутации электропитания соленоида должна обеспечивать необходимую программу разгона с постоянным предельно допустимым ускорением и отсечку электропитания соленоида при достижении расчетной скорости разгона. Предварительные ориентировочные оценки показывают, что принципиально возможно создание систем, обеспечивающих точность выведения аппарата, сопоставимую с точностью выведения современных ракетных систем. Если же точность мала, потребуются дополнительные затраты рабочего тела на коррекцию траектории, и это несколько уменьшит эффективность электрокатапульты.

На рисунках:

Рис. 1. Зависимость длины катапульты (в км) от приращения скорости аппарата (в км/сек) для различных значений допустимой перегрузки. Широкие полосы обозначают ориентировочные диапазоны допустимых перегрузок для (сверху вниз) космонавта (штрихованная линия — для космонавта в перспективном противоперегрузочном гидрокостюме), современной и будущей специально спроектированной аппаратуры. Астрономические символы планет внизу показывают, каково должно быть приращение скорости аппарата., чтобы, он достиг Луны, Венеры, Марса и Юпитера.

Рис. 2. Зависимость мощности энергоустановки (в квт) от времени накопления энергии для разгона аппаратов различного веса до ΔV=4 км/сек при к.п.д. системы η=0,9. Условные картинки в квадратиках символизируют различные веса аппаратов.

Рис. 3. Зависимость веса выводимого на орбиту ИСЗ (космический аппарат плюс катапульта или ракетные блоки) от числа пусков КА для различных систем разгона: жидкостных ракетных систем на современных высококипящих компонентах (ВК); на компонентах «керосин и жидкий кислород» (К+О₂); на компонентах «жидкие водород и кислород» (Н₂+О₂); ядерных ракет (ЯРД) с водородом в качестве рабочего тела; электрокатапульты (ЭК). Вес КА — 5 т, разгон до ΔV=4 км/сек.