авторефераты диссертаций БЕСПЛАТНАЯ БИБЛИОТЕКА РОССИИ

КОНФЕРЕНЦИИ, КНИГИ, ПОСОБИЯ, НАУЧНЫЕ ИЗДАНИЯ

<< ГЛАВНАЯ
АГРОИНЖЕНЕРИЯ
АСТРОНОМИЯ
БЕЗОПАСНОСТЬ
БИОЛОГИЯ
ЗЕМЛЯ
ИНФОРМАТИКА
ИСКУССТВОВЕДЕНИЕ
ИСТОРИЯ
КУЛЬТУРОЛОГИЯ
МАШИНОСТРОЕНИЕ
МЕДИЦИНА
МЕТАЛЛУРГИЯ
МЕХАНИКА
ПЕДАГОГИКА
ПОЛИТИКА
ПРИБОРОСТРОЕНИЕ
ПРОДОВОЛЬСТВИЕ
ПСИХОЛОГИЯ
РАДИОТЕХНИКА
СЕЛЬСКОЕ ХОЗЯЙСТВО
СОЦИОЛОГИЯ
СТРОИТЕЛЬСТВО
ТЕХНИЧЕСКИЕ НАУКИ
ТРАНСПОРТ
ФАРМАЦЕВТИКА
ФИЗИКА
ФИЗИОЛОГИЯ
ФИЛОЛОГИЯ
ФИЛОСОФИЯ
ХИМИЯ
ЭКОНОМИКА
ЭЛЕКТРОТЕХНИКА
ЭНЕРГЕТИКА
ЮРИСПРУДЕНЦИЯ
ЯЗЫКОЗНАНИЕ
РАЗНОЕ
КОНТАКТЫ


Pages:     | 1 || 3 | 4 |

«В.П.БУРДАКОВ Ю.И.ДАНИЛОВ РАКЕТЫ БУДУЩЕГО Москва Атомиздат 1980 6Т6 Б91 УДК 629.7(0.23) Бурдаков В. П., Данилов Ю. И. Б91 ...»

-- [ Страница 2 ] --

Таким образом, оказалось, что масса выводимого гигантской ракетой привычной конструкции полезного груза не м о ж е т превы ш а т ь 100—500 т (верхнее значение — за счет некоторого допол нительного снижения эффективности). Выяснилось т а к ж е, что ра кета «Сатурн-5», у ж е созданная д л я выведения груза массой око ло 100 т, нерентабельна и ее пришлось снять с производства.

Вместе с тем р а з в и в а ю щ а я с я космическая техника выдвигает новые требования к ракетам-носителям. Они д о л ж н ы быть рен табельны, удобны и практичны в производстве и эксплуатации, н а д е ж н ы, безопасны, а главное — универсальны. Прогнозы гово рят о том, что выводимые на орбиту И С З грузы массой 100 — 500 т — д а л е к о не предел с точки зрения потребностей космонав тики. Что же делать? М о ж е т быть, используя положительный опыт в проведении стыковок на орбите, выводить грузы меньшей массы и затем соединять их. И л и р а з р а б о т а т ь принципиально но вую конструкцию ракеты, которой было бы под силу вывести в космос монолитный груз с более высокой эффективностью, чем д е л а л а это ракета «Сатурн-5»?

Принципиально новыми в ракетостроении стали следующие направления: применение ядерной энергии, использование внеш них ресурсов и создание универсальных систем.

4. А Т О М И РАКЕТА « Д е л а т ь все д л я прекращения гонки вооружений, д л я укреп ления Мира и безопасности народов — в этом мы видим корен ную з а д а ч у своей внешней политики», — сказал в своей речи на торжественном заседании Бакинского горкома партии и город ского Совета народных депутатов 22 сентября 1978 года Гене ральный секретарь ЦК К П С С, П р е д с е д а т е л ь Президиума Верхов ного Совета С С С Р т о в а р и щ Л. И. Б р е ж н е в.

Неустанная забота нашего государства о достижении согла шений об ограничениях, а затем и о полном прекращении произ водства ядерных боеприпасов находит все большее понимание у народов мира. П о я в л я ю т с я предложения и д а ж е конкретные про екты использования у ж е накопленного ядерного о р у ж и я в мир ных целях.

Советский Союз я в л я е т с я первой д е р ж а в о й, активно ставящей в основу своей внешней политики политику мира. Поэтому не слу чайно, что именно по инициативе С С С Р были приняты первые ос новные резолюции О О Н : о м е ж д у н а р о д н о м сотрудничестве в ис пользовании космического пространства в мирных целях (20 де к а б р я 1961 г о д а ), о невыводе на орбиту объектов с ядерным ору жием (17 октября 1963 г о д а ), о настоятельной необходимости приостановки ядерных и термоядерных испытаний (27 ноября 1963 года) и т. п.

Последовательное разоблачение «войн ужасов», т. е. проек тов некоторых з а п а д н ы х военных стратегов ведения будущих войн с привлечением новейших достижений науки, в том числе и ядерной физики, конкретные примеры в строительстве мир ных объектов ядерной энергетики, таких, как П е р в а я атомная электростанция, неустанная работа, направленная на скорейшее запрещение применения ядерного о р у ж и я и р а з о р у ж е н и е — все эти шаги характеризуют деятельность Советского государства, узаконенную принятой в 1977 г. новой Конституцией С С С Р (статьи 28—30).

Вот почему ученые и инженеры многих стран все чаще обра щаются к проектам переключения накопленного ядерного арсена ла на мирные цели. Атомные электростанции, атомные ледоколы и другие корабли, атомные самолеты, атомные климатические ус тановки и, наконец, атомные космические ракеты — это д а л е к о не полный перечень в о з м о ж н ы х областей применения ядерной энер гии в мирных целях.

В настоящее время ядерная энергетика, у истоков которой стоял выдающийся советский физик, академик И. В. Курчатов, у ж е вышла из младенческого возраста и не только д о к а з а л а свою жизненность и рентабельность, но и превратилась в отрасль, ко торой с у ж д е н о быть ответственной за будущее энергетики Земли.

Ресурсы ядерной энергетики намного превосходят все остальные ископаемые земные энергоресурсы. Ядерная энергия, как показа ли многочисленные исследования, может считаться т а к ж е буду щим транспортной энергетики, включая и энергетическое обеспе чение космических транспортных средств. Последнее обусловлено тем, что ядерное сырье обеспечивает максимальную концентрацию энергии в единице массы, что является залогом создания в буду щем компактных и энергоемких энергетических установок.

Процессы, при которых выделяется ядерная энергия, подраз деляются на радиоактивные превращения, реакции деления тяже лых ядер, реакции синтеза легких ядер, реакции аннигиляции ве щества и антивещества.

Р а д и о а к т и в н ы е превращения реализуются в так называемых изотопных источниках энергии. Один из таких источников был ис пользован, например, на объекте «Луноход-1» и показал при этом отличные энергетические и эксплуатационные характеристики.

Д л я энергетических целей используются обычно искусствен ные радиоактивные изотопы, значительные количества которых в настоящее время м о ж н о получить лишь в ядерных реакторах де ления, облучая нейтронами исходные продукты. Например, для получения распространенного в энергетических установках радио активного изотопа 2 1 0 Ро в реактор з а к л а д ы в а ю т после соответст вующей очистки природный висмут ( 2 0 9 Bi). Удельная массовая энергия (энергия, которую может выделить 1 кг массы) искусст венных р а д и о а к т и в н ы х изотопов значительно выше, чем у хими ческих топлив. Так, для 2 1 0 Ро она равна 5*10 8 к Д ж / к г, в то время как д л я наиболее энергопроизводительного химического топлива (бериллий с кислородом) это значение не превышает 3*10 4 к Д ж / к г.

Удобство работы с изотопными источниками состоит в их простоте, способности в ы д е л я т ь энергию в любых количествах (в зависимости от массы изотопа, как бы м а л а она ни б ы л а ), хо рошей защищенностью персонала от ионизирующих излучений.

Так, 2 1 0 Ро испускает в основном -частицы (ядра гелия), которые легко поглощаются сравнительно тонкими оболочками, и очень слабое -излучение (на один распад 10 - 5 - к в а н т о в ). В настоящее время с помощью подобных источников получают в основном теп ловую энергию, которая выделяется при поглощении в материале тепловыделяющего элемента а- или -частиц (электронов), испус каемых источником. Тепловая энергия может преобразовываться в электрическую или механическую. Так, выполнив тепловыделя ющие элементы источника в виде пористой массы или каналов, по которым прокачивается рабочее тело, можно получить радиоизо топный реактивный двигатель. Схема такого двигателя напомина ет схему Ж Р Д с той лишь разницей, что вместо камеры сгорания у него будет камера нагрева рабочего тела, заполненная пористым радиоизотопным веществом.

К сожалению, подобные двигатели применять на космических ракетах-носителях пока нерационально. Причина этого — высокая пока еще стоимость изотопного вещества и трудности эксплуата ции. Ведь изотоп выделяет энергию постоянно, д а ж е при его транспортировке в специальном контейнере, при стоянке ракеты на старте, при ее обслуживании и т. п.

Если м о ж н о будет создать специальное автоматическое уст ройство, п е р е г р у ж а ю щ е е изотопный источник без его перегрева и разрушения из о х л а ж д а е м о г о контейнера в камеру д в и г а т е л я не посредственно перед стартом ракеты, то дорога в космос радио изотопным ракетам-носителям будет открыта. Возможен и другой путь — установка на ракете перед стартом всего двигателя, кото рый во время предстартового о б с л у ж и в а н и я ракеты д о л ж е н ох л а ж д а т ь с я специальными наземными средствами. Существует и другая эксплуатационная проблема — проблема безопасности при разрушении источника, поскольку загрязнение а т м о с ф е р ы и земной поверхности радиоактивными продуктами недопустимо.

По-видимому, выполнить это условие м о ж н о с помощью в ы б о р а изотопа с малым периодом п о л у р а с п а д а *, равным примерно по ловине времени выведения полезного груза на орбиту И С З. Из вестно, что тяга д в и г а т е л я при полете ракеты д о л ж н а постепенно уменьшаться из-за уменьшения массы ракеты в результате расхо д о в а н и я рабочего тела. Естественное уменьшение энерговыделения источником соответствует этому требованию, так как количество рабочего вещества, прокачиваемого через двигатель и выбрасы ваемого н а р у ж у в виде реактивной струи, уменьшается;

кроме того, частичное или д а ж е полное разрушение двигателя приведет к загрязнению о к р у ж а ю щ е й среды на очень короткий срок. П р а в да, в этом случае перевозки изотопа недопустимы, и установку д л я его получения придется с о з д а в а т ь прямо на стартовой пози ции, что с в я з а н о с дополнительными трудностями в работе.

В качестве рабочего тела изотопного ракетного д в и г а т е л я це лесообразно применять воду как наиболее дешевое и безопасное вещество. Температура паров на выходе из нагревателя д о л ж н а быть в о з м о ж н о выше, но здесь ограничивающим фактором явля ется допустимая температура изотопа. Таким образом, подбор изотопов с высокой рабочей температурой, достаточно энергоем ких и дешевых в получении, — в а ж н а я проблема на пути созда ния изотопного ракетного двигателя.

Ядерные р е а к т о р ы деления используют еще более энергопро изводительное топливо, чем изотопы. Так, удельная массовая энергия 235 U (делящегося изотопа урана) равна 6,75·10 9 к Д ж / к г, т. е. примерно на порядок выше, чем у изотопа 2 1 0 Ро.

Ядерным ракетным двигателям посвящена обширная как спе циальная, так и популярная литература. Известно, что в США созданы экспериментальные образцы реакторов для таких двига телей и д а ж е стендовые образцы двигателей, прошедшие успеш ные испытания. Все это говорит о том, что трудностей при со здании ядерных ракетных двигателей на базе реакторов деления, по-видимому, меньше, чем при создании изотопных двигателей.

* Период полураспада — время, в течение которого в среднем распа дается половина атомов радиоактивного вещества.

Например, эти двигатели м о ж н о «включать» и «выключать», ядерное горючее ( 233 U,. 235 U, 238 U, 2 3 9 Pu) значительно дешевле изо топного, температура твэлов * д а ж е при существующей техноло гии с о з д а н и я тугоплавких м а т е р и а л о в примерно в д в а р а з а выше, чем температура изотопных источников, и составляет примерно 3000 К, обеспечивая тем самым большую удельную тягу (удель ный импульс) двигателей. В таких двигателях в качестве рабо чего тела может применяться не только вода, но и более эффек тивные рабочие вещества — спирт, аммиак, ж и д к и й водород. Осо бенно высокие значения удельных импульсов (до 900 к г с · с / к г ) м о ж н о получить, применяя жидкий водород. Существуют и более экзотические проекты ядерных ракетных двигателей, в которых д е л я щ е е с я вещество находится в жидком, г а з о о б р а з н о м или д а ж е плазменном состоянии. Д в и г а т е л и с газообразным или плазмен ным рабочим веществом иногда н а з ы в а ю т д в и г а т е л я м и «лампово го типа», т а к к а к нагрев рабочего тела осуществляется в основном за счет излучения т я ж е л о й урановой плазмы. Удельный импульс таких двигателей в случае применения в качестве теплоносителя водорода может составить 2500 кгс·с/кг. Н е т р у д н о догадаться, что основные проблемы в создании таких двигателей — это раз р а б о т к а способа у д е р ж а н и я уранового газа или плазмы, способа эффективного теплосъема, способов запуска и останова. Сущест вуют т а к ж е п р е д л о ж е н и я об использовании в качестве д в и ж у щ е й силы последовательных в з р ы в о в ядерных (в том числе и термо ядерных) з а р я д о в. П о д а в а я такие з а р я д ы по специальному тон нелю из хранилища в зону взрыва, отстоящую от космического а п п а р а т а на несколько д е с я т к о в — с о т е н метров, р а с п о л о ж е н н у ю за специальной буферной плитой с амортизатором, и строго рас считав момент взрыва, м о ж н о получить довольно эффективное воздействие продуктов взрыва на буферную плиту, к о т о р а я через систему а м о р т и з а т о р о в передает тяговые импульсы всей ракете.

Огромные температура и давление, развиваемые в зоне взрыва, обеспечивают высокие значения удельных импульсов (или усред ненных по времени удельных т я г ). Заманчивость этой схемы яс на — она позволяет использовать д л я целей космонавтики огром * Твэлы — т е п л о в ы д е л я ю щ и е элементы.

ные запасы ядерных и термоядерных боевых з а р я д о в. Во втором случае это у ж е будет термоядерный двигатель.

Более привлекательна, однако, схема термоядерного микро взрывиого или же стационарно р а б о т а ю щ е г о ракетного д в и г а т е л я.

Рассмотренные выше двигатели, по-видимому, не пригодны д л я установки на ракеты, которые д о л ж н ы с т а р т о в а т ь с Земли. При менять их в космосе т а к ж е нерационально из-за высокой опаснос ти д л я о к р у ж а ю щ е й среды. Заметим, что в космических условиях д л я организации продолжительных дальних экспедиций значитель но большие преимущества имеют двигатели малой тяги — ядерные электрореактивные двигатели, которые в виде законченных проек тов и опытных о б р а з ц о в существуют у ж е сейчас.

Н а с же в первую очередь интересует энергетика ракет, стар тующих с поверхности Земли. О к а з ы в а е т с я, что термоядерный д в и г а т е л ь д л я т а к и х ракет может о к а з а т ь с я наиболее предпочти тельным. Н а и б о л е е распространенное в природе термоядерное го рючее — водород. Четыре атома водорода, п р е в р а щ а я с ь в один атом гелия, выделяют огромную энергию. Энергопроизводитель ность водорода в этой реакции составляет 6,45·10 1 1 к Д ж / к г, т. е.

примерно на два порядка выше энергопроизводительности ядерных реакций деления. О г р о м н а я а к к у м у л и р о в а н н а я в водороде термо я д е р н а я энергия создает предпосылки, как будет показано в даль нейшем, д л я с о з д а н и я принципиально нового типа космических тя говых систем.

Космические ракеты с термоядерными водородными двигате лями могут не з а п а с а т ь топливо на борту, а потреблять его не посредственно из о к р у ж а ю щ е й среды.

В настоящее время ученые всего мира работают над пробле мой «приручения» термоядерных реакций, над созданием управляе мых термоядерных реакторов и энергетических установок на их основе.

Советские ученые занимаются р а з р а б о т к о й этой проблемы вот у ж е более четверти века. Изучаются вещества, вступающие в термоядерные реакции при малой начальной температуре и д а ю щие значительный энергетический выход, методы нагрева и удер ж а н и я плазмы, а т а к ж е многие другие проблемы, встающие на пу ти овладения этим новым энергетическим процессом.

По-видимому, первые т е р м о я д е р н ы е установки будут рабо тать не на чистом водороде, а на таких «пусковых» топливах, к а к смесь дейтерия и трития, смесь дейтерия и гелия, а возможно, и на тройных композициях.

Н а к а н у н е XXV съезда К П С С в С С С Р был проведен так на зываемый физический пуск новой термоядерной установки «Тока мак-10» (физический пуск — это проверка функционирования сис темы на нулевой мощности). Установка напоминает собой огром ный т р а н с ф о р м а т о р, вторичная обмотка которого заменена пусто телым тором, заполненным смесью дейтерия и трития. При пода че тока в первичную обмотку во вторичной в о з б у ж д а е т с я газовый р а з р я д, причем плазменный шнур б л а г о д а р я т е к у щ е м у по нему току начинает с ж и м а т ь с я и разогреваться. В а ж н о, чтобы плазма не соприкасалась со стенками. Коснувшись стенок, плазма, во первых, о х л а ж д а е т с я, а во-вторых, з а г р я з н я е т с я испарившимся м а т е р и а л о м стенки, что ведет к ее еще большему о х л а ж д е н и ю.

Ч т о б ы уменьшить влияние различных неустойчивостей, приводя щих к деформации плазменного кольцевого ж г у т а и смещению его от центра тора, применяют магнитные катушки. Р а з м е р ы и пара метры установки «Токамак-10» таковы, что т е м п е р а т у р а плазмы в ней достигает 2·10 7 К, что только в 4—5 раз меньше требуемой д л я начала термоядерного синтеза.

В Физическом институте им. П. Н. Л е б е д е в а АН С С С Р ус пешно ведутся работы по инициированию термоядерных реакций с помощью лазерного излучения. Такой путь считают перспектив ным д л я импульсных термоядерных реакторов.

Все это означает, что у ж е сейчас настало время д л я изучения инженерно-технологических вопросов создания термоядерных ра кетных двигателей.

Н а и б о л ь ш а я энергопроизводительность х а р а к т е р н а д л я ядер ных реакций аннигиляции: 1 кг массы вещества и антивещества при полной аннигиляции д о л ж е н выделить 9·10 1 3 к Д ж энергии, что более чем на два порядка превышает эиергопроизводитель ность термоядерных реакций. Но в отличие от термоядерной проб лемы з а д а ч а создания аннигиляционных установок представляет ся более сложной из-за того, что не решены вопросы производст· ва антивещества.

Природные ресурсы антивещества пока неизвестны, существу ют лишь предположения и косвенные данные о том, что в меж звездном пространстве оно может существовать в незначительных количествах — до 1 0 - 5 % обычного вещества. Большой интерес представляют запланированные эксперименты по о б н а р у ж е н и ю т а к называемых антизвезд с помощью «нейтринных телескопов».

Астрофизики подсчитали, что при вспышке к а ж д о й сверхновой звезды выделяется мощный поток нейтрино и антинейтрино, при чем если эта сверхновая звезда состоит из антивещества (анти з в е з д а ), то поток нейтрино из нее будет превышать поток анти нейтрино. Д л я обычной же сверхновой звезды, состоящей из обыч ного вещества, поток антинейтрино будет примерно в д в а р а з а превосходить поток излучаемых нейтрино.

Если когда-либо будут открыты антизвезды, то н а д е ж д а на использование рассеянного в космосе антивещества существенно увеличится.

Получение антивещества в земных лабораторных условиях потребует р а з р е ш е н и я таких проблем, к а к получение элементар ных античастиц, синтезирование из этих античастиц химических элементов антивещества в плазменном состоянии, охлаждение плазмы, о ж и ж е н и е и затем отверждение антивещества. Естествен но, что все перечисленные процессы д о л ж н ы проходить в любой ф а з е без контактов антивещества со стенками (из в е щ е с т в а ). Это условие и я в л я е т с я одним из решающих в проблеме получения антивещества.

Сейчас трудно предсказать, когда именно появится первое ан тивещество, пригодное д л я хранения на борту ракеты. Но темпы физических исследований растут с к а ж д ы м днем. На ускорителях получают ядра антиводорода, а на новых ускорителях больших энергий — и более т я ж е л ы е ядра. Так, при энергии соударения протонов с бериллиевой мишенью 30 ГэВ * был получен антидейт рон, а при энергии около 70 ГэВ — ядра антигелия. В Сибирском отделении АН С С С Р успешно ведутся р а б о т ы по получению нейт рального газообразного антиводорода **.

* ГэВ — гигаэлектронвольт (10э эВ).

** От античастиц к антивеществу. — « Н а у к а и ж и з н ь », 1977, № 2, с. 40.

Следующий шаг — о ж и ж е н и е или отверждение антиводорода в целях его контейнирования в магнитном или электростатическом поле — еще не сделан, но и он не так далек. По-видимому, м о ж но п р е д п о л о ж и т ь и в о з м о ж н о с т ь организации в будущем более с л о ж н о г о процесса — получения т я ж е л ы х элементов антивещества в результате термоядерного синтеза антиводорода, антидейтерия, антигелия и т. п. О х л а ж д е н и е, конденсацию, а т а к ж е хранение этих веществ на борту будет проще осуществить, нежели водоро да, о д н а к о представить всю технологию процессов пока еще трудно.

Получение и в о з м о ж н о с т ь контейнирования значительных масс антивещества будет означать появление реальной основы д л я физических исследований и проектирования принципиально новых типов двигателей — фотонного и, как считают некоторые физики, антигравитационного.

5. ЗОЛОТОЙ ДИРИЖАБЛЬ «Честь имею представить Императорскому русскому техниче скому обществу мою работу о металлическом аэростате вместе с его б у м а ж н о ю моделью... Прошу покорнейше, у в а ж а е м о е общест во, пособить мне, по мере возможности, материально и нравствен но» — это строки из письма К. Э. Циолковского, переданного че рез Д. И. Менделеева * в Техническое общество. Менделеев писал 26 сентября 1890 г.: «...согласно с желанием г. Циолковского (очень т а л а н т л и в о г о господина) препровождаю в Техническое об щество: 1) его письмо, 2) т е т р а д ь его исследования о форме складного металлического а э р о с т а т а и 3) б у м а ж н у ю модель к проекту г. Циолковского».

К а к известно, седьмой (воздухоплавательный) отдел Импера торского русского технического общества постановил: « О к а з а т ь г. Ц и о л к о в с к о м у нравственную поддержку, сообщив ему мнение Отдела о его проекте. Просьбу о пособии на производство опытов отклонить». Председатель этого отдела инженер Е. С. Федоров тогда заявил, что «аэростат обречен навеки силою вещей остаться игрушкой ветров». Эти слова впоследствии неоднократно повторя ли многочисленные поколения противников у п р а в л я е м ы х аэроста тов. К сожалению, основания к т а к о м у пессимизму были. Напом ним хотя бы такой факт.

Великобритания, Германия и С Ш А приняли на в о о р у ж е н и е «систему Цеппелина», однако построенные дирижабли не о п р а в д а л и грандиозных военных и политических надежд.

Из 129 построенных «цеппелинов» 83 погибло (большинство из * Великий русский ученый Д. И. Менделеев отличался разносторон ними интересами. В частности, он много сделал для воздухоплавания и авиации. Известно, что он помогал А. Ф. Можайскому при создании пер вого в мире самолета, изобрел и изготовил первый высотомер, в ы с к а з а л идею о создании герметичной кабины для высотного управляемого аэро стата, подробно изучил принцип полета птиц, совершил в г. Клину само стоятельный подъем на свободном аэростате в 1887 году д л я наблюдения солнечного з а т м е н и я.

них вне всякой связи с военными действиями;

так, 13 д и р и ж а б лей сгорело в эллингах от случайного воспламенения ).

Потребовались годы т р у д а, экспериментов, упорной р а б о т ы по пропаганде управляемых аэростатов, в том числе и работы са мого К. Э. Циолковского, чтобы проекты д и р и ж а б л е й, основанные на новых конструктивных принципах, получили признание. П е р в а я п о д н я в ш а я с я в воздух модель оболочки такого д и р и ж а б л я была собрана 15 сентября 1935 года из листов нержавеющей стали толщиной 0,1 мм. При сборке она имела р а з м е р ы : длину 44 м, ширину 11 ми высоту 0,36 м. При наполнении водородом оболоч ка приняла форму веретена с максимальным диаметром 7 м. Мо д е л ь поднимала в воздух 200 кг балласта.

17 сентября 1986 года исполнится 100 лет со дня написания К. Э. Циолковским рукописи «Теория и опыт аэростата, имеющего в горизонтальном направлении удлиненную форму» — первой ра боты великого ученого по дирижаблестроению. Несомненно, что при увеличивающихся темпах научно-технического прогресса эта з н а м е н а т е л ь н а я д а т а будет отмечена новыми ш а г а м и в освоении т я г о в ы х средств, т а к или иначе использующих аэростатическую силу Архимеда.

Известно несколько успешных попыток использовать аэроста тическую силу в ракетной технике. П р е ж д е всего необходимо от метить, что ее стали учитывать при расчете летных характеристик т я ж е л ы х космических ракет. В качестве примера можно н а з в а т ь американские ракеты «Сатурн-5» и «Космический челнок». К р о м е того, известны случаи применения в ракетной технике аэростатов.

Например, в проекте Великобритании «Рокун» использовался аэ ростат типа «Скайхок», который поднимал на высоту до 25 км геофизическую ракету. Известны и более с л о ж н ы е проекты с аэ ростатами в качестве первых ступеней. Американская фирма «Боинг Эйрплейн» спроектировала д л я запуска и транспортировки ракет тороидальный баллон. Максимальный диаметр баллона 95 м, минимальный 43 м, а его грузоподъемность рассчитана на ракеты массой до 45 т. Б а л л о н разделен на 16 отсеков с общим объемом 105 м 3 и выполнен из майларовой пленки. Этой же плен кой з а т я н у т о внутреннее отверстие тора, причем проведенные фирмой исследования показали, что струя от двигателей ракеты не вызывает р а з р у ш е н и я баллона, т. е. а э р о с т а т н а я конструкция первой ступени может быть многоразовой. Б а л л о н заполняется во д о р о д о м или гелием, высота его подъема с ракетой 6 км, скорость в горизонтальном направлении при транспортировке ракеты на этой же высоте около 120 км/ч. Последняя достигается при одно временной работе установленных на баллоне трех авиационных двигателей с мощностью к а ж д о г о 3400 л. с. Д в и г а т е л и закреплены шарнирно, что обеспечивает широкие возможности д л я маневри рования и парирования ветровых возмущений.

Об эффективности аэростатических летательных аппаратов говорит такой факт: 20 июля 1958 г. корреспондент «Юнайтед Пресс Интернейшнл» передал из Миннеаполиса сообщение о за пуске в США пластмассового аэростата с грузом 102 кг на вы соту 40 км. Т а к а я огромная высота (для ее достижения космиче с к а я ракета расходует более 60% своей начальной массы!) не предел д л я аэростатических систем.

Использование аэростатических подъемных сил целесообраз нее всего начать с с о з д а н и я комбинированных систем, например реактивно-аэростатических.

Так, заполненное газообразным водородом сигарообразное тело способно на начальном участке д в и ж е н и я в земной атмосфе ре использовать аэростатическую силу, а затем — реактивную, получаемую путем истечения того же самого водорода и его сго р а н и я в воздушно-реактивном двигателе. Подобный аппарат м о ж но модифицировать, если на его передней части установить массо заборное устройство, а на хвостовой — реактивное сопло. Р а б о т а я к а к В Р Д с огромной камерой сгорания, плотность газа в которой меньше плотности о к р у ж а ю щ е г о воздуха, такой а п п а р а т будет одновременно с реактивной р а з в и в а т ь ощутимую аэроста тическую силу. Вместо сгорающего горючего д л я нагрева воздуха м о ж е т быть использован ядерный реактор.

Существуют, наконец, многочисленные проекты, в которых ис кусственно увеличивается вертикальный градиент внешнего дав ления, который и создает аэростатическую силу.

Н а и б о л ь ш е е распространение получили проекты специальных пусковых установок, выполненных в виде вертикальных труб, внутри которых помещается ракета. В верхней части трубы, т. е.

в области над ракетой создается искусственное разрежение, а под ракетой за счет втекания воздуха, продуктов сгорания, воды (ес ли труба опущена в море) или при комбинированных воздействи ях возникает повышенное давление, с о з д а ю щ е е выталкивающее усилие. Исследования эффективности подобных сооружений про в о д я т с я длительное время в США в Университете города Д ь ю к (шт. Северная К а р о л и н а ). Б ы л о установлено, в частности, что д л я в ы б р а с ы в а н и я ракеты «Атлас» ( с т а р т о в а я масса 115 т) с ус корением 10 g требуется пусковая труба высотой 265 м и диа метром 3 м.

Подобные пусковые системы несколько напоминают увеличен ные до гигантских размеров артиллерийские орудия, которые д л я запуска первых отечественных прямоточных двигателей были при менены Московской группой изучения реактивного д в и ж е н и я ( Г И Р Д ) в 1933 г. Необходимо отметить, что возможность приме нения артиллерийских орудий д л я предварительного разгона не больших ракет, а т а к ж е аэродинамических моделей изучается до сих пор. В частности, в С Ш А при проведении подобных экспери ментов используются т я ж е л ы е орудия с д и а м е т р о м ствола более 400 мм.

Вертикальные потоки атмосферного воздуха, вызванные мест ными временными а н о м а л и я м и вертикальных градиентов д а в л е н и я или устойчивыми ветрами, взаимодействующими с горным релье фом поверхности Земли, т а к ж е могут быть в принципе использо ваны д л я подъема летательных аппаратов. Эта проблема, хорошо з н а к о м а я планеристам, по мере р а з в и т и я средств предсказания и воздействия на д и н а м и к у земной атмосферы может о к а з а т ь с я весьма актуальной в космонавтике будущего.

