Текст
Р.Г. ПЕРЕЛЬМАН
ЦЕЛИ И ПУТИ
ПОКОРЕНИЯ
КОСМОСА
АКАДЕМИЯ НАУК СССР
Научно-
популярная
серия
е
ИЗДАТЕЛЬСТВО «НАУКА»
МОСКВА 1907
Р. Г. Перельман
Цели и пути
покорении
космоса
«То, что казалось несбыточным на
протяжении веков, что вчера было
лишь дерзновенной мечтой, сегодня
становится реальной задачей, а зав-
тра — свершением».
К. СЕРГЕЕВ
Ответственный редактор
доктор технических наук
Г. И. ПОКРОВСКИЙ
2-6-5
65-439
1
Астронавтика
(закономерности и цели)
О закономерности наступления
космической эпохи
Читателям знакома, конечно, история становления пред-
ставлений человека о мире.
Вслед за развитием естественных наук, транспортных
средств, вслед за географическими открытиями развива-
лись представления о строении окружающего нас прост-
ранства. Это приводило к новым открытиям. Во все уско-
ряющемся темпе развивались наука и техника, обусловли-
вая соответствующее изменение общественных формаций.
Именно эту особенность технического прогресса иллю-
стрирует рис. 1. На его горизонтальной оси отложена в
логарифмическом масштабе шкала времени, вдоль этой
шкалы, рассматриваемой в связи с эволюцией человека,
очерчены примерные границы общественных формаций,
показаны сроки формирования представлений о мире и
даты некоторых основных технических открытий. По вер-
тикальной осп в том же масштабе показано увеличение
расстояний, которые преодолевались путешественниками
и первыми космонавтами, высот над Землей, достигнутых
шарами-зондами и исследовательскими ракетами и, нако-
нец, наибольшие грузоподъемности ракетных аппаратов,
достижение которых предполагается в ближайшие годы.
Трудно подобрать сравнение, достаточно ярко характе-
ризующее нарастание темпов технического прогресса.
Предположим, что весь цикл развития человечества, изоб-
раженный на рис. 1, от первобытного рода до сегодняшне-
го дня, продолжавшийся около 100 тыс. лет, «уплотнился»
5
1. Научно-технические достижения! человечества
I — население Земли. II — расстояния, преодолеваемые человеком (I —
примерный «охотничий» радиус племени; 2 — Древний Египет; 3 — Древняя
Греция; 4 — Древний Рим; 5 — путешествие Марко Поло; 6 — путешествие
Афанасия Никитина «за три моря»; 7 — кругосветное плавание Магеллана;
s — кругосветное плавание И. Крузенштерна и ГО. Лисянского; 9 — косми-
ческий корабль «Восток-1», пилот Ю. Гагарин; 10 — «Восток-2», пилот Г. Ти-
тов; 11 — «Френдшип»-7, пилот Дж. Гленн; 12 — «Восток-5», пилот В. Бы-
ковский; 13 — «Восток-6», пилот В. Николаева-Терешкова; 14 — «Восход-1»,
командир В. Комаров, врач Б.Егоров, ученый К. Феоктистов;^—«Джеминай-4»,
пилоты Дж.Магдивитт и Э. Уайт; 16—«Джеминай-6», пилоты Г. Купер и Ч. Кон-
рад). III — рост дальности радиосвязи (1 — изобретение радио А. С. Поповым;
2 — установление трансатлантической радиосвязи; з — локация Луны; 4 —
локация Венеры; 5 — надежная связь с АМС). IV — высоты, достигнутые ра-
диозондами. V — высоты, достигнутые одноступенчатыми ракетами й первыми
советскими искусственными спутниками Земли (I — первый советский спут-
ник; 2 — второй спутник; 3— третий советский искусственный спутник Земли).
VI — грузоподъемность ракет (1 — космический корабль «Восток-1»; 2 — со-
ветская космическая база, использованная для старта к Венере, 6,5 ш; з —
космическая лаборатория «Протон-1», 12,5 т; 4 — одноместный корабль «Мер-
курий», 1,3 m ; 5 — двухместный корабль «Джеминай», 3,2 т; 6 —трехмест-
ный лунный корабль «Аполлон», проект, 38,5 тп; 7 — проект США)
в 50 лет жизни одного человека. Тогда можно было бы
считать, что только последний месяц этот человек живет
при капиталистической и затем социалистической форма-
циях.
Можно сказать, что огонь прогресса, который веками
тлел и разгорался, в последние полтора столетия стал бу-
шевать, как пожар; за последние же несколько десятков
лет в науке и технике произошел своеобразный «взрыв».
Такой «взрыв» отмечается и в развитии средств связи,
двигателей, транспорта. Он неотвратимо приблизил чело-
века и к воротам космоса. И вот настал момент, когда за
пределы тонкой биосферы — оболочки Земли — вышли
первые космонавты.
Еще до полетов в космос ученые на Земле стали вос-
производить космические условия и процессы. В науке
изучаются, а в технике используются сверхнизкие и
сверхвысокие температуры, глубокий вакуум — разре-
женное состояние газа, характерное для межпланетного
пространства; усиленно изучается специалистами межпла-
нетная и межзвездная плазма — «четвертое состояние
вещества». Это открыло пути к созданию новых типов кос-
мических двигателей. Ученые стремятся воспроизвести на
Земле термоядерные процессы, происходящие в недрах
звезд. Это стало потребностью земной энергетики.
Знамением времени стала геокосмология — широкая
область науки, изучающая Землю во взаимодействии с
космосом и использующая знания о Земле для его изуче-
ния. Геологи-тектонисты рассматривают теперь горообра-
зование с учетом движения Земли как космического тела.
С учетом движений Луны и Солнца оцениваются земле-
трясения — сейсмические процессы на Земле.
Несомненно, что многие земные проблемы будут реше-
ны при изучении биогеносфер других планет. Напри-
мер, если будет установлена синхронность похолоданий
па Венере, Марсе и Земле, то этим будет доказано,
что оледенения на Земле вызывались космическими фак-
торами.
Выдвигаются соображения о связи между космическим
излучением и возникновением, а также эволюцией жизни
на Земле. В 1957 г. И. С. Шкловский совместно с
В. И. Красовским высказали гипотезу, объясняющую вы-
мирание рептилий в конце мелового периода стойким уве-
личением уровня космических лучей в десятки, а может
7
быть, и сотни раз. Это могло произойти, если на расстоя-
нии, скажем, 5 — 10 парсеков от Солнца какая-либо из
звезд вспыхнула как сверхновая.
Сама деятельность человечества проявляется уже как
космический фактор. Разумные существа превратили
нашу маленькую Землю во второй по мощности (после
Солнца) источник радиоизлучения в солнечной системе.
Тысячи телепередатчиков метрового диапазона, работаю-
щих на Земле, сделали ее радиоизлучение в миллион раз
большим, чем у Марса и Венеры. В годы спокойного Солн-
ца радиоизлучение Земли превзойдет п солнечное радио-
излучение.
По мере поворота Земли перед внеземным наблюдате-
лем интенсивность ее радиоизлучения меняется, посколь-
ку страны Азии и Африки располагают меньшим числом
радиоустановок, чем Европа и Америка. Эти особенности
Земли свидетельствуют о том, что она населена разумны-
ми существами.
В преддверии межпланетных полетов приобрели осо-
бое значение науки, стремящиеся предсказать условия,
в которые попадут космонавты на других планетах.
Не приходится сомневаться, что уже ближайшее поко-
ление ученых сможет применить для решения комплекс-
ных космических проблем наиболее результативный экс-
педиционный метод исследования. И тогда перед нами
в новом качестве встанет проблема, несколько тысячеле-
тий занимавшая земную географию,— проблема описания
природных условий вновь открытых территорий. Но она,
конечно, не сможет заслонить основную задачу — позна-
ние законов эволюции биогеносфер.
Включение в сферу деятельности человека околосол-
нечного пространства и других небесных тел — это зако-
номерный этап развития человечества.
Для чего мы покоряем космос?
Часто задают вопрос: зачем столько сил и средств за-
трачивается на дорогостоящие космические исследования?
Ведь еще множество животрепещущих проблем не реше-
но на Земле!
Но уже нельзя решать земные проблемы в отрыве от
окружающего космоса. Не может топтаться на месте ци-
8
вилизация Земли, не может остановиться в своем разви-
тии наука, а значит, и астронавтика.
Развитие космических исследований — лишь часть ра-
бот, связанных с увеличением «живучести» человеческого
рода, с развитием цивилизации, а следовательно, произ-
водительных сил на Земле. В свою очередь научные
и технические достижения астронавтики становятся сти-
мулом для развития многих других областей науки и
техники.
Обращаясь к целям изучения космоса, можно разли-
чать практические —самые близкие из них, более отда-
ленные и самые далекие. На некоторых практических за-
дачах мы остановимся подробнее, рассказывая о назначе-
нии и возможных функциях искусственных спутников на-
шей планеты, работающих для систем связи, ведущих
метеорологические, геологические и многие другие чре-
звычайно необходимые наблюдения.
В более широком плане следует иметь в виду, что ра-
кеты, спутники, автоматические межпланетные станции и
космические корабли совершают полеты, чтобы открывать
новые законы природы, а следовательно, чтобы лучше
устроить жизнь на нашей планете. «Наше время есть вре-
мя космических полетав, изучения далекой Вселенной,
познания происходящих в ней процессов и потом приме-
нения этих знаний в современной технике»,— писал ака-
демик В. А. Амбарцумян L
Все новые и новые процессы природы, еще не воспро-
изведенные на Земле, обнаруживают ученые в космиче-
ском пространстве. В космосе очень наглядно проявля-
ется взаимодействие заряженных частиц с магнитными
полями, что дало богатый материал для новой отрасли фи-
зики — магнитной гидродинамики. Она применяется те-
перь в металлургии, сварке и энергетике. Сверхплотное
вещество, содержащееся в недрах некоторых звезд, в мил-
лион раз более плотное, чем любое из земных веществ,
газ, плотность которого в миллиард раз меньше, чем та,
которая получается при наилучшем лабораторном ваку-
уме, вихри на Солнце — изучение этих и многих других
космических явлений, в частности физики нейтрино и его
роли в астрофизике, сулит самые необыкновенные откры-
1 В. А. Амбарцумян. Раскрывая закономерности Вселен-
ной. «Природа», 1963, № 12.
9
тия. Они найдут широкое применение в промышленности,
сельском хозяйстве, медицине.
Можно предположить, что некоторые соединения, де-
фицитные сегодня, будут найдены на планетах, которые
формировались в иных условиях, чем Земля. Быть может,
окажется целесообразным создание на таких планетах
автоматических предприятий по переработке сырья. На
безатмосферных космических телах в распоряжении спе-
циалистов окажется глубокий вакуум, недостижимый пока
в лабораторных условиях. Им, возможно, сумеют восполь-
зоваться физики для создания оригинальных ускорите-
лей.
Подобные предположения «дальнего прицела» по ис-
пользованию космического пространства и космических
тел можно было бы продолжать до бесконечности. Вместе
с тем следует отметить, что никто из живущих сегодня
в отдельности и мы все вместе не в состоянии детально
предвидеть все, что даст в грядущем этот побег земной
цивилизации. Ясно одно — ему суждено вырасти в один
из самых мощных ее стволов.
Космография
Наша Земля — одна из девяти больших планет в семье
Солнца (табл. 1). Она отстоит от Солнца на среднем рас-
стоянии сто сорок девять миллионов девятьсот пятьдесят
тысяч километров. Это расстояние принято за астрономи-
ческую единицу для измерения других космических рас-
стояний. Оно представляется совсем малым по сравнению
с расстоянием до самой крайней из крупных планет
солнечной системы — Плутона: ведь до него около
5 млрд, км, т. е. в 40 раз больше.
Планеты двигаются примерно в одной плоскости. Для
наглядного представления об относительных масштабах
солнечной системы попробуем разместить ее целиком на
странице нашей книги. Для этого нам придется принять
масштаб 4710*0> т- е- °Дна сорокамиллиардная. Наруж-
ный диаметр солнечной системы станет равным 15 см,
а диаметр Солнца составит всего лишь 1,7 микрона, так
что Солнце удастся изобразить точкой, поставленной
лишь самым острым карандашом. Ближайшая к Солнцу
ю
планета — Меркурий — окажется от него на расстоянии
0,7 лш, далее на расстоянии 1,25 мм расположится утрен-
няя звезда Венера, на расстоянии почти 2 мм разместится
орбита Земли, а затем на радиусе 2,85 мм — Марс. Огром-
ная планета Юпитер, из которой можно «скатать» почти
1400 таких шариков, как Земля, расположится на расстоя-
нии 9,4 мм, и наконец, самая дальняя планета — Плутон
будет вращаться у самого края страницы за 7,5 см от
Солнца. В межпланетном космическом пространстве
и будут двигаться космические корабли, преодолевая
и используя притяжение Солнца и планет, поля тяго-
тения.
Велики межпланетные пространства, но они представ-
ляются мизерными по сравнению с межзвездными рас-
стояниями. Древние арабские астрономы называли систе-
му ближайшей к нам кратной звезды Центавра, состоя-
щую из трех самосветящихся звезд, звездой Толимак. Луч
света от наименьшей из них, красноватой звездочки Прок-
сима Центавра идет до Земли 4,27 года, а расстояние от
нее до Земли в 270 тысяч раз больше, чем расстояние
от Земли до Солнца, и составляет около 40 биллио-
нов км. Это значит, что расстояние до Проксимы в
4000 раз больше, чем весь поперечник Солнечной системы.
Расстояния до звезд качественно другие, если сравни-
вать их с межпланетными расстояниями внутри солнеч-
ных систем. В самом деле, если разместить Солнечную
систему, как мы только что сделали, на этой странице, то
при соответствующем сокращении расстояний наша Га-
лактика уменьшится в поперечнике примерно до
11 000 км, т. е. сможет поместиться примерно на террито-
рии Советского Союза. Поперечник нашей планеты соста-
вит тогда около Ую микрона, а Проксима Центавра ото-
двинется на расстояние более 650 м от страницы, которую
мы читаем.
Задача полета к звездам так сложна, что вполне есте-
ственно на первых порах оценивать не возможности поле-
та от одного края Галактики к другому, а то, как добрать-
ся до системы ближайшей звезды. Естественно, что воз-
можность существования планетного мира, жизни и
инопланетной цивилизации в системе а Центавра следует
оценить возможно тщательнее, поскольку эта кратная сис-
тема — первая предполагаемая цель разведывательных
галактических путешествий.
11
Таблица 1
Некоторые сведения о больших планетах Солнечной системы
Планета Диаметр, км Масса в единицах массы Земли Плот- ность, г]см3 Среднее расстояние от Солнца, млн. км Расстояние от Солнца по сравнению с расстоя- нием Земля- Солнце Время обращения вокруг Солнца, годы Период вращения вокруг оси Число спут- ников
Меркурий . . 4 800 0,05 5,5 57,87 0,39 0,24 88 суток 0
Венера . . . 12 200 0,81 4,9 108,14 0,72 0,62 200—300 суток 0
Земля .... 12 753 1,00 5,5 149,599* 1,00 1,00 23 ч. 56 м. 1
Марс 6 800 0,11 3,9 227,80 1,52 1,88 24 ч. 37 м. 2
Юпитер . . . 142 700 318,4 1,3 777,80 5,20 11,86 9 ч. 50 м. 12
Сатурн . . . 120 800 95,2 0,7 1428,47 9,54 29,46 10 ч. 14 м. 9
Уран .... 49 700 14,6 1,1 2873,19 19,19 84,02 10 ч. 74 м. 5
Нептун .... 44 600 17,3 1,6 4501,51 30,07 164,79 Около 15 ч. 2
Плутон . . . 5 870 0,9? 5908,14 39,70 249,7 ? 0
♦ 1 астрономическая единица равна 149 599 300 км (замеры 1961 г., выполненные под руководством ака-
демика В. А. Котельникова).
Две наиболее массивные звезды этой системы удале-
ны одна от другой настолько, что вокруг каждой из них
могут быть планетные орбиты, лежащие в «зоне жизни».
Однако система а Центавра сравнительно молода, и состав-
ляющие ее звезды не стали устойчивыми, поэтому веро-
ятнее всего, что в этой системе еще нет таких планет, на
которых укрепилась бы жизнь. И все же ближайшая
Центавра, по-видимому, должна стать первой целью раз-
ведывательного межзвездного полета. В далеком будущем
ее планеты, быть может, станут базой для проникновения
к другим, более отдаленным планетным системам, где
есть жизнь и разумные существа.
Еще мыслители древности, Демокрит и Эпикур в Гре-
ции и Лукреций Кар в Риме, развивали мысль о том, что
может образоваться бесчисленное множество миров, по-
добных Земле. Современная наука подтвердила правиль-
ность этих суждений. Все видимые нами звезды, в том
чйсле и Солнце, образуют гигантскую систему — Галакти-
ку (Млечный Путь), состоящую более чем из 200 милли-
ардов звезд. Звезды все гуще располагаются к центру и
плоскости некоторого экватора Галактики, образуя диск,
напоминающий по форме линзу.
Рассматривая Галактику сверху, мы увидели бы нечто
вроде спирали. Луч света, двигаясь со скоростью около
300 тыс. км/сек (точнее 299 793 км/сек) и проходя за год
9,36 • 1012 км, пересекает Галактику поперек, почти за
90 тысячелетий, или, как говорят в астрономии, это рас-
стояние составляет 90 тысяч световых лет. Толщина га-
лактического диска оценивается приблизительно в 10 ты-
сяч световых лет, поэтому объем, занимаемый Галактикой,
составляет около 30 • 1012 м3, т. е. 30 триллионов кубиче-
ских световых лет. Масса Галактики — около 260 милли-
ардов масс Солнца2. Диаметр нашей соседки в космиче-
ском пространстве — Туманности Андромеды примерно
в 1,5 раза больше. Но все же такие большие галактики,
как наша, встречаются примерно один раз на сотню и
даже реже.
Для измерения расстояния между звездами в качестве
базиса используется радиус земной орбиты, равный при-
2 См. Ю. П. Псковский. Каковы размеры нашей Галакти-
ки. «Природа», 1964, №11.
18
мерно 150 млн. км. Расстояние, с которого этот радиус ви-
ден под углом в 1 сек., называется парсеком и использу-
ется в звездной астрономии. Один парсек равен 3 • 1013 км,
т. е. 30 000 млрд. км. Это расстояние свет проходит за
3,26 года.
Солнце и большинство близких к нему звезд обраща-
ются вокруг центра тяжести Галактики со скоростью свы-
ше 200 км!сек и совершают полный оборот примерно за
300 млн. земных лет. Этот период называют космическим
годом. Возраст нашей планеты, по-видимому, порядка
20 космических лет.
В середине 20-х годов нашего столетия было установ-
лено, что кроме нашей Галактики в пространстве за пре-
делами Млечного Пути располагаются столь же грандиоз-
ные образования спиралевидной и овальной формы, со-
стоящие из десятков миллиардов звезд. Наша Галактика
оказалась рядовым звездным островом в бесконечном мно-
жестве островов океана Вселенной. Три из них — Туман-
ность Андромеды,.Большое и Малое Магеллановы Облака,
которые видны невооруженным глазом как чуть заметные
туманные пятна, напоминают по своему строению нашу
звездную систему. Расстояние до Магеллановых Облаков
примерно в 2,5 раза больше поперечника нашей Галакти-
ки. Расстояние до Туманности Андромеды около 1800 све-
товых лет, что почти в 22,5 раза больше поперечника на-
шей Галактики. В модели, где наша Солнечная система
уменьшена настолько, что Земля находится как бы на пер-
вой орбите атома Бора, расстояние до Туманности Андро-
меды будет немногим более 6 м.
Установлено, что большинство галактик удаляется от
нас, причем скорость их разлета увеличивается с ростом
расстояний, с каждым миллионом парсеков примерно на
100 км!сек. Рекордная скорость убегания достигнута од-
ной из галактик, удаленной от нас на 5 миллиардов све-
товых лет, и составляет около 150 тыс. км!сек — почти
половину скорости света. Всего на небе в поле наблюде-
ния находится около десяти миллиардов галактик. Радио-
телескопы позволили обнаружить галактики, свет от кото-
рых идет до нас около 3—5 млрд. лет. Это значит, что мы
наблюдаем их такими, какими они были задолго до по-
явления на Земле человека.
В 1953 г. французский астроном Вокулер привел дока-
зательства существования сложной системы галактик —
14
Метагалактики — с размерами порядка десятка миллиар-
дов световых лет, в которую входит и наша Галактика.
Границы Метагалактики лежат пока еще вне возможно-
стей астрономических инструментов.
Солнечная система находится у края нашей Галактики
на расстоянии около 30 тыс. световых лет от ее центра.
Звездная плотность в Галактике весьма неравномерна;
в области центрального ядра она достигает 2 тысяч звезд
на кубический парсек. Это примерно в 20 тысяч раз боль-
ше, чем в окрестностях Солнца, где среднее расстояние
между звездами близко к 6 световым годам. Оно в нес-
колько десятков миллионов раз больше, чем средние раз-
меры звезд.
«Принимая солнечную систему как среднее простран-
ство, приходящееся в Млечном Пути на одну звезду, ска-
жем, что Земля теряется в нем как капля воды в океа-
нах» 3,— писал К. Э. Циолковский. Часть звезд образует
отдельные группы, скопления. Среди звезд, бесспорно при-
надлежащих к нашему Млечному Пути, есть и такие, ко-
торые двигаются настолько быстро, что не могут вращать-
ся вокруг центра Галактики. Вероятно, это пришельцы из
космоса, двигающиеся через пространство нашей и дру-
гих галактик, встречающихся на их пути.
Звезды, как и наше Солнце, представляют собой рас-
каленные газовые шары, состоящие из тех же элементов,
что и Земля. По массам они не отличаются особым разно-
образием. Есть звезды, в 5—10 раз уступающие по массе
Солнцу, другие в несколько десятков раз больше, чем
оно. Таким образом, Солнце по массе — самая рядовая
звезда.
А теперь обратимся к рассмотрению вопроса, исключи-
тельно важного для астронавтики,— к оценке количества
планетных миров в Галактике; некоторые из них, воз-
можно, станут в будущем целями дальних космических
полетов.
О наличии планет у многих звезд в известной мере
свидетельствует отличающая эти звезды сравнительно ма-
лая скорость вращения. Возможно, как и в солнечной
системе, на долю окружающих их планет «досталась» зна-
чительная часть момента количества движения системы.
3К. Э. Циолковский. Грезы о земле и небе. М., Изд-во
АН СССР, 1959.
15
Следует отметить, что момент количества движения мо-
жет быть отдан звездой не только планетам, но и меж-
звездному газу за счет взаимодействия с ним магнитных
полей звезды.
Убедительным доказательством существования невиди-
мых спутников звезд являются, например, исследования
шведского астронома Хольмберга. Еще в 1938 г., изучая
снимки смещений ближайших к нам звезд, он обнаружил,
что у многих из них наблюдаются волнообразные смеще-
ния, вызванные, по-видимому, притяжением невидимых
светящихся спутников, вращающихся относительно этих
звезд. Он рассчитал, что невидимый спутник самой близ-
кой нашей соседки — Проксимы Центавра в 12 тысяч раз
менее яркой, чем Солнце, имеет массу, сравнимую с мас-
сой Юпитера (примерно в два раза 66‘лыпую).
Советский астроном А. Н. Дейч доказал, что одна из
близких к нам звезд 61 Лебедя4 имеет планеты, общая
масса которых примерно в 50 раз меньше солнечной. Если
же принять, что у этой звезды один спутник, то он должен
двигаться на расстоянии около 450 млн. км от нее, совер-
шая один оборот вокруг звезды за 25 лет, что близко к
периоду обращения Сатурна.
Чтобы наблюдать волнообразные смещения звезд на
астрономических расстояниях, нужны гигантские усилия
специалистов. Тщательное изучение 240 ближайших к
нам звезд позволило выявить, что около 60 из них, по-ви-
димому, обнаруживают подобные периодические колеба-
ния. Немецкий астроном Шлезингер рассчитал смещения
около 6 тысяч ближайших к нам звезд, как бы измеряя
толщину волоса с расстояния 2,5 км.
В 1964 г. американский ученый Ван де Камп устано-
вил наличие невидимого спутника с массой, всего лишь
в 500 раз превышающей массу Земли, у одной из ближай-
ших к нам звезд — звезды Бернарда — красного карлика.
Масса этой звезды составляет 0,15 солнечной, а радиус —
7б солнечного. Особенно важно, что масса спутника, от-
крытого Ван де Кампом, близка к массе Юпитера и тако-
ва, что в его недрах не могут идти интенсивные термо-
ядерные звездные реакции. По-видимому, это первая ги-
4 Обозначения звезд принимаются по звездному каталогу
французского астронома Лаланда (1732—1807), определившего по-
ложение свыше 47 тысяч звезд.
16
Таблица 2
Ближайшие к Земле звезды и их невидимые спутники
Расстояние от Земли в световых годах Звезда Масса спутников по сравнению с общей мас- сой спутников Солнца Масса спутников в еди- ницах массы Земли Расстояние звезда — спутник по сравнению с расстоянием Солнце — Земля Расстояние звезда — спутник по сравнению с расстоянием Солнце— Юпитер Период обращения в годах Автор расчетов
0 Солнце 1 445 5,2 1 По Юпитеру 12 Хольмберг
4,27 Проксима Центавра 1 ' 1,44 640 — — — —
6,0 Звезда Бернарда 1,06 478 4,4 0,85 24 Ван де Камп
7,7 Вольф 359 (большая полуось) о,’з 0,06 — Стирнс и Олден
8,2 Ладанда 21185 3,93 1750 0,13 0,025 Немного больше года Ван де Камп
11,1 Двойная звезда 61 в созвездии Лебедя 1,5 670 3 0,58 25 Хольмберг, Стренд Исследован А. Н. Дейчем
15,65 + 20° 2465 2,47 1100 0,52 0,1 26,5 Рейль
16,4 Двойная звезда 70 в созвездии Змееносца —7 —3100 — -— 17 Рейль и Хольмберг
гантская холодная планета, принадлежащая соседней
звезде и обнаруженная с Земли.
В табл. 2 показаны ближайшие к Земле звезды и при-
ведены некоторые данные об их невидимых спутниках,
в том числе о спутнике звезды Бернарда.
Отметим, что в каждом случае, когда по колебаниям
в положении звезды замечают наличие у нее невидимого
спутника, это еще не означает, что у звезды один спутник.
Возможно, что на самом деле она является центром це-
лой планетной системы. Так, если в системе 61 Лебедя
имеются две планеты размером с Юпитер и Сатурн, то их
совместное воздействие дало бы тот же эффект, что и воз-
действие одной более массивной планеты. Разделение
предполагаемой массы спутников на несколько объектов
увеличивает шансы того, что масса каждого из них не до-
стигает звездной и, следовательно, он остается планетой.
Открытие Ван де Кампом планеты уже у одной из
ближайших к нам звезд — весомое доказательство того,
что в Галактике должно быть множество планетных
миров. Это, в свою очередь, свидетельствует о возмож-
ностях возникновения внеземной жизни и внеземных
цивилизаций.
Великий резервуар жизни
Мировое пространство должно быть
великим резервуаром жизни.
Ф. Энгельс
Как бы ни хотелось нам считать заселенной живыми су-
ществами ту или иную планету, в особенности такую,
на которой, по-видимому, условия для этого складывают-
ся благоприятно, мы должны делать свои выводы лишь на
основе критической оценки фактов, которые дают нам на-
блюдения.
Вопрос о жизни на Марсе будет окончательно решен,
видимо, раньше высадки на него космонавтов. По фото-
графиям Марса и его спутников, снятых «в упор» с борта
автоматической межпланетной станции (AMG), можно
будет судить о косвенных проявлениях марсианской жиз-
ни. Экспериментальное обнаружение низших форм жизни,
возможно, удастся выполнить с помощью биоэлементов;
это контейнеры с питательной средой, контролируемые
18
радиометодами. Сброшенные на поверхность Марса, они
за определенное время примут «порцию» марсианских
бактерий и смогут дать сигнал об их размножении. Пред-
ложены и другие способы обнаружения жизни 5.
Но окончательный и исчерпывающий ответ о сущест-
вовании, формах и особенностях марсианской и венериан-
ской жизни будет дан исследователями, которые смогут в
недалеком будущем поработать «на месте». Это позволит
подвести итоги затянувшихся дискуссий.
Наступила межпланетная эра. Недалеко время, когда
ученые будут проникать в сложнейшие вопросы мирозда-
ния, не только наблюдая с Земли другие планеты, но и
совершая путешествия к ним. Поэтому вопрос о существо-
вании во Вселенной не только жизни, но и мыслящей ма-
терии выдвигается ныне как одно из обоснований целе-
сообразности межзвездных полетов.
Мы уже говорили о множественности планет. Но если
множество звезд нашей и других галактик сопровождает-
ся планетами, то, по-видимому, где-то за пределами Земли
во Вселенной существуют не только жизнь, но и мысля-
щие существа.
«Вероятно ли, чтобы Европа была населена, а другие
части света нет? Может ли быть один остров — с жителя-
ми, а множество других — без них? Вероятно ли, чтобы
одна яблоня в бесконечном саду мироздания была покрыта
яблоками, а бесконечное множество других — одной зе-
ленью? Спектральный анализ указывает, что вещества
Вселенной те же, что и вещества Земли... Везде и жизнь
разлита во Вселенной. Жизнь эта бесконечно разнообраз-
на»,— предсказывал К. Э. Циолковский.
Жизнь может возникать везде, где есть для этого не-
обходимые условия. Что же это за условия? Основываясь
на земном опыте, мы знаем, что жизнь, в частности, мо-
жет возникнуть на таком небесном теле, где существуют
химические элементы, из которых состоят белковые тела,
при условии, что эти же элементы не образовали химиче-
ских соединений, убивающих белки.
Основа живого органического вещества на Земле —
белки и нуклеиновые кислоты. Их «скелет» построен из
углеродных атомов, обладающих способностью соединять-
ся в длинные и разветвленные цепочки, из которых могут
5 «Atomes», 1964, 19, v. 206, р. 15—20.
19
складываться бесчисленные количества соединений. Ис-
точник энергии, поддерживающий жизнь на Земле,— сол-
нечное излучение. Оно используется целым классом жи-
вой материи — растениями.
Зеленые листья, улавливая лучи Солнца, синтезируют
из растворов солей, поданных корнями, и углекислого газа
атмосферы органические соединения. При этом углерод
входит в состав белковых молекул, а кислород выделяется
свободно, создавая кислородную долю атмосферы плане-
ты. Этим создаются предпосылки для другой энергетиче-
ской цепочки. Ее использует второй класс живых су-
ществ — животные. Ведя «паразитический» образ жизни,
они окисляют готовые органические соединения растений
и других животных за счет также готовой кислородной
атмосферы. Для них источник энергии — медленное оки-
сление, горение органических соединений в организме.
Следовательно, для возникновения жизни необходима
соответствующая атмосфера, поддающаяся разложению
под действием внешнего энергоисточника (солнца),
а также умеренный интервал температур, чтобы вода, ос-
нова внутренней среды, в которой протекает обмен ве-
ществ, находилась в жидком состоянии. Так как жизнь,
ио всей вероятности, зарождается в воде, увеличенная
сила тяжести (размер планеты) не может служить препят-
ствием ее возникновению. Активная жизнь может, по-ви-
димому, возникнуть и развиваться на планете, если тем-
пература на ее поверхности и величина солнечного облу-
чения не сильно отклоняются от среднего значения
(например, лежит в интервале примерно от —30 до
+ 70° С). Такая планета должна иметь орбиту, при кото-
рой поддерживается примерно одинаковое расстояние
между планетой и обогревающей ее звездой.
Можно предполагать, что огромное большинство пла-
нет, подобно планетам солнечной системы, движется во-
круг своих солнц по орбитам, близким к круговым, В ОД-
ЛОМ направлении и почти в одной плоскости. Тогда около
центральной звезды системы будет существовать кольце-
вой «коридор» с приемлемыми освещенностью, температу-
рой и т. п., в пределах которого находятся некоторые из
планет и где возможна зона возникновения жизни. Звезда
такой системы должна быть «старой», устойчивой, каким
стало Солнце миллиарды лет тому назад. Этому условию
удовлетворяет огромное количество звезд.
20
Однако до 80% всех звезд Галактики представляют со-
бой две или несколько звезд, вращающихся вокруг обще-
го центра тяжести сравнительно близко одна от другой.
Устойчивые планеты таких звезд должны двигаться по
сложным траекториям, то подходя к своим солнцам, то
удаляясь от них. При этом температура на их поверхности
должна значительно изменяться, а это значит, что усло-
вия для возникновения и развития жизни на них весьма
неблагоприятны.
До недавнего времени считалось, что около кратных
систем не может быть обитаемых планет. Однако амери-
канский астроном Су Шу-хуан показал, что в тех случа-
ях, когда орбиты, по которым кратные звезды перемеща-
ются относительно друг друга, близки к круговым, их
планеты могут в свою очередь двигаться по таким орби-
там, что их температура изменяется в пределах, допусти-
мых для возникновения активной жизни.
Это условие может соблюдаться также, если две звез-
ды, составляющие двойную систему, достаточно далеки
одна от другой, т. е. составляют «широкую пару». И хотя
лишь меньшая часть кратных систем, по-видимому, имеет
планеты, пригодные для жизни, открытие Су Шу-хуана
позволяет существенно увеличить предполагаемое число
таких планет.
Итак, на Земле жизнь развивалась по кислородно-вод-
ному варианту, потому что у нас на первый план властно
выступают кислород и вода; кислород как химически ак-
тивная часть легко расщепляемого фотосинтезом углекис-
лого газа первичной атмосферы и вода как господствую-
щий растворитель. Не исключено, что как белковая жизнь
может возникнуть на основе других нуклеиновых кислот,
не тех, что на Земле, так могут быть и другие ве-
щества, подверженные фотосинтезу или другой форме
регенерации под действием внешних энергетических
источников. Разумеется, если условия на другой планете
резко отличаются от земных, жизнь также должна резко
отличаться по своим формам и проявлениям от тех, кото-
рые господствуют на нашей планете. Земная белковая
жизнь, несомненно, лишь один из возможных вариантов
жизни.
Порывая с геоцентризмом в химических и биологиче-
ских представлениях, можно попытаться воссоздать хи-
мический облик других миров, характеризующихся другой
21
статистикой распространенности химических элементов^
В таком мире кора планеты сложилась бы из других ми-
нералов, ее впадины заполнились бы другими жидкостя-
ми. Из других газов сформировалась бы атмосфера.
Биология и биохимия планеты определялись бы хи-
мическим составом планеты, характером излучения ее
солнца.
Естественно, что в таких, совершенно иных, чем на
Земле, условиях скачок от неживого к живому может на-
ступить и в небелковых формах.
В последние годы некоторые специалисты, в частности
доктор химических наук Е. Д. Каверзнева, многократно
обращались к обсуждению гипотетического предположе-
ния о развитии жизни- также и на основе соединений
кремния. Правда, при этом предполагается, что «ассорти-
мент» кремниевой жизни будет не так велик, как жизни,
основанной на углероде. Из кремния удается построить
прочные молекулы в виде длинных цепочек, устойчивые
к высоким температурам. Кремний частично удовлетво-
ряет требованиям, обязательным для образования высо-
комолекулярных соединений и, быть может, также спо-
собен стать «скелетом» живого вещества. Напомним, что
в атмосферах звезд и туманностей содержание кремния
всего лишь в 5—6 раз уступает содержанию углерода.
Кремниевая жизнь — еще одна из форм бесконечно раз-
нообразной жизни, которая, по-видимому, способна раз-
виваться во Вселенной.
Академики А. И. Опарин и В. Г. Фесенков показали,
что вероятность одновременного сочетания всех условий
(взаимно независимых), при которых способна возник-
нуть живая материя даже в самых различных ее формах,
в системах звезд, входящих в Галактику,— около одной
стотысячной или одной миллионной. Приняв это предпо-
ложение, мы все же получим, что в нашей Галактике по
самым скромным подсчетам должно быть более ста тысяч
обитаемых планет, на которых возникли живые организ-
мы. Если же учитывать взаимную зависимость факторов,
необходимых для возникновения жизни, то число таких
планет возрастет по крайней мере в тысячу раз 6.
6 См. Ф. А. Цицин. Космос и разумные существа. «Природа»,
1965, №11.
22
X. Шепли высказал интересную гипотезу о возможнос-
ти существования звезд-карликов 7, температура которых
не слишком высока для сложных молекул, могущих стать
основой жизни. По его мнению, можно предположить, что
с уменьшением яркости и размеров небесных тел их чис-
ло должно возрастать. Немногие известные нам «тусклые»
звезды — красные карлики, имеющие яркость в одну мил-
лионную яркости Солнца, исследуются лишь на очень
мощных телескопах и обычно уже не фигурируют в звезд-
ных каталогах. С дальнейшим уменьшением яркости и
размера до близкого к размерам планет звезды-карлики
уже не испускают видимого света, не оказывают заметно-
го гравитационного влияния па движение других звезд и
самой Галактики и поэтому пока не обнаруживаются.
Если такая звезда имеет размеры примерно в 50 раз боль-
ше, чем Юпитер, ее внутреннее тепло могло бы обеспечить
на поверхности звезды температуры, приемлемые для раз-
вития жизни. «Такие тела,— замечает Шепли,— несомнен-
но существуют и не только в планетных системах звезд,
но и как одинокие тела, не связанные с ними. Такие тела
могут быть обнаружены с помощью радиотелескопов и,
быть может, радиоастрономы уже наблюдали их как ис-
точники радиоизлучения, но не отождествляли с тем, что
они действительно собой представляют». Жизнь может
возникнуть не только на поверхности, но и в атмосфере
таких звезд-лилипутов (или планет-гигантов).
Шепли полагает, что таких независимых самосогре-
вающихся планет должно быть «бесчисленное множество».
Жизнь на них была бы очень своеобразной, поскольку ис-
точник, питающий ее энергией, находился бы внутри не-
бесного тела и энергия на его поверхности проявлялась
бы в радиодиапазоне. Этот мир показался бы нам столь же
странным, как и мы для него. Но это лишь еще раз под-
черкивает бесконечное разнообразие продуктов космиче-
ской эволюции.
Разумеется, окончательный количественный вывод о
распространенности жизни в Галактике можно будет сде-
лать, только зная закономерности зарождения жизни.
Профессор А. С. Компанеец считает, что в связи с успеха-
ми биологии вопрос о вероятности зарождения жизни бу-
7 X. Шепли. Жизнь на звездах-лилипутах. В кн.: «Наука и
человечество». Изд-во «Знание», 1964.
23
дет разрешен в самое ближайшее время — в течение 10
лет, а может быть, и раньше. Чтобы оценить вероятность
такого события, как появление наследственной информа-
ции, характерное для всякой живой материи, нужно окон-
чательно установить пути зарождения жизни. Открытие
жизни на одной из планет Солнечной системы подтвер-
дило бы экспериментально утверждение о множественно-
сти жизни во Вселенной. Отсутствие форм жизни в ближ-
нем космосе отодвинуло бы решение вопроса до путеше-
ствия к другим звездным мирам.
Хочется отметить, что возникшая и утвердившаяся
жизнь обладает большой «прочностью». «Организмы чере-
дой поколений в геологическое время приспосабливаются
к самым невероятным условиям»,— говорил академик
В. И. Вернадский. Согласно его подсчетам, количество жи-
вого вещества в земной коре составляет 1014—1516 т. Фак-
тически кислород нашей атмосферы — продукт фотосин-
теза растений, а наружные слои земной коры на 99% пе-
реработаны ими. Сбрасывают листья на зимний период
растения, погружаются в зимнюю спячку на неблаго-
приятное время года животные, утепляет свое жилище
и создает герметические скафандры для космонавтов че-
ловек. Возникшая однажды жизнь приспосабливается и
распространяется сначала по всей планете, а потом и за ее
пределы. Обводняются пустыни, человек укрепляется и
живет в самых неблагоприятных условиях антарктическо-
го холода или космического вакуума.
Нам представляется, что жизнь, возникшую у звезды,
необязательно обрекать на гибель даже в случае угасания
самой звезды. Через межзвездное пространство она смо-
жет отправиться к другим солнцам, на заранее выбранные,
благоприятные орбиты спутников или благоустроенные
планеты, чтобы умножать достижения разума.
Принципиально новый этап взаимоотношений организ-
ма и среды начинается с возникновением разумных су-
ществ, которые наиболее активно влияют на окружающий
мир, разумно изменяя окружающую среду, делая ее при-
годной для своего обитания.
Удвоение производства энергии на Земле происходит
каждые 20 лет, и темпы ее производства все возрастают.
Можно предполагать, что через 200 лет, а возможно и
раньше, на Земле будет производиться и использоваться
3*1012 кет. Это отвечает 1% мощности солнечного излуче-
24
ния, падающего на нашу планету. Опираясь на все воз-
растающие мощности энергетики будущего, вероятно, ока-
жется возможным сделать то, что хотя и не противоречит
законам природы, но сейчас совершенно неосуществимо.
Речь идет о переконструировании нашей, а затем и
других планетных систем с передвижением планет на
такие орбиты, которые наиболее благоприятны для их
населения.
Итак, нет конца жизни, нет конца разуму и совершен-
ствованию человечества. Прогресс его вечен. Ну, а если
это так, то пришло время поразмыслить пусть об очень
отдаленной, но все же, на наш взгляд, главной цели астро-
навтики.
Главная цель астронавтики
В 1964 г. 9 Бюроканской обсерватории Академии наук
Армянской ССР происходила первая всесоюзная конфе-
ренция, посвященная возможностям установления контак-
тов с цивилизациями других планетных миров. В работе
конференции принимали участие крупные ученые — ра-
диоастрономы, радиофизики и астрофизики.
Почему же возникла необходимость проведения такой
встречи ученых? Почему стали актуальными и ныне раз-
рабатываются проблемы контактов — связи с внеземными
цивилизациями и вопросы полета к ним? Что даст, хотя
бы в общих чертах, их решение? Будут ли усилия, затра-
ченные человечеством на пути к этой цели, оправданы ко-
нечными результатами?
Такие вопросы задают сейчас не только люди, охвачен-
ные острым интересом к будущему астронавтики, но и
скептики, считающие рассмотрение этих вопросов прежде-
временным.
Попытаемся хотя бы вкратце ответить на поставлен-
ные вопросы и рассказать о том, какой представляется
нам главная цель астронавтики.
Несомненно, что по мере роста науки и культуры воз-
никает необходимость совместных работ ученых как внут-
ри каждой страны, так и в масштабах всей Земли. Вероят-
но, мысль об осуществлении межпланетного путешествия
родилась в значительной степени из мечты обменяться
достижениями с мыслящими существами других населен-
25
пых миров, поделиться с ними опытом и почерпнуть их
опыт — опыт разума, накопленный на планетах — остро-
вах жизни и мысли во Вселенной. Это, пожалуй, одна из
самых волнующих задач и проблем нашего времени.
Достижения науки, позволяющие теперь рассматривать
эту проблему на научной основе, и огромный интерес к ней
стали причиной появления в последние годы около ста
работ на эту тему, написанных известными учеными.
Специалисты доказали существование холодных спут-
ников у многих ближайших к Земле звезд. А поскольку
жизнь — закономерный этап развития материи, высшая
форма развития живой материи — мыслящие существа —
должна возникнуть на некоторых из планет, распределен-
ных на разных расстояниях вокруг звезд. Поэтому можно
утверждать, что жизнь в ее высших проявлениях есть,
кроме Земли, и на других планетах — спутниках звезд, а
значит, мы не одиноки во Вселенной.
Вероятно, наша цивилизация — одна из младших в Га-
лактике. Всего несколько миллиардов лет назад на Земле
возникла жизнь, лишь около 600 тысяч лет человечеству,
а впереди — миллиарды лет развития. К. Э. Циолковский,
указывая на огромную разницу уровня цивилизаций на
различных мирах, писал: «...Все фазы развития живых
существ можно видеть на разных планетах. Чем было че-
ловечество несколько тысяч лет тому назад и чем оно бу-
дет по истечении нескольких миллионов лет, все можно
отыскать в планетном мире...» Ведь во вселенной, где не-
равномерно и неодновременно даже по астрономическим
масштабам происходит развитие и возникновение звезд и
планет, неравномерность развития жизни должна быть
еще большей.
Согласно теории вероятности, средний разрыв в сроках
развития цивилизаций должен составлять около полови-
ны среднего срока существования каждой из них. Если
этот срок порядка миллиарда лет, то наиболее вероятный
«средний разрыв» составит сотни миллионов лет. Таким
образом, можно думать, что разумные цивилизации боль-
шинства планет несравненно опытнее нас.
Проникновение в космос поможет расширить наши
знания о Земле, принесет земной цивилизации изобилие
энергии, новые возможности для лучшего устройства жиз-
ни на Земле. Если бы, кроме того, людям удалось посетить
один из далеких миров, познакомиться с его достижениями
26
и привезти на Землю плоды его развития, человечество
могло бы, освоив их, совершить огромный скачок вперед,
сэкономив труд и усилия поколений. Разве, наряду с теми
достижениями в познании природы, которые будут добы-
ты в ходе создания галактических кораблей, такой успех
не окупит сторицей затрат человеческой мысли и земных
материальных ресурсов?
Следует, однако, иметь в виду, что какими бы обшир-
ными ни были объем и содержание межпланетной инфор-
мации, только собственные усилия человечества обеспечат
ее усвоение и технический прогресс вообще.
Итак, главная цель астронавтики — достижение в от-
даленном будущем контактов с разумными существами на
других планетных мирах.
Деление возможных контактов звездных цивилизаций
на косвенные и прямые далеко не полно и не точно.
По-видимому, только термин «косвенные контакты» мо-
жет быть четко определен. Правильнее, удобнее и проще
не «классифицировать» возможные контакты, а непосред-
ственно перечислить и описать возможные методы уста-
новления контактов, а также поддержания и расширения
связей с инопланетными цивилизациями. Сделаем это,
расположив такие методы в порядке сложности их осуще-
ствления и количества информации, которая может быть
получена с помощью каждого из них. Разумеется, при этом
не имеется в виду, что способ, называемый первым, прост
и не потребует для осуществления особых усилий и высо-
кого развития цивилизации.
Итак, первый из возможных методов — связь с помо-
щью электромагнитных колебаний — радиоволн или кал-
лимированных световых пучков, направляемых от одной
звездной цивилизации к другой. Этот метод предполагает
возможность использования трех типов сигналов:
«пассивных» сигналов от планет в виде радиоизлуче-
ния, обусловленного наличием технологически развитых
цивилизаций. Эти сигналы, в частности, могут быть след-
ствием работы телевизионных установок;
сигналов, содержащих информацию, передаваемую всем
или определенным цивилизациям, которая может быть
подслушана;
специальных сигналов — «вызов», посылаемых для ус-
тановления контактов, и сигналов, обмен которыми осу-
ществляется после установления контактов по каналам
37
связи с помощью радио или оптических каллимированных
пучков (лазеров).
На рис. 2 приведены графики, предложенные австра-
лийским радиоастрономом Брайсуэллом. Они позволяют
при условно принятом числе цивилизаций 7УЦ в Галактике
определить расстояние между ними L в световых годах и
парсеках8. Чем больше в Галактике цивилизаций, тем
меньше расстояние между ними. Для нас графики пока-
жут расстояние таких цивилизаций от Солнца. Одновре-
менно можно определить и общее число звезд N3, находя-
щихся на этом расстоянии от Солнца. Последнее особенно
важно для того, чтобы установить, насколько сложным бу-
дет поиск развитых цивилизаций. Заметим, что число ци-
вилизаций 7V4 должно находиться в прямой зависимости от
средней продолжительности технологической эры их суще-
ствования.
Положим, для примера, что число цивилизаций в Галак-
тике составляет 10 10 — десять миллиардов 9. Соответствен-
но среднюю продолжительность жизни каждой примем
10 10 лет. Тогда по графику рис. 2 расстояние до ближай-
ших цивилизаций от Солнца составит около 10 световых
лет, и, поскольку звезд в этой области пространства не-
много, поиск «соседней» цивилизации несложен. Именно
на такой благоприятный случай и рассчитывал Дрейк, осу-
ществляя проект «ОЗМА», когда в 1960 г. в течение не-
скольких месяцев предпринимались попытки принять с
помощью 27-метрового радиотелескопа на волне 21 см
(частота 1420 мегагерц) «разумные» радиосигналы от
двух сравнительно близких к нам звезд — 8 Эридана и
т Кита.
Если же принять, что длительность технологической
эры равна всего лишь 104 лет, то число цивилизаций про-
порционально уменьшится, и расстояние до ближайшей
цивилизации составит около 1 тысячи световых лет. Внут-
ри сферы, описанной этим радиусом, находится около
50 млн. звезд, на одной из которых и следует искать нуж-
ную цивилизацию. Естественно, что одновременно вести
8 Поскольку научных фактов для определения числа цивили-
заций в Галактике еще нет, эти предположения приводятся лишь
для оценки возможности и трудности установления контактов при
различном, условно принятом числе цивилизаций.
9 Этого предположения придерживается К. С. Билс в статье
«Будет ли конец мира». См.: J. Roy. Astron. Soc. Canada, v. 47,
N 2, 1953.
28
2. Зависимость числа цивилизаций в Галактике 2Уц от расстоя-
ния между ближайшими цивилизациями по данным различных
ученых СУз — общее число звезд, находящихся на этом рас-
стоянии)
1 — К. Билс (ЛГц= 1010); 2 — А. Шепли (ЛГЦ = 7,5 . 107); 3 — К. Са-
ган (Njj- = 107); 4 — А. Камерон (7Уц= 2 -10е); 5 — А. Опарин и В. Фе-
сенков (Л7ц = К)*); 6 — И. Шкловский (Лц = 5 • 108); 7 — Хорнер (^цв
= 4 • 1010)
постоянные наблюдения за таким числом «подозреваемых»
миров на огромном расстоянии с помощью направленных
пучков дорого, сложно и долго. К тому же и обитателям
одного из этих далеких миров так же трудно отдать пред-
почтение нашей системе среди десятков тысяч солнц.
Можно слишком долго безуспешно искать друг друга.
Брайсуэлл рекомендовал поэтому для установления
связи между цивилизациями использовать метод автома-
тических зондов.
Высокоорганизованная цивилизация может послать
автоматические зонды, автоматические межзвездные стан-
ции к нескольким тысячам ближайших звездных миров.
Скорость движения зондов должна доходить до
200 тыс. км!сек. В течение нескольких десятилетий может
быть изготовлено достаточное количество зондов, которые
будут отправлены ко всем «подозреваемым» звездным ми-
рам, например в сфере радиусом 100 световых лет.
Зонды, обеспеченные надежной защитой от поврежде-
ний метеоритами и снабженные радиоаппаратурой с боль-
шим ресурсом, должны вести радиопоиск для обнаруже-
ния сигналов с планет звездных систем, спутниками кото-
рых они стали. Аппаратура зонда должна воспроизвести
сигналы и возвратить их обратно на планету. Аппаратура
может также сообщать и дополнительную информацию.
Зонд, в частности, может передать заданное ему при от-
правлении изображение участка звездного неба со спе-
циальным указанием звезды, от планеты которой он пос-
лан. Энергию, необходимую для работы, зонд может чер-
пать от звезды, спутником которой он стал.
Этот метод связи нельзя считать косвенным. Он пред-
полагает наличие пусть небольших, но все же «веществен-
ных» аппаратов, способных преодолевать межзвездные
пространства.
Метод зондов, как это подтверждается принятой сей-
час методикой изучения планет нашей системы, может
быть успешно использован также после установления кон-
тактов и прямой радиосвязи между разнопланетными ци-
вилизациями для обмена «концентрированной» инфор-
мацией и вещественными предметами. Таким образом, ме-
тод зондов может и предшествовать установлению радио-
связей, облегчая поиск, и углублять эти связи.
Наконец, остановимся на методе непосредственной по-
сылки к разумным цивилизациям кораблей с людьми.
30
Организация и осуществление этого метода важны не
только потому, что до создания компактных и разумных
информационных устройств, превосходящих по возможно-
стям и весовым характеристикам человека, оснащенного
приборами, он остается лучшим средством информации и
изучения других миров. Организация этого метода важна
также потому, что она обеспечивает большую маневрен-
ность и «живучесть» человечества.
Кроме того, только такой метод позволяет глубоко изу-
чить планеты, на которых отсутствует технологически раз-
витая цивилизация. Дело в том, что возможности дистан-
ционного изучения объектов, особенно на огромных рас-
стояниях, весьма ограничены. Об этом свидетельствует
хотя бы то, что несмотря на сравнительно небольшое рас-
стояние до Марса, астрономы до сих пор не могут с по-
мощью наблюдений окончательно установить, естественно
ли происхождение его спутников, хотя можно показать,
что Фобос появился на своей орбите примерно 100 млн.
лет назад — значительно позже, чем образовались планеты
семьи Солнца.
Преимущество метода полета к звездам с возвращени-
ем относится и к случаю, когда цивилизация существует,
но недостаточно или своеобразно развита, чтобы ответить
на запрос. Ознакомление с «безответными» цивилизация-
ми может быть источником ценной информации, и значе-
ние единственно возможного в таком случае способа кон-
тактов очень велико.
Между собой и сложнейшими, опаснейшими явления-
ми природы человек всегда постарается поставить кибер-
нетическое устройство. Но для утверждения в бесконечно
сложном космосе потребуются и все неиссякаемые возмож-
ности человека. Ведь людям нужны не только собранные
и систематизированные автоматами факты, документаль-
ные фотографии и киноленты. Людям нужны живые
описания новых миров, нам нужно почувствовать роман-
тику доселе неведомого, ветер странствий. И это еще одна
причина использования метода исследований, предусмат-
ривающего перенесение человека в другие миры. Добавим,
что при использовании этого метода возможен несравнимо
более широкий обмен предметами материальной культуры
между цивилизациями.
Следует обратиться к соображениям, высказанным
Брайсуэллом и фон Хорнером об огромных возможностях
31
«обратной связи». Под эффектом обратной связи подразу-
мевается возможность получения важных сведений либо
обмен информацией между цивилизациями, что обес-
печивает резкое возрастание жизнестойкости каждой из
них.
И. С. Шкловский считает, что на основании исключи-
тельных перспектив развития автоматики, кибернетики и
молекулярной биологии оценка возможного времени суще-
ствования цивилизации должна быть пересмотрена в сто-
рону увеличения. Он видит даже возможности качествен-
ного изменения форм жизни во Вселенной п считает, что
разумная жизнь может выглядеть не только так, как зем-
ная, что в конечном счете могут быть созданы исключи-
тельно прочные искусственные живые разумные сущест-
ва. Шкала времени их технологического развития может
быть близка к космической.
Возможно, что некоторые из цивилизаций смогут раз-
виваться непрерывно, переживая гибель своих звезд. Это
означало бы действительную вечность таких цивилизаций.
Более того, даже в случае гибели нашей Галактики можно
допустить переселение некоторой части галактических ци-
вилизаций путем трансгалактического перелета. Иными
словами, если цивилизация перерастает в галактическую,
то и сроки ее существования могут стать сравнимыми со
сроками существования Галактики.
Развитие межзвездных связей, астронавигации и
звездолетов, обеспечивающих изучение планетных миров
других звезд и широкий обмен информацией между ци-
вилизациями Галактики, будет способно обеспечить такие
переселения. На эту же технику сможет опираться и
цивилизация, обосновывающаяся у новой звезды. При
этом решение о целесообразности переселения, выбор
и приспособление новой звездной системы для обитания
могут выполняться усилиями нескольких цивилиза-
ций.
Возможность продления жизни цивилизаций и непре-
рывной преемственности их достижений следует искать
не только в необыкновенных успехах науки и техники и
не в общем «стремлении к порядочности и добру», на ко-
торое уповает известный американский астроном Харлоу
Шепли 10.
10 См. X. Ш еп л и. Звезды и люди. ИЛ., 1962.
82
Можно надеяться, что соответствующий коммунистиче-
скому будущему цивилизаций космический уровень науки
и техники позволит осуществлять операции, сохраняющие
такие цивилизации и их культуру11. Мало того, преобра-
зуя сначала окрестные звезды, создавая около них искус-
ственные биосферы и увеличивая свою энерговооружен-
ность, цивилизации смогут распространяться, охватывая
своей деятельностью всю Галактику. Это может стать ре-
шающим триумфом разума над мертвой природой и даже
законом развития разумных цивилизаций Вселенной.
Космическая программа человечества
(технические возможности)
С какими же средствами человек вступил во Вселенную?
Что позволило ему перешагнуть земной порог и отпра-
виться на завоевание космического пространства?
Попытаемся в сжатом виде представить пути осу-
ществления космической программы человечества. Это по-
может сделать рис. 3. В его нижней части изображена ог-
раниченная область установившегося полета для различ-
ных высот и скоростей. Чем же определяется ее положе-
ние? Поясним это на следующем примере. При полете на
высоте 11 км со скоростью 9 М11 12 температура обшивки
самолета быстро достигла бы примерно 1000° С. Примем,
что больший нагрев недопустим. Тогда дальнейший рост
скорости без перегрева невозможен. Лишь с резким уве-
личением высоты полета, когда плотность воздуха и теп-
ловые потоки, уменьшаясь с высотой, станут незначитель-
ными, а охлаждение излучением не изменится, предель-
ная температура будет достигнута при более высокой ско-
рости. Так возникает нижняя «тепловая» граница кори-
дора установившегося полета.
11 Брайсуэлл и фон Хорнер придерживаются реакционной идеи
о том, что достаточно биологическому виду приобрести разум, что-
бы его шансы на выживание резко упали. Иными словами, они
утверждают, что всякая цивилизация кончается самоубийством.
Эта идея ничем не обоснована. Напротив, несомненно, что ра-
зум — положительный фактор развития.
12 Число М означает отношение скорости полета к скорости
звука на данной высоте. В рассматриваемом случае скорость по-
лета в 9 раз больше скорости звука. Скорость звука у Земли рав-
на 330 м/сек.
88
2 Р. Г. Перельман
//z Л7У
//'-----
ближайшая граница /алактики/-Z,Z
/г
Ш
/Z
~йе
kit
X)
|И .
th
йраксима Ценгадра^
W
М
Л7
fOs
//4
. г
г!\ L____
Радаре лалега за. 35лг/п при а=/йи/с^и^Цй^
,4
80—
\ОО—
\Ы-
\ZO—
г
°/о
Аппарат
перегредаегся
fO6 fff7 М8 u^M^/vac
/О Mz Ю3 Ю* /О5 и*,км/сек
Слишком длительный
период разгона
S? о
If
|V
Область
рстанпдид-\
шился елрт-
никод Земли
|Л |р
11"'
t
ot
Z
Самолет „ придали-
I дается".
f 5 fO Mz Ш3 * /О5
Скоросп7ь ал7на- 1—1-ту——L
сительно Земли № М №
I Слишком даль -
I шие рскорения
1
I
I
!
& &
й
& &
3. Области возможных скоростей и расстояний полета относи-
тельно Земли и двигатели, пригодные для их освоения
1— самолеты с турбовинтовыми двигателями; 2 — турбореактивные дви-
гатели; з — жидкостные реактивные двигатели; 4 — ядерные ракеты; 5—
электротермические двигатели; 6 — электрон л а змеиные и ионные двига-
тели; 7 —ионные двигатели; 8 — квантовые ракеты
С увеличением высоты полета необходимо увеличить
скорость, иначе самолет «провалится», так как воздушная
подушка под крыльями станет менее плотной. Условив-
шись, что наименьший скоростной напор составляет 390 кг
на 1 м2 крыла, получим верхнюю «аэродинамическую» гра-
ницу коридора, в котором возможен установившийся полет.
Отметим, что на малых скоростях из всех аппаратов тяже-
лее воздуха левее аэродинамической границы могут парить
планеры, а еще левее могут летать вертолеты, калиоптеры
или, например, летающие «платформы», способные взле-
теть вертикально.
Рекорд скорости предварительно поднятого на высоту
другим аппаратом самолета Х-15, установленный в США
в 1962 г., составлял 6693 км!час (высота около 17 км).
Рекорд скорости самолета, совершающего самостоя-
тельный полет с земли, установлен в 1962 г. советским
летчиком Г. К. Мосоловым и равен 2678 км!час па высоте
34 714 м.
Международной авиационной федерацией, регистри-
рующей все мировые авиационные и космические рекор-
ды, установлено, что до высоты 100 км полеты считаются
авиационными, а выше — космическими.
Полеты в верхних слоях атмосферы с большими ско-
ростями особенно важны, поскольку при возвращении ап-
паратов в атмосферу Земли и других планет с большой
скоростью проблема теплового препятствия становится
очень острой и ее необходимо всесторонне изучать.
Итак, поднимаясь все выше к потолку атмосферы, мы
постепенно подходим к высотам порядка 1000 км
(см. рис. 3), вступаем в область, освоенную советской
астронавтикой. Но, забравшись столь далеко от Земли, мы
перешагиваем условную границу, отделяющую авиацию
от космонавтики. Преодолеть ее позволили многоступенча-
тые ракеты с двигателями, использующими химическое
топливо. Они способны обслуживать «циркуляционную зо-
ну» искусственных спутников Земли и спутников Солнца,
доставлять лаборатории к ближайшим планетам солнеч-
ной системы.
Уже после достижения первой космической скорости
вблизи Земли — 7,9 км/сек — аппарат выходит на режим
спутника в космическое пространство, где, с одной сторо-
ны, тепловая граница по мере разрежения атмосферы тает,
а с другой стороны, исчезает аэродинамическая граница
2*
85
крылатого полета,— аппарат должен быть ракетой, кото-
рая выносится в пространство, опираясь только на струю
рабочего тела, выбрасываемую из двигателя.
Но, как всегда в таких случаях, можно наметить новые
границы режима установившегося полета. Для спутников
этой границе будет соответствовать так называемая ско-
рость убегания (вблизи Земли — это вторая космическая
скорость, равная 11,2 км/сек).
Известно, что по мере увеличения расстояния от спут-
ника до центра Земли его равновесная скорость, т. е. та-
кая, при которой спутник движется по круговой орбите,
уменьшается. Увеличение скорости сверх равновесной
приводит сначала к эллиптической траектории, а затем к
убеганию спутника из сферы притяжения Земли и превра-
щению его в искусственную планету. Как видно, область
скоростей и высот спутников Земли относительно невели-
ка. Область скоростей аппаратов, уносящихся в космиче-
ское пространство, также небезгранична.
Межзвездный аппарат может стартовать со станции-
спутника или с орбиты спутника, имея некоторую круго-
вую циркуляционную скорость, подобно тому как старто-
вала с тяжелого спутника советская ракета-носитель, ко-
торая вывела автоматическую межпланетную станцию
(АМС) на орбиту полета к Венере. С этой скорости и нач-
нется равномерный разгон аппарата.
Поскольку темп разгона ограничивается, целая об-
ласть, в которой ускорения, необходимые для достижения
каждой заданной скорости, получаются чрезмерными, от-
падает. Принципиально эта «нижняя граница» может
быть ступенчатой, поскольку при достижении относитель-
но небольших скоростей срок воздействия перегрузки бу-
дет меньшим и, следовательно, темп разгона может быть
большим. Если в случае продолжительного разгона уско-
рение, ограничиваемое биологическими особенностями че-
ловеческого организма, не может быть принято более
20 м/сек, то, например, на ограниченном участке для по-
лучения скорости 20 км/сек его можно было бы удвоить.
Однако при полете на максимальную дальность за 25 лет
при относительно небольшом времени и участке разгона
эту возможность допустимо не учитывать. Поэтому при-
нимается, что ускорение, продолжительно действующее нг
экипаж ракеты, не должно превышать а = 20 м/сек2,
В. И. Яздовский даже считает, что ускорение кораб-
М
ля не должно превышать привычного для человека —
около 10 м/сек2. Соответствующая кривая представлена на
рис. 3.
Итак, при использовании двигателей, способных созда-
вать большую абсолютную тягу, темп разгона будет огра-
ничиваться биологическими особенностями человеческого
организма (см. рис. 3, области 4—6). В областях 7 и 8
темп разгона, насколько сейчас можно предвидеть, техни-
чески ограничивается ускорением а = 0,2 м/сек2, посколь-
ку больших ускорений ионные двигатели, по-видимому,
создать не могут, обеспечивая пока а 0,002 м/сек2.
Пусть общий срок полета не будет превышать средне-
го срока творческой жизни человека, т. е. примерно 50 лет.
Тогда максимальный радиус полета определяется сроком
25 лет. Расстояние, которое аппараты с двигателями раз-
личных типов окажутся способными преодолеть за это
время, и даст верхнюю «временную» границу. Поскольку
на рис. 3 все скорости и расстояния показаны относитель-
но Земли, скорости относительно Солнца и центра Галак-
тики могут быть показаны только условно. Они нанесены
пунктиром: третья космическая скорость (в направлении
вращения Земли) — 16,7 км/сек и четвертая — 300 км/сек
относительно центра Галактики, позволяющая кораблю
«убежать» от нее к другим галактикам Вселенной.
В области околосветовых скоростей полета все назван-
ные границы деформируются, что становится заметным
после достижения примерно десятой части скорости света.
Изучение рисунка еще раз убеждает в том, что из из-
вестных двигателей летательных аппаратов только ионные
и квантовые двигатели могут дать возможность выйти за
пределы Солнечной системы. Электроракетный — ионный
двигатель позволит за срок человеческой жизни совер-
шить только часть пути к звездам. Вероятно, лишь один
из известных сейчас двигателей — квантовый — способен
обеспечить путешествие к другим звездным мирам.
Отказавшись от условия ограниченного приближения
скорости полета к скорости света, которое принималось в
связи с колоссальными трудностями такого разгона, мож-
но войти в узкий коридор, находящийся в самой верхней
правой области графика. Им и должны пройти квантовые
корабли, чтобы добраться до далеких звездных миров на-
шей Галактики, а быть может, и других галактик. В этой
области и будут господствовать квантовые ракеты, если
37
не будут найдены более эффективные двигатели для га-
лактических кораблей, либо принципиально новые спосо-
бы перенесения человека через бездны Вселенной.
Электрификация космоса
Куда бы космический аппарат ни направлялся, ему не-
обходимы источники энергии для работы двигателей,
для питания средств связи, поддержания жизнедеятельно-
сти экипажа, создания «зоны комфорта», для бортовых
приборов — навигационной аппаратуры и других систем.
Создание космических энергетических установок —
ключ к освоению космоса.
К космическим источникам электроэнергии предъявля-
ются требования высокой надежности и огромного ресур-
са при больших температурах и высоком вакууме космоса
(менее 10-6 мм рт. ст.), когда ряд металлов сравнительно
быстро возгоняется, «выкипает». Отсутствие или малая
сила тяжести, действие солнечного излучения и метеори-
тов еще более усложняют условия работы.
Авария таких установок недопустима, а длительная
остановка чрезвычайно опасна.
Обеспечение работы в течение ряда лет без обслужи-
вания и ремонта — труднейшая задача. Срок безаварийной
службы большинства современных передвижных устано-
вок не превышает 3000 часов. Вот почему надежность, не-
уязвимость и ресурс становятся тремя китами, на которые
должна опираться система космической энергетики. Низ-
кая надежность, уязвимость могут «похоронить» системы,
которые во всех других отношениях представляются наи-
лучшими.
Космические системы отличаются от земных энергети-
ческих установок также и тем, что они «оптимизируют-
ся», проектируются из условия достижения наименьшего
объема и веса. Последнее означает, что совершенство кос-
мической энергетической системы может оцениваться
удельной мощностью — количеством киловатт, вырабаты-
ваемых на каждый килограмм веса системы. При вычис-
лении удельной мощности учитываются удельная энергия
используемого топлива, сумма удельных весов источника
тепла, преобразователя, всех вспомогательных элементов
и, наконец, продолжительность цолета.
99
Какие же количества энергии- необходимы для «собст^
венных нужд» космических аппаратов?
Большинству околоземных беспилотных аппаратов тре-
буется в течение нескольких лет мощность, от нескольких
ватт (на небольших спутниках связи) до 1 кет. Для пило-
тируемых аппаратов средняя необходимая мощность сос-
тавляет от 0,1 до 1 кет на человека. Так, на аппарате,
США «Меркурий» для обеспечