Искусственные внешние ресурсы для освоения космоса - Алексей Леонидович Полюх

"парашютный" вариант сопла — очень большой купол из тонкой плёнки, улавливающий и отражающий струю разреженного газа, при этом диаметр струи газа, и точность попадания в сопло, может быть порядка сотен метров.

Но вариантов взаимодействия сопла с газом ещё очень много.

Например, если потребуется, можно сделать режим работы двигателя постоянным, без пульсаций давления газа, и с довольно умеренной температурой, на порядок меньшей, чем при полном торможении газа.

В исходном варианте вся кинетическая энергия газа вначале переходит в тепловую, и затем за счёт этой внутренней энергии газ расширяется назад. Это, в принципе, эффективно с точки зрения энергии, но есть недостатки.

Во-первых, при сильном нагреве газа в некоторых диапазонах температур значительная доля энергии затрачивается на атомизацию и ионизацию, что снижает работоспособность газа и КПД.

Кроме того, при ударном торможении газа о преграду резко повышается не только температура газа, но и давление, что тоже нехорошо.

Одним из вариантов решения этих проблем является неполное торможение газа, то есть прохождение его с довольно большой скоростью по некоему криволинейному проходному тракту переменного сечения, при одновременном изменении вектора скорости, давления и температуры.

В частности, это может быть U-образно изогнутая труба, постоянного или переменного сечения (с расширением на концах и сужением в зоне изгиба), оба открытых конца которой направлены назад. Струя газа входит в трубку через один раструб, сжимается в несколько раз, но не до полного торможения, так что только 5-10 % кинетической энергии переходит в тепло.

Скорость газа почти не уменьшается по величине, но вектор скорости разворачивается на 180о, и струя газа выходит назад через второй расширяющийся конец трубы, сохраняя более 95 % начальной скорости.

Если сравнить этот вариант с первоначальным, то есть полным переходом энергии газа в тепловую, и (частично) обратно в механическую, то КПД отличается очень сильно. В данном случае будет осуществляться почти идеально упругая передача максимального возможного импульса, в то время как при полном сжатии газа до остановки, его скорость затем восстанавливалась только на 50–70 %, и передавался импульс около 75–85 % (от максимально возможного при упругом отражении).

Для такого двигателя тоже возможна модификация с трубой большого диаметра из тонкой плёнки и приёмным раструбом диаметром 100 метров.

При скорости водорода относительно трубы в десятки км/с его температура может быть всего несколько тысяч градусов, а при скоростях в сотни км/с и температуре более 20.000 К можно использовать аналогичную конфигурацию магнитного поля.

В общем, очень хороший вариант.

Возможны и более сложные модификации, с разветвлением трубы более чем на два конца, которые могут быть направлены под разными углами друг к другу и к направлению полёта ракеты, через которые входят газовые потоки с разными скоростями от разных внешних источников. Например, так можно раздельно подавать извне как рабочее тело, с относительно небольшой скоростью, так и более высокоэнергетический носитель кинетической энергии, либо газы и плазму разного химического состава. При этом обмен импульсом и энергией между массами и потоками газов может осуществляться по разному, как при прямом механическом и атомарном взаимодействии, так и через посредство магнитных полей и токов. Для плазменного магнитного сопла можно предложить сложные конфигурации полей, осуществляющие функции энергетической и силовой машины, перерабатывающей потоки вещества и энергии.

1.9 Атмосферный

термо-кинетический двигатель (тепловая прямоточка)

При некоторых специальных условиях возможны и другие варианты поставки топлива и его нагрева; например, часть топлива может находиться на борту ракеты или прилетать в виде снарядов с большой скоростью, а другая представлять собой водород из атмосферы планеты вроде Юпитера. Это будет аналог теплового воздушно-реактивного двигателя с нагревом газа за счёт кинетической энергии бортового запаса топлива.

Такой аппарат будет довольно сложным технически, так как придётся лететь в верхних слоях атмосферы при довольно большой скорости и внешней температуре порядка 20–30 тысяч градусов. С другой стороны, он проще, чем вариант с потоком вещества в виде снарядов, так как не надо вообще ничего никуда запускать, топливо находится на борту. Я считаю, что в данных условиях техническая сложность реализации обоих вариантов будет примерно равной, и надо сравнивать их эффективность.

При начальной параболической скорости полёта в верхних слоях атмосферы Юпитера 60 км/с, и с учётом собственной немаленькой скорости вращения планеты, встречная скорость потока водорода уже вначале будет около 70 км/с. Далее она будет возрастать, и удельный импульс соответственно будет возрастать тоже, оставаясь на уровне 30 % разности скоростей аппарата и атмосферы планеты, так что удельный импульс (по затратам бортового запаса топлива) будет больше 20 км/с.

Чтобы увеличить свою скорость на 30 км/с, т. е. в 1,4 раза, ракете придётся уменьшить свою массу в 1,4^^3,3 = 3,2 раза (по "прогрессивной" формуле Циолковского, с УИ пропорциональным скорости).

Т.е. при начальной массе 16 тонн, и начальной параболической скорости (относительно центра планеты) 60 км/с, такой аппарат разгонится в атмосфере Юпитера от 60 до 90 км/с (относительно центра планеты), затратив 11 тонн топлива, и уменьшив свою массу с 16 до 5 тонн.

Выйдя после этого из гравитационного поля планеты на бесконечность, ракета будет иметь скорость 67 км/с.

Сравним этот результат с базовым вариантом термо-кинетического двигателя в вакууме, при котором 5,5 тонн топлива находятся на борту ракеты (имеющей собственную массу 5 тонн), а 5,5 тонн летят ей навстречу, имея вблизи границы атмосферы скорость 60 км/с.

В этом случае встречная скорость будет 120 км/с, и удельный импульс (в пересчёте на затрачиваемую массу бортового топлива) вдвое больше, чем в атмосферном варианте, т. е. около 40 км/с. Казалось бы, и конечная скорость ракеты должна быть больше…

Однако, общая масса снарядов (в данном случае, и всего топлива) по-прежнему 11 тонн, и их общая кинетическая энергия (в системе отсчёта планеты) такая же. Так что сильно больший результат мы не получим.

Теперь масса ракеты уменьшится с 10,5 до 5 тонн, т. е. в 2,1 раза. Извлечём корень 3,3 степени из 2,1 и получим, что скорость ракеты (в системе отсчёта встречного снаряда) увеличится в 1,25 раза, т. е. со 120 км/с до 150.

А скорость в системе отсчёта планеты увеличится с 60 км/с до 90. Вот. Как ни крути, а больше энергии, чем её есть, не извлечь…

То есть, результаты в обоих случаях в точности одинаковые, до процента, хотя, казалось бы, параметры сильно различаются.

Мы можем взять 16 тонн льда (на условно-бесконечном расстоянии от Юпитера), и получить на выходе 5 тонн, летящих в ту же бесконечность со скоростью почти 70 км/с. Причём, как выяснилось, детали взаимодействия вещества мало влияют на конечный результат, а в большей степени влияет начальный запас энергии, и коэффициент её преобразования в кинетическую энергию