Приведем теперь р я д довольно простых рассуждений, из ко торых можно понять основные закономерности, л е ж а щ и е в основе р а б о т ы аппаратов, использующих аэростатическую подъемную силу. Известный еще из школьных курсов закон Архимеда позво л я е т сделать вывод о том, что удельная ( п р и х о д я щ а я с я на 1 м объема летательного а п п а р а т а ) архимедова сила равна просто напросто плотности атмосферы, умноженной на ускорение свобод ного падения, соответствующее данной планете и данной высоте над ее поверхностью:

РА, [ Н / м З ] = [ к г / м З ] х g [ Н / к г ].

Таким образом, чем больше объем и чем меньше масса соб ственно конструкции а п п а р а т а, тем больше масса поднимаемого полезного груза.

Удельная ( п р и х о д я щ а я с я на единицу площади) динамическая ( в е т р о в а я ) сила, д е й с т в у ю щ а я на а п п а р а т, равна [ Н / м 2 ] = ср 2 / 2 = cq, Рв, где с — экспериментальный аэродинамический коэффициент сопро тивления, который д л я сферических а п п а р а т о в не зависит от на правления обдувки;

q — скоростной напор, Н/м 2.

Наконец, масса конструкционно подобных а п п а р а т о в (имею щих, например, разные размеры, но одинаковую удельную проч ность оболочки и одинаковое д а в л е н и е в ней) определяется к а к ma=l3, где — конструкционный коэффициент;

l — характерный р а з м е р а п п а р а т а (например, диаметр д л я сферической ф о р м ы ).

Устойчивость а п п а р а т а к ветровым воздействиям определяет ся нагрузкой на его мидель, т. е. отношением массы а п п а р а т а к площади его поперечного сечения. Очевидно, что с увеличением размера а п п а р а т а l масса растет быстрее, чем мидель, т а к к а к она пропорциональна l 3, а мидель — только l 2. Н а г р у з к а на мидель при этом возрастает пропорционально l. Одновременно уменьша ется зависимость от воздействия ветра и от турбулентности ат мосферы.

Таким образом, увеличение абсолютных размеров летатель ных а п п а р а т о в «легче воздуха» выгодно в отношении их грузо подъемности и о п р а в д а н о с точки зрения их устойчивости и управ ляемости.

Использование летательных а п п а р а т о в аэростатического типа в о з м о ж н о не только в пределах земной атмосферы, но и в плот ных а т м о с ф е р а х других планет, например в атмосфере Венеры, где л о т принцип наиболее эффективен. Действительно, о р г а н и з а ц и я экспедиции с опусканием на поверхность планеты довольно проб лематична. Высокая температура атмосферы на поверхности Ве неры (760 К) в сочетании с большим давлением (10 7 П а ) * практи чески исключают в о з м о ж н о с т ь пребывания там человека (во вся ком случае, по современным п р е д с т а в л е н и я м ).

Многочисленные эксперименты, проведенные на спускаемых а п п а р а т а х станций «Венера», показали, что на высотах м е ж д у и 50 км от ее поверхности давление и температура примерно со ответствуют земным. Кроме того, на высоте около 49 км з а к а н чивается облачный покров и видимость становится удовлетвори тельной. Таким образом, спускаемый аппарат, выполненный в виде заполняемого гелием баллона и о с т а н а в л и в а ю щ и й с я при снижении в атмосфере Венеры на высоте, соответствующей земным темпе ратуре и давлению, смог бы стать уникальным средством д л я пре бывания людей на этой до сих пор загадочной планете. В о з м о ж ность регулирования высоты полета в зависимости от изменения давления, свободного перемещения вдоль поверхности планеты, сбрасывания на поверхность и запуска в в ы ш е л е ж а щ и е слои ат мосферы радиозондов и, наконец, использования о к р у ж а ю щ е й сре ды д л я вентиляции и жизнедеятельности (путем выделения кисло рода из углекислого газа атмосферы) создает условия д л я пре бывания э к и п а ж а на Венере более комфортные, чем на Марсе.

К этому необходимо добавить, что отработка такого летатель ного аппарата м о ж е т быть проведена в земных условиях. И нако нец, в о з м о ж н о применение на первом этапе автоматических аппа ратов подобного типа. Такие аппараты, очевидно, будут более просты, чем существующие автоматические спускаемые аппараты, достигающие поверхности Венеры.

З а к а н ч и в а я р а з д е л об аппаратах, использующих «даровую», по словам К. Э. Циолковского, силу Архимеда, аппаратах, рабо та которых практически не приводит к загрязнению о к р у ж а ю щ е й среды, молено еще раз с к а з а т ь об их «многоликой» применимости.

Это и самые дешевые транспортные средства, и универсальные атмосферные лаборатории, и первые ступени космических ракет носителей и, наконец, уникальные лаборатории, которые могут о к а з а т ь с я незаменимым средством д л я исследования многих пла нет Солнечной системы.

Па равен 1 Н/м 2.

*1 Давление атмосферы на поверхности земли 105 П а.

Хорошо известно, что не только Венера, но и такие планеты, как Юпитер, Сатурн, Уран, Нептун имеют мощную атмосферу.

Атмосфера о б н а р у ж е н а (непосредственными наблюдениями или теоретически) у некоторых спутников планет. Ею обладают, на пример, так называемые галилеевские спутники Юпитера: Ио, Ев ропа, Ганимед и Каллисто. Имеется атмосфера и у Титана — спутника Сатурна, и у Тритона — спутника Нептуна. Пока еще м а л о известно данных о составах и термодинамических парамет рах этих атмосфер, однако, у ж е сейчас м о ж н о представить, что, по аналогии с земными условиями, атмосферы планет и их спут ников будут затруднять, если не предусмотреть их специальное использование, в о з м о ж н о с т ь покидания этих небесных тел ракет ными летательными а п п а р а т а м и, уносящими пробы грунта, авто матические зонды или д а ж е персонал будущих экспедиций. Один из рациональных способов использования атмосферы — создание а п п а р а т о в аэростатического типа или комбинированных систем, применяющих т а к ж е самолетные, вертолетные или атмосферно реактивные методы с о з д а н и я тяговых усилий в дополнение к аэро статическим.

Напомним, что К. Э. Циолковский, предвидя широкие в о з м о ж ности использования в будущем а п п а р а т о в «легче воздуха», го ворил, что все з а т р а т ы по созданию и строительству д и р и ж а б л е й будут возмещены д а ж е в том случае, если они будут изготовлять ся из «чистого золота».

6. ЧТО ТАКОЕ ВНЕШНИЕ РЕСУРСЫ?

П о д ъ е м аэростата в атмосфере Земли или у д е р ж а н и е дири ж а б л я в равновесии — типичный пример использования внешних ресурсов. В д а н н о м случае атмосфера Земли играет роль преобра з о в а т е л я градиента земного гравитационного поля в вертикальный градиент атмосферного д а в л е н и я. Иначе говоря, используется энергия гравитационного поля Земли.

К внешним, т. е. не з а п а с а е м ы м на борту летательного аппа рата ресурсам, м о ж н о отнести электростатическое и магнитное по ля Земли, различные виды энергии атмосферы (механическую, тепловую, химическую и т. п.), энергию солнечного излучения, а т а к ж е т е р м о я д е р н у ю энергию, к о т о р а я потенциально сосредоточе на во влаге, с о д е р ж а щ е й с я в земной атмосфере.

Д а ж е сами по себе внешние космические массы — от мельчай ших частиц мироздания (нейтрино, электронов, протонов, нейтро нов и т. п.) и до скоплений г а л а к т и к — т а к ж е могут считаться «внешними» неиссякаемыми к л а д о в ы м и ресурсов, необходимых д л я перемещения космических летательных а п п а р а т о в.

Таким образом, внешними ресурсами космических тяговых систем считают инертные массы и энергетические источники, кото рые не з а п а с а ю т с я на борту летательного а п п а р а т а, но могут ис пользоваться д л я его д в и ж е н и я, д л я создания тягового усилия.

Д е л е н и е внешних ресурсов на массовые и энергетические ус ловно, т а к к а к это два эквивалентных понятия: 1 кг массы экви валентен 9·10 1 3 к Д ж энергии в соответствии с известным соотно шением специальной теории относительности = тс2 = 9 · 10 13 к Д ж / к г, определяющим потенциальную энергию любой массы покоя. Ре ально любое тело имеет несколько большую энергию, так к а к в нее в х о д я т т е п л о в а я энергия, энергия химических связей, магнит ная энергия и т. п.

Р а н е е были перечислены некоторые виды энергии околоземно го пространства, с о с т а в л я ю щ и е к а к бы потенциальную энергию атмосферы. В о з м о ж н о с т ь использования этих видов энергии в космических тяговых системах у ж е становится предметом изуче ния и д а ж е фигурирует в нескольких выполненных проектах кос мических кораблей будущего. Тем более интенсивно ведутся рабо ты по исследованию возможности использования в тяговых систе мах внешних ресурсов массы пока т о л ь к о в качестве рабочего тела реактивных двигателей. П р о б л е м а высвобождения потенци альной энергии из массы покоя, например за счет аннигиляции, еще ж д е т своего решения.

Интересно, что предложения по использованию внешних ре сурсов стали появляться практически одновременно с предложе ниями о космических полетах. И это не случайно — ведь космо навтика с о з д а в а л а с ь вслед за воздухоплаванием и авиацией.

Основоположник идей о возможности использования в косми ческой энергетике внешних ресурсов К. Э. Циолковский*.

Ю. В. К о н д р а т ю к, С. П. Королев, В. П. Глушко, Ф. А. Ц а н д е р и другие т а к ж е уделяли этой проблеме много внимания, особенно в д в а д ц а т ы е — т р и д ц а т ы е годы нашего столетия. Особое место занимают р а б о т ы советского инженера Ф. А. Ц а н д е р а, который первый п р е д л о ж и л использовать к р ы л ь я д л я подъема космических ракет в атмосфере и д л я спуска космических аппаратов на З е м л ю и планеты, воздушно-реактивные двигатели д л я этих же целей, устройства д л я приема и преобразования солнечной энергии, электростатическую з а р я д к у космического к о р а б л я и использова ние электростатических д в и ж у щ и х сил, гравитационного п р и т я ж е ния планет и т. п. Все эти предложения направлены на решение одной проблемы — отыскание наиболее доступных и рациональных путей осуществления космических полетов человека. Идеи Ф. А. Ц а н д е р а послужили отправной точкой многочисленных со временных исследований по использованию внешних ресурсов мас сы и энергии д л я увеличения эффективности ракетно-космической техники будущего.

«Деятельность и личность Фридриха Артуровича Ц а н д е р а не могут не в ы з в а т ь невольного восхищения...» — так писал об этом инженере и ученом первый космонавт Земли Юрий Гагарин.

* И. И. Гвай. О малоизвестной гипотезе Циолковского. К а л у г а, Ка л у ж с к о е книжное издательство, 1959.

В настоящее время многие из предлагавшихся методов ис пользования внешних ресурсов у ж е осуществлены или находятся в стадии осуществления. Так, земная атмосфера используется д л я т о р м о ж е н и я спускаемых а п п а р а т о в при возвращении их из кос моса, создания подъемной аэростатической силы (запуск ракет с а э р о с т а т о в ), увеличения эффективности тяговых систем (исполь зование аэродинамического качества, применение в проектах бу д у щ и х систем химических, ядерных и электрических воздушно реактивных двигателей и тяговых систем с накоплением атмосфер ных газов, использование тепловой энергии а т м о с ф е р ы ).

Существуют многочисленные проекты использования солнеч ного излучения д л я непосредственного создания тягового усилия (солнечный парус) или д л я получения механической, тепловой, электрической и других видов энергии.

Н а х о д и т практическое применение использование гравитаци онного поля планет д л я дополнительного ускорения или измене ния плоскости орбиты летательных аппаратов, околоземного маг нитного и гравитационного полей д л я ориентации летательных а п п а р а т о в и т. п.

Естественно, что по аналогии с земными могут использовать ся атмосферные и другие ресурсы остальных планет Солнечной системы, Солнца, межпланетного и межзвездного пространства.

Все эти проекты и реализованные системы объединяет одна о б щ а я особенность — они предполагают использование внешних ресурсов в дополнение к бортовым ресурсам массы и энергии.

Использование внешних ресурсов н а р я д у с бортовыми массово энергетическими ресурсами можно назвать первым этапом увели чения эффективности космических тяговых систем.

Вторым этапом увеличения тяговой эффективности, радиуса действия и времени р а б о т ы тяговых систем м о ж н о считать, по видимому, использование внешних массово-энергетических ресур сов только в качестве дополнения к бортовым энергетическим ре сурсам. Это будет означать, что создание энергоемких и компакт ных бортовых ядерно-энергетических устройств существенно увеличит время работы и дальность полетов подобных а п п а р а т о в в пределах Солнечной системы, поскольку эти п а р а м е т р ы определя ются в основном бортовыми запасами реактивной массы. О т к а з от бортовых запасов реактивной массы будет означать т а к ж е воз можность дальнейшего увеличения количества транспортных опе раций по трассе З е м л я — орбита при ограниченном расходовании земных ресурсов. Возможности создания таких тяговых систем изучаются у ж е в настоящее время.

Третий этап в использовании внешних ресурсов в космичес ких тяговых системах будет характеризоваться отсутствием на чальных (стартовых) бортовых запасов массы и бортовых акку муляторов энергии, предназначенных д л я создания тяговых усилий.

В летательных а п п а р а т а х, р а б о т а ю щ и х по этому принципу, вся необходимая д л я д в и ж е н и я энергия и реактивная масса чер паются извне и не сосредоточиваются на борту перед стартом.

Примером системы такого типа могут с л у ж и т ь проекты кораблей с «солнечным парусом», стартующих с околоземных орбит.

Однако подобные системы принципиально применимы не толь ко в межпланетном пространстве, но и для подъема летательного аппарата в космос непосредственно с поверхности Земли. Иначе говоря, внешних ресурсов массы и энергии в принципе достаточно д л я преодоления земного притяжения и аэродинамического сопро тивления атмосферы. Поясним это на примере.

Таблиц а У д е л ь н а я о б ъ е м н а я энергия околоземного пространства, Д ж / м Вид энергии течения и тур Механическая Термоядерная зации 02 и и кристалли булентность) Конденсации Химическая Высота, км Суммарная (струйные Тепловая 8·105 1,5·105 1,1· 2 · 105 6·104 1,1· 5·105 6,6· 105 103 1,3· 2 · 102 0, 0, 2·10- 0,06 0, 50 0, 1,5·10-3 10 - 10-3 0,9 1, 10 - 0 0,2 0, 3·10- 0 0,07 0, 1 м 3 атмосферы В таблице приведено энергосодержание (удельная объемная энергия атмосферы) в зависимости от высо ты над поверхностью Земли. К а к видно из таблицы, основная энергия заключена в с о д е р ж а щ е м с я в атмосфере водяном паре, поскольку из него м о ж н о выделить водород, который затем ис пользовать в реакции термоядерного синтеза.

В настоящее время широкое распространение в авиации по лучили В Р Д. Принцип их действия заключается в том, что они з а х в а т ы в а ю т атмосферный воздух, который за счет подводимого к нему тепла разгоняется внутри двигателя и создает реактивную тягу. Тепло выделяется при сгорании в пропускаемом через дви гатель воздухе горючего, чаще всего керосина, но м о ж е т быть по лучено и от других источников. Например, существуют проекты В Р Д, использующие ядерную энергию. М о ж н о, очевидно, предста вить и термоядерный принцип получения энергии внутри такого устройства.

Посмотрим, достаточна ли т е р м о я д е р н а я энергия, заключен ная в земной атмосфере, д л я преодоления инерционного, гравита ционного и аэродинамического сопротивлений при выведении ле тательного а п п а р а т а в космос?

З а м е т и м предварительно, что у д е л ь н а я потенциальная энер гия Еу.п с о о б щ а е м а я 1 кг массы, выводимой в космос на беско нечное расстояние от Земли, в ы р а ж а е т с я соотношением (в Д ж / к г ) Еу.п = — M 3 / r, т. е. численно равна так н а з ы в а е м о м у гравитационному потенциа лу З е м л и ( = 6,67·10 - 1 1 м 3 / ( к г · с 2 ) — гравитационная постоянная;

Мз = 5,98·10 2 4 кг — масса Земли;

r — начальное расстояние от центра Земли до объекта, т. е. радиус, на котором определяется гравитационный потенциал;

д л я поверхности З е м л и в средних ши ротах R 3 = 6371110 м).

Кроме того, летательный а п п а р а т приобретает кинетическую энергию, удельное значение которой равно (в Д ж / к г ) Еу.к = а / 2.

Т а к и м образом, с у м м а р н а я удельная энергия (без учета за т р а т на аэродинамическое сопротивление) равна (в Д ж / к г ) Р а в е н с т в о потенциальной и кинетической энергии летательно го а п п а р а т а означает, что он приобрел скорость отрыва о т р, или вторую космическую скорость. Удельная энергия а п п а р а т а, имею щего вторую космическую скорость, равна (в Д ж / к г ) М и н и м а л ь н а я энергия космического полета реализуется при движении летательного а п п а р а т а по круговой орбите на высоте Н=150 км (на более низких высотах велико аэродинамическое сопротивление и стабильный полет н е в о з м о ж е н ). Расстояние от центра З е м л и в этом случае составляет r = 6,53 · 106 м.

Поскольку в таком полете сила гравитации и ц е н т р о б е ж н а я сила уравновешены, м о ж н о определить первую космическую ско рость и удельную энергию такого полета отсюда (в Д ж / к г ) Энергия полета по орбите И С З довольно велика: 1 кг массы обладает примерно такой же кинетической энергией, что и идущий на большой скорости пригородный электропоезд.

З а м е т и м, что в применяемых сейчас баллистических ракетах реальные затраты энергии выведения полезного груза на орбиту превышают 3,13·10 7 Д ж / к г примерно на 10—20% (8—10% на преодоление гравитации, 1—5% на преодоление аэродинамическо го сопротивления, 1—5% на управление). Но это только в том случае, если расчет ведется по массе летательного а п п а р а т а, вы веденного на орбиту.

Фактически же при выведении на орбиту любой массы совре менными средствами возникает необходимость попутно разгонять ракетные блоки и н а х о д я щ е е с я в них топливо. На это и уходит основная доля (примерно 9 0 % ) энергии, заключенной в топливе стартующей ракеты.

Естественно, что летательный аппарат, использующий не бор товые, а только внешние ресурсы массы и энергии, д о л ж е н быть одноступенчатым и многоразовым, поскольку такой а п п а р а т наи более эффективен как в эксплуатационном, так и в экономическом отношении. С учетом сделанных выше замечаний получаем, что удельная массовая энергия, необходимая д л я выведения такого летательного а п п а р а т а на орбиту высотой 150 км, выразится чис лом 3,5·10 7 Д ж / к г.

Р а с п о л а г а е м а я мощность при использовании внешней энергии атмосферы, к о т о р а я будет ежесекундно выделяться в преобразо вателях (в первую очередь, в термоядерном реакторе), будет, очевидно, с в я з а н а со скоростью полета следующим в ы р а ж е н и е м (в Д ж / с ) :

=EтяSвх.

Д л я удельного массового расхода энергии [в Д ж / ( к г - с ) ] спра ведлива ф о р м у л а Еу =ЕтяSвх/Мл.а.

которая определяет выделение энергии за 1 с, приходящейся на 1 кг массы а п п а р а т а. В этой формуле тя — т е р м о я д е р н а я энер гия атмосферы, Д ж / м 3 (см. табл.);

— скорость полета, м/с;

S вх /M л.а — отношение эффективной входной (или в пределе — мидельной S м ) п л о щ а д и летательного а п п а р а т а к его массе. При мечательно, что отношение S м /M л. а д л я существующих конструк ций летательных а п п а р а т о в и В Р Д (включая И С З, корабли-спут ники, незаправленные ракетные блоки, самолеты разных типов, вертолеты) сохраняет примерно постоянное значение (в м 2 /кг) Sм/Mл.а=10-3.

С учетом того, что применяется турбокомпрессорный принцип работы В Р Д, позволяющий двигателям работать при = 0 (ана логично д в и г а т е л я м современных реактивных самолетов), а т а к ж е того, что потери во входном устройстве, тепловые и другие поте ри могут составлять в сумме 90% (т. е. эффективный К П Д равен 10%), располагаемая энергия оказалась примерно равной потреб ляемой энергии д л я выведения летательного а п п а р а т а на низкую околоземную круговую орбиту. Иначе говоря, В этих расчетах зависимость H = H(t) подбиралась оптимальной, т. е. траектория была несколько более пологой, чем д л я современ ных баллистических ракет. Кроме того, расчеты проводились в предположении, что на борту имеются а к к у м у л я т о р ы энергии и массы (буферные а к к у м у л я т о р ы, насыщаемые в процессе выве дения летательного а п п а р а т а па орбиту). Последнее оказалось не обходимым д л я осуществления заключительного этапа выведения, на котором недостаток внешних ресурсов компенсируется их из бытком на низких высотах. Наличие на борту аккумуляторов внешней массы, устройств, необходимых д л я обеспечения процесса ее аккумулирования, а т а к ж е а к к у м у л я т о р о в внешней энергии (в данном случае речь идет об аккумулировании и отделении на борту в о д о р о д с о д е р ж а щ и х компонентов атмосферы) требует, ес тественно, расходования энергии в процессе выведения. Все это и было учтено в принятом значении усредненного К П Д, который на начальном участке полета превышает свое среднее значение ( 1 0 % ), а на конечном — меньше этого значения. Очевидно, на рассмотренных принципах может р а б о т а т ь не только одноступен чатый, но и двухступенчатый летательный аппарат, имеющий ак к у м у л я т о р ы только на второй ступени.


Р е з у л ь т а т расчетов весьма примечателен.

О к а з ы в а е т с я, могут быть созданы летательные а п п а р а т ы, спо собные выходить в космос только за счет внешних (атмосферных) ресурсов энергии и реактивной массы. И не т о л ь к о выходить в космос, но и перемещаться в пределах земной атмосферы в любых направлениях, на любых высотах, находиться в полете практичес ки неограниченное время! Вот что может д а т ь использование в космических летательных а п п а р а т а х внешних ресурсов.

Естественно, что и у других планет Солнечной системы, име ющих атмосферу, есть свои ресурсы массы и энергии, которые т а к ж е могут быть использованы д л я создания тяговых усилий.

О д н а к о количественные значения, определяющие эффективность их использования, пока еще в полной пере не исследованы.

7. АВИАЦИЯ —КОСМОНАВТИКА В 1912 году научная общественность России широко отмечала 60-летие со д н я р о ж д е н и я и 40-летие преподавательской деятель ности профессора механики Московского университета. Е. Ж у ковского. К этому времени. Е. Ж у к о в с к и й — признанный всеми специалист в области аэродинамики и авиации. Он избирается по четным членом ряда вузов, в частности Р и ж с к о г о политехническо го института, в котором в то время учился Ф. А. Ц а н д е р.

Позднее в подписанном В. И. Лениным 3 д е к а б р я 1920 года Постановлении Совета Н а р о д н ы х Комиссаров. Е. Ж у к о в с к и й назван «отцом русской авиации».

В настоящее время, когда опыт современной авиации стано вится достоянием космонавтики, творческое наследие. Е. Ж у ковского, состоящее из более чем 220 научных работ, приобре тает новое значение. Особое место занимают его капитальные труды по теории реактивного д в и ж е н и я.

В предыдущем разделе мы увидели, что использование внеш них ресурсов массы и энергии позволяет летательному а п п а р а т у перемещаться в пределах земной атмосферы (до высоты 100 км) и д а ж е выходить в космос (до высоты 150 км), приобретая соот ветственно и космические скорости полета. При этом речь шла об использовании только одного вида энергии, а именно заключенной в атмосфере потенциальной термоядерной энергии связанного во дорода. В таблице приведены и другие виды энергии, которые так или иначе могут быть использованы д л я д в и ж е н и я летательного а п п а р а т а, но их величина меньше величины термоядерной энергии, поэтому и применение таких видов энергии, как механическая, тепловая, конденсации, в о з м о ж н о, скорее всего, на малых высотах (до 25 к м ), т. е. высотах, освоенных современной авиацией.

Говоря о ракетах будущего, мы применяли три термина, ха р а к т е р и з у ю щ и е летательные а п п а р а т ы различного типа. Термин воздухоплавание применялся в своем первоначальном виде толь ко д л я летательных а п п а р а т о в «легче воздуха», таких, к а к аэрос таты, д и р и ж а б л и, шары-баллоны и т. п. Д л я в о з д у х о п л а в а н и я характерны легкие, наполняемые гелием или водородом конструк ции большого объема, низкие (дозвуковые) скорости полета. Тер мин авиация применяется в настоящее время к летательным ап п а р а т а м, опирающимся при полете на атмосферу Земли. Для авиации характерно многоразовое использование материальной части, умеренные скорости полета, начиная от малых д о з в у к о в ы х и вплоть до превышающих з в у к о в ы е в 3—4 раза, умеренные вы соты полета (до 40 к м ), использование внешних атмосферных ре сурсов в тяговых устройствах и как опорной среды при полете.

Современная а в и а ц и я — широко и всесторонне р а з в и т а я о т р а с л ь техники и народного хозяйства, а сами авиационные средства представляют собой широкий спектр технических устройств, ис пользующих различные принципы полета. Существуют самолеты, вертолеты, комбинированные средства, р а з р а б о т а н н ы е как д л я решения различных специальных задач, так и д л я универсального применения.

Термином космонавтика обозначают в настоящее время ус пешно р а з в и в а ю щ у ю с я новую отрасль техники и народного хо зяйства. Космонавтика первоначально имела дело с летательными а п п а р а т а м и ( р а к е т а м и ), которые д л я своего д в и ж е н и я использо вали только бортовые запасы массы и энергии (бортовые массо во-энергетические ресурсы), применялись однократно, но з а т о могли достигать космических скоростей полета — около 8000 м/с (что на высоте 150 км в 28 раз больше скорости з в у к а ).

Трассы запуска, а т а к ж е масса и габаритные размеры полезного груза д л я к а ж д о й ракеты были строго фиксированы. Иначе гово ря, универсальных космических ракет первоначально не было.

Таким образом, на заре р а з в и т и я космонавтика существенно отличалась от авиации. В настоящее время космонавтика освоила и успешно применяет д л я посадки спускаемых а п п а р а т о в в ат мосфере З е м л и и атмосферах других планет такое сугубо авиа ционное средство, как парашют, появились проекты космических ракет-носителей, у которых на первых ступенях устанавливаются Д У, использующие внешние (атмосферные) массово-энергетичес кие ресурсы. Космонавтика освоила все авиационные скорости и высоты полета. Космические летательные а п п а р а т ы постепенно, начиная с кораблей «Союз» ( С С С Р ) и «Аполлон» ( С Ш А ), приоб ретают свойства авиационных конструкций. Так, и «Союз», и «Аполлон» могли использовать при входе в атмосферу аэродина мическое качество.

Строится американский многоразовый космический аппарат по программе «Космический челнок», орбитальная ступень которо го* не только рассчитана, подобно авиационным конструкциям, на многократное использование, но и по своей конструкции и аэ родинамической компоновке напоминает современный самолет бесхвостку. В частности, т а к у ю компоновку имеет широко извест ный советский сверхзвуковой самолет «Ту-144».

Все это говорит о том, что современная космонавтика, посте пенно совершенствуясь, все более и более с б л и ж а е т с я с авиацией.

О д н а к о и авиация использует у ж е достаточно богатый «кос мический» опыт. Применение ракетных топлив, ракетных двигате лей, «космических» материалов, ракетных ускорителей (по сути дела, ракетных первых ступеней) позволяет современной авиации ш т у р м о в а т ь огромные высоты (до 100 км), о с в а и в а т ь невиданные ранее скорости полета, п р и б л и ж а ю щ и е с я к космическим. Особен но в а ж н о отметить, что современная авиация все более и более внедряет принципы автоматического управления, у ж е зарекомен д о в а в ш и е себя в космонавтике. Бортовые цифровые вычислитель ные машины, а т а к ж е аналоговые и моделирующие устройства в сочетании с новыми видами т р е н а ж е р о в позволяют существенно повысить н а д е ж н о с т ь самолетов и облегчить т р у д пилотов.

Вот почему н а м е т и в ш а я с я тенденция сближения авиации и космонавтики будет, по-видимому, п р о д о л ж а т ь с я и дальше. Об этом говорят многочисленные проекты летательных аппаратов будущего, имеющие черты как авиационных, так и космических конструкций. То же самое м о ж н о сказать и о принципах их функ ционирования. М о ж н о считать, что основной проблемой, которая д о л ж н а быть решена при создании будущих ракетно-космических конструкций, является проблема их универсальности и многоразо вости. Такие факторы, как: необходимость в настоящее время д л я к а ж д о г о нового космического запуска изготовлять новую ракету * В 1977 году эта ступень прошла летные испытания в атмосфере.

носитель, р а з р а б а т ы в а т ь новую модификацию ракеты при измене нии (порой д а ж е незначительном!) массы, габаритных размеров, координат центра т я ж е с т и полезного груза, необходимость выде л я т ь огромные «зоны о т ч у ж д е н и я » д л я падения отработавших блоков и других элементов ракеты, невозможность устранить да же малейшую неисправность, возникшую в автоматическом кос мическом а п п а р а т е при его р а б о т е в космосе, высокая стоимость разработки и изготовления космических конструкций — все это не позволяет пока космонавтике сделаться массовым, удобным и рентабельным компонентом производственной деятельности лю дей. До сих пор любой космический запуск остается уникальным явлением современного научно-технического прогресса.

Универсальность и многоразовость — две стороны одной и той же проблемы. С о з д а в а я, например, многоразовый ракетный блок, т. е. р е ш а я проблему его сохранения в полете и при посадке на Землю, м о ж н о одновременно решить и проблему универсально сти его полета по различным а з и м у т а м при выведении. Проекти руя ракету многоразовой, т. е. рассчитывая на ее многократное использование в течение определенного времени, надо предусмат ривать ее применение д л я выведения полезных грузов различных по массе, габаритным размерам, составу, центровкам (располо ж е н и ю центра т я ж е с т и ), жесткости (степени деформируемости под нагрузками) и т. п. Иначе говоря, многоразовость ракеты в какой-то степени предопределяет ее универсальность.

В заключение раздела небезынтересно отметить, что еще К Э. Циолковский писал о космонавтике и авиации*: « З в е з д о п л а вание нельзя и сравнивать с летанием в воздухе. Последнее — иг рушка в сравнении с первым». Он первый высказал мысль о воз можности многоразового принципа использования разгонных ступеней *: «Вообще, совершив свое дело, т. е. о т п р а в и в послед нюю ракету в космическое путешествие, все остальные ракеты, ка кой бы то ни было системы, пролетев более или менее длинный путь в атмосфере, планируя, спускаются на сушу или воду и опять могут с л у ж и т ь для того же». Вот что К- Э. Циолковский писал об использовании в космических ракетах внешних ресур * К. Э. Циолковский. Космические ракетные поезда. К а л у г а, 1929, сов*: «Реактивными приборами я занимаюсь с 1895 г. И только теперь, в конце 34-летней работы, я пришел к очень простому вы воду относительно их системы». И далее: «Обратим внимание на то, что мы принимаем з а п а с горючего в четыре тонны. Если же мы сумеем воспользоваться хоть отчасти кислородом воздуха, то достаточно будет взять одну тонну горючего. Значит, у нас будет экономия в три тонны. Т а к а я масса м о ж е т послужить д л я самых разнообразных целей». К. Э. Циолковский пишет о возможности создания первых или разгонных ракетных ступеней в виде само летных конструкций, использующих аэродинамические силы, внешнюю массу д л я создания тяги, накопления атмосферных компонентов в плотных слоях атмосферы, и их использования в верхних разреженных слоях д л я создания реактивной тяги *.


* К. Э. Циолковский. Космические поезда. К а л у г а, 1929.

8. ЭФФЕКТИВНОСТЬ, ТЕРМОДИНАМИКА И КОСМИЧЕСКИЙ ТУРИЗМ П у т ь в космос л е ж и т через атмосферу. Это и хорошо, и пло хо. Хорошо потому, что атмосфера м о ж е т с л у ж и т ь опорной сре дой д л я тяговой системы, рабочим телом и источником энергии д л я ДУ, о х л а ж д а ю щ и м компонентом и рабочей средой д л я энергети ческих агрегатов, источником тепловой энергии для ДУ и энерго систем, использующих з а п а с холода криогенных компонентов, р а з м е щ а е м ы х на борту, и т. п.

Но в то же время а т м о с ф е р а в настоящее время считается од ним из основных препятствий на пути в космос. Поясним это под робнее.

П р и полете в атмосфере возникает аэродинамическое лобовое сопротивление полету. С н а ч а л а оно растет из-за увеличения ско рости д в и ж е н и я ракеты, а затем после д о с т и ж е н и я так называе мых максимальных скоростных напоров начинает п а д а т ь вследст вие уменьшения плотности атмосферы с высотой. В среднем из-за наличия аэродинамического лобового сопротивления массовая от дача, т. е. отношение массы выводимого полезного груза к полной стартовой массе ракеты, уменьшается на 3 — 5 % · Аэродинамическое лобовое сопротивление приводит к возник новению аэродинамических нагрузок, т. е. изменяющихся во вре мя полета распределенных давлений, действующих на все обте каемые внешним потоком поверхности. Возникает необходимость ради нескольких секунд полета ракеты на максимальных скорост ных напорах существенно упрочнять и у т я ж е л я т ь ее конструкцию, а т а к ж е предусматривать специальные обтекатели д л я полезного груза, антенн и других элементов. Уменьшение массовой отдачи вследствие аэродинамического н а г р у ж е н и я с о с т а в л я е т в сред нем 7 %.

При работе ДУ возникает акустическое нагружение элемен тов ракеты, вызванное акустическим излучением от сверхзвуковых струй. Особенно интенсивным оно бывает в первые секунды поле та, а при достижении ракетой звуковой скорости практически ис чезает совсем. Характерно, что относительная доля акустической энергии, передаваемой ракете от струй, растет с увеличением ее размеров. В связи с этим и снижение массовой отдачи растет с увеличением размеров и стартовой массы ракеты. Так, для легких ракет, предназначенных д л я выведения 10 т полезного груза, эта потеря составляет всего 1%. Д л я т я ж е л ы х ракет типа американ ской ракеты «Сатурн-5», выводящей около 100 т полезного груза, потери составляют у ж е примерно 5 %. И наконец, расчеты пока зывают, что при создании с в е р х т я ж е л о й ракеты, в ы в о д я щ е й 1000 т полезного груза, эти потери составят 25%. При дальней шем увеличении р а з м е р о в и стартовой массы ракет эти потери возрастут, д е л а я невозможным, например, создание работающей по современным принципам ракеты*, выводящей, скажем, 10 000 т полезного груза.

При разгоне ракеты в атмосфере из-за возникновения турбу лентности в пограничном слое потока, обтекающего ракету, воз никает сопротивление трению и так н а з ы в а е м ы е псевдоакустиче ские пульсации давления, борьба с которыми, а т а к ж е необходи мость звукоизоляции обитаемых отсеков приводит к потерям при мерно 1% массы выводимого полезного груза. Д л я легких р а к е т это число меньше. Потери растут с увеличением размеров ракет, достигая д л я с в е р х т я ж е л ы х а п п а р а т о в (масса полезного груза 1000 т) 4 %.

Псевдоакустические пульсации могут в ы з в а т ь упругорезонанс ные колебания обшивки ракеты (так называемый панельный ф л а т т е р ), которые недопустимы.

При полете с околозвуковыми скоростями происходит пере стройка потока в носовой части ракеты и на выступающих эле ментах. Д а в л е н и е в этих зонах изменяется скачкообразно, созда в а я резкие ударные нагрузки на конструкцию. Потери в полезном грузе из-за бафтинга (так называется это явление) составляют около 1%, увеличиваясь д л я с в е р х т я ж е л ы х ракет до 3 %.

При полете в атмосфере с высокими сверхзвуковыми скорос тями происходит аэродинамический нагрев, требующий подбора необходимых толщин конструкционных м а т е р и а л о в или примене * Р а к е т а с Ж Р Д, р а б о т а ю щ а я на двухкомпонентном ж и д к о м топливе.

ния теплоизоляции. Потери массы полезного груза составляют при этом 0,1—0,2%.

Если в ракете применены криогенные топливные компоненты, например ж и д к и е водород и кислород (пара компонентов, пред л о ж е н н а я еще К. Э. Ц и о л к о в с к и м ), то необходимы мероприятия, п р е д о т в р а щ а ю щ и е или компенсирующие передачу тепла из атмос феры к этим компонентам. Если компоненты не теплоизолирова ны, то они начинают кипеть, и необходима подпитка баков перед стартом из наземных емкостей. При полете первой ступени баки последующих ступеней могут подпитываться от первого (разгон ного) ракетного блока, но это требует с л о ж н ы х бортовых комму никаций. Ч а щ е приходится мириться с непроизводительными по терями компонентов в полете. Эти потери м о ж н о исключить, ис пользуя так называемые п е р е о х л а ж д е н н ы е компоненты, однако при таком способе требуется теплоизоляция баков. В среднем потери в массовой отдаче составляют 0,5—1 % независимо от спо соба хранения криогенных компонентов или подпитки баков. Сле дует подчеркнуть, что это только потери из-за передачи тепла от атмосферы, поскольку криогенные компоненты требуют реализа ции и других мероприятий по обеспечению их з а б о р а из бака, по н а д д у в у бака и т. п., что т а к ж е с в я з а н о с потерями, которые, од нако, не я в л я ю т с я предметом нашего рассмотрения, так как не х а р а к т е р и з у ю т именно атмосферный участок полета.

П р и м е р н о 0,5% потерь в массовой отдаче с в я з а н о с ветровым нагружением ракеты во время предстартовой подготовки. Ветро вое воздействие на л е т я щ у ю ракету приводит не т о л ь к о к ее до полнительному нагружению, но и требует энергетических и мас совых з а т р а т на управление ею, приводя к относительной потере полезного груза или, что то же самое, к снижению массовой отда чи на 1,5—2%. Эти потери существуют всегда, д а ж е при запус ках в безветренную погоду, так как на высотах 9—12 км всегда существуют так н а з ы в а е м ы е струйные течения. К р о м е того, кон струкция современной ракеты рассчитана на предельно допусти мые ветры, восходящие токи и в о з м о ж н у ю атмосферную турбу лентность.

П о д о б н а я же д о б а в к а к массе стартующей р а к е т ы делается из-за в о з м о ж н о г о изменения термодинамических параметров ат мосферы, например, из-за возможного увеличения ее плотности, определяющей потери на аэродинамическое сопротивление. Этот вид потерь о б с у ж д а л с я выше и определялся д л я так называемой стандартной атмосферы. Потери вследствие изменения термодина мических п а р а м е т р о в в среднем равны 0,5%.

На атмосферном участке полета ракеты возникают газодина мические потери (причем очень значительные).

Донное сопротивление характерно д л я т я ж е л ы х, а тем более д л я с в е р х т я ж е л ы х ракет, имеющих с л о ж н ы е ДУ, состоящие из нескольких двигателей (в настоящее время для таких ракет ис пользуются в основной Ж Р Д и Р Д Т Т ). Д о н н о е сопротивление возникает из-за того, что на не з а н я т ы е д в и г а т е л я м и участки дни ща ракеты (для т я ж е л ы х и с в е р х т я ж е л ы х ракет площадь их со с т а в л я е т не меньше половины площади максимального попереч ного сечения) действует давление, которое меньше давления атмосферы. Этот эффект возникает вследствие эжекции газа струя ми двигателей, из т а к называемого задонного пространства. Д о н ное сопротивление, как правило, максимально в начале полета, а т а к ж е на режиме, при котором скорость ракеты примерно р а в н а скорости звука и постепенно уменьшается с уменьшением давле ния атмосферы при наборе высоты. На высотах больше 30 км мо ж е т возникнуть донный подпор — дополнительная д о н н а я тяга, обусловленная взаимодействием истекающих струй м е ж д у собой, в ы з ы в а ю щ и м обратные потоки газов, которые и воздействуют на днище. О д н а к о этот положительный эффект не может полностью компенсировать потери. Снижение массовой отдачи из-за донного сопротивления для легких ракет составляет около 3%, а д л я тя ж е л ы х и с в е р х т я ж е л ы х — 4—8% (в зависимости от выбранной компоновочной схемы Д У ).

Значительные потери в массовой отдаче (до 5 % ) вызваны нерасчетностью истечения струй из сопл двигателей. Д е л о в том, что тяга ракетного двигателя складывается из кинетического им пульса, определяемого массой и скоростью истечения продуктов сгорания, и так называемой статической составляющей, равной произведению площади выходного сечения сопла на разность д а в лений: статического в выходном сечении сопла и о к р у ж а ю щ е г о в невозмущенной полетом ракеты атмосфере. Полет до момента ра венства этих давлений связан, таким образом, с потерями тя ги Д У.

Незначительные (порядка 0,1%) потери связаны с затека нием воздуха в негерметичные отсеки ракеты и необходимостью его разгона в этих отсеках при полете (разумеется, с учетом исте чения этого в о з д у х а при уменьшении о к р у ж а ю щ е г о д а в л е н и я ).

Полет ракеты в атмосфере, а т а к ж е ее предстартовое обслу ж и в а н и е требуют принятия р я д а профилактических мер — анти коррозионной защиты и обеспечения пожаровзрывобезопасности, организация которых составляет соответственно 0,1—0,2 и 0,1— 0,5% потерь в массовой отдаче.

Следует, наконец, с к а з а т ь и о мероприятиях по сохранению атмосферы как одного из в а ж н е й ш и х компонентов о к р у ж а ю щ е й среды. Известно, например, что многочисленные проекты ракет с ядерными двигателями не получили развития именно из-за воз м о ж н о г о з а г р я з н е н и я атмосферы р а д и о а к т и в н ы м и веществами.

В последнее время проблема сохранения атмосферы приобре тает все более в а ж н о е значение, так как многочисленные инду стриальные объекты, а т а к ж е транспорт во все больших количест вах поглощают атмосферный кислород, з а г р я з н я ю т атмосферу, н а р у ш а ю т ее тепловой баланс и газовый состав. Особенно угро ж а ю щ и, как мы у ж е говорили, д л я сохранности земной атмосфе ры полеты ракет. По-видимому, полет т я ж е л ы х и с в е р х т я ж е л ы х ракет через озонный слой д о л ж е н с о п р о в о ж д а т ь с я максимально в о з м о ж н ы м дросселированием тяги их ДУ, что, естественно, при ведет к снижению массовой отдачи. В о з м о ж е н другой вариант — создание тяги за счет истечения газов, не п р и в о д я щ и х к разруше нию озонного слоя. Потери массы полезного груза от применения любого из этих мероприятий приближенно оцениваются в 10%.

Итак, мы рассмотрели компоненты относительных потерь мас сы полезного груза, обусловленные полетом космической ракеты носителя через з е м н у ю атмосферу. О к а з а л о с ь, что эти потери в среднем равны д л я легких космических носителей 20—25%, д л я т я ж е л ы х 30—35% и д л я с в е р х т я ж е л ы х 55—60%. Если бы З е м л я не имела атмосферы, то эффективность современных космических ракет была бы соответственно выше.

Существуют д в а пути повышения эффективности космических ракет — минимизация различных потерь, в том числе и перечи сленных выше, а т а к ж е использование атмосферы как полезного ф а к т о р а. В качестве одного из критериев эффективности можно р а с с м а т р и в а т ь массовую отдачу, т. е. отношение выводимого ра кетой на условную орбиту груза к стартовой массе ракеты. Оче видно, что д л я сравнения ракет м е ж д у собой по этому критерию необходимо установить высоту, эллипсность и наклонение услов ной орбиты. Такие частные критерии эффективности, как т я г о в а я эффективность, аэродинамическая эффективность и т. п., с л у ж а т для отыскания максимальной массовой отдачи проектируемой ра кеты.

Универсальным самостоятельным (не связанным, например, с массовой отдачей) критерием я в л я е т с я надежность, т. е. вероят ность безотказной работы ракеты. Никто, по-видимому, не будет с о з д а в а т ь ракету, имеющую высокую массовую отдачу, но низкую н а д е ж н о с т ь работы.

Такой критерий, как универсальность, т а к ж е не с в я з а н ни с массовой отдачей, ни с надежностью, т. е. т о ж е универсален и не зависим. Этот критерий может, например, показывать, какое коли чество полезного груза (по массе, размерам, центровкам и т. п.) может быть выведено в космос определенным количеством приме няемых д л я этого типовых ракетных модулей (блоков).

Критерий экономической эффективности (экономичности) — понятие довольно обширное. Ч а щ е всего в качестве такого крите рия используют отношение выраженной в денежных единицах суммы преимуществ, получаемых в результате применения новой системы, к з а т р а т а м, связанным с ее разработкой, созданием, экс плуатацией.

Но не все может быть в ы р а ж е н о в денежных единицах. Осо бенно это относится к здоровью, благосостоянию, а т а к ж е к жизни людей. Появляется критерий социальной эффективности, фор мула, а тем более количественное определение которого еще дол гие годы будут представлять серьезную проблему д л я науки вви ду многогранности жизненных интересов и устремлений как от дельных людей, коллективов, так и человечества в целом.

Таким образом, не существует единого критерия д л я оценки эффективности космических ракет. Эффективность — понятие мно гогранное, об этом говорят приведенные выше примеры построе ния возможных критериев для сравнения ракет м е ж д у собой. Эти же критерии помогают наметить программу совершенствования ракет, позволяют у ж е сейчас говорить о р а к е т а х будущего. И н а че говоря, вопросы эффективности тесно связаны с вопросами прогнозирования.

Кроме того, общие проблемы прогнозирования и эффектив ности, проблемы критериев сравнения в а ж н ы не только д л я ра кетно-космической техники, но и д л я других областей деятельности людей. Вот почему эти проблемы м о ж н о изучать и р а з р а б а т ы в а т ь самостоятельно — вне зависимости от ракетно-космической тех ники.

Одной из первых научных дисциплин, на основе которой ста ли изучать вопросы эффективности, стала термодинамика.

В 1824 году молодой французский военный инженер Сади К а р н о опубликовал работу « Р а з м ы ш л е н и е о д в и ж у щ е й силе огня», в ко торой о б с у ж д а л и с ь вопросы эффективности тепловых (в частно сти, паровых) машин.

Во второй половине XIX столетия термодинамика у ж е сфор мировалась как самостоятельная наука, и з у ч а ю щ а я тепловые яв ления и вопросы эффективности преобразования тепловой энергии в механическую.

В настоящее время термин «термодинамика» д а л е к о не отра ж а е т всей полноты его истинного с о д е р ж а н и я, ибо термодинами ческий метод исследования широко применяется при изучении са мых разнообразных физических и химических явлений, закономер ностей информационных процессов, а т а к ж е вопросов экономиче ской эффективности. К а з а л о с ь бы, с т а р а я классическая наука термодинамика неуклонно п р о д о л ж а е т р а з в и в а т ь с я и совершенст воваться. С л о ж н ы е явления природы и ж и з н и общества как части природы х а р а к т е р и з у ю т с я множественностью определяющих тот или иной процесс ф а к т о р о в или аргументов. П о я в л я е т с я необхо димость р а з в и в а т ь методы обобщенного а н а л и з а. Одним из таких методов, который успешно р а з в и в а е т с я в последние годы, я в л я е т ся обобщенный метод термодинамического анализа. Естественно, вместе с новым содержанием он вбирает в себя и все у ж е имею щиеся д о с т и ж е н и я термодинамики. К а к частное применение этого метода, м о ж е т быть рассмотрен обобщенный термодинамический анализ эффективности космических тяговых систем.* Не останавливаясь на существе этого анализа, с к а ж е м толь ко, что он охватывает, в частности, исследование приведенных в начале этого р а з д е л а критериев эффективности, устанавливает дополнительные критерии, такие, например, как критерий энерге тической эффективности, основанный на первом начале термоди намики, и критерий обратимости, основанный на втором ее нача ле. Как известно, первое начало — это закон сохранения энергии, а второе — закон установления наиболее вероятного состояния (закон возрастания энтропии). Второе начало иногда формулиру ют к а к закон рассеяния или обесценивания энергии, закон, по которому в ограниченных объемах Вселенной хаос т о р ж е с т в у е т над упорядоченностью.

Л е т я щ а я ракета, во-первых, преобразует потенциальную энергию заключенного в ней топлива в кинетическую и потенци альную энергию полезного груза, а во-вторых, необратимо рас сеивает при этом энергию в о к р у ж а ю щ е е пространство.

Кроме тех потерь на атмосферном участке, которые были пе речислены в данном разделе, можно упомянуть потери самих ракетных блоков, приобретающих к моменту разделения огром ную энергию, потери топлива и т. п. Если бы ракетные блоки не теряли своих первоначальных свойств и в о з в р а щ а л и с ь к месту старта, а топливо и рабочее тело бралось из атмосферы (притом в таком количестве, которое восстанавливалось бы в ходе естест венных природных процессов), то м о ж н о было бы говорить об обратимости ракет-носителей. Поскольку обратимых процессов и явлений в природе не существует (вечный двигатель невозмо жен!), говорят о частичной обратимости. В ракетной технике при мер частичной обратимости — новое направление, основанное на обеспечении многоразовости материальной части и на использо вании внешних ресурсов массы и энергии.

В заключение р а з д е л а целесообразно отметить, что анализ эффективности м о ж е т и д о л ж е н проводиться не только примени * В. П. Бурдаков, Ю. И. Данилов. Внешние ресурсы и космонавтика.

М., Атомиздат, 1976.

тельно к какому-то одному типу летательного а п п а р а т а, но и к их совокупности. Например, м о ж н о проиллюстрировать эффектив ность той или иной космической программы. В о з м о ж н о т а к ж е оце нить эффективность всей космической деятельности страны или д а ж е группы стран. Наконец, обобщенный термодинамический анализ принципиально м о ж е т позволить дать рекомендации в на правлении повышения эффективности всей хозяйственной жизни общества. В частности, м о ж н о определить в а ж н о с т ь и целесооб разные з а т р а т ы на проведение работ в области исследования и освоения космоса.

По-видимому, р а б о т ы по увеличению эффективности ракетно космической техники приведут со временем и к возникновению космического туризма.

9. ФИЗИКА НА СЛУЖБЕ КОСМОНАВТИКИ Р а з д е л под таким названием мы хотим посвятить роли науч ных исследований в создании космонавтики будущего.



Pages:     | 1 || 3 | 4 |
 





 
© 2013 www.libed.ru - «Бесплатная библиотека научно-практических конференций»

Материалы этого сайта размещены для ознакомления, все права принадлежат их авторам.
Если Вы не согласны с тем, что Ваш материал размещён на этом сайте, пожалуйста, напишите нам, мы в течении 1-2 рабочих дней удалим его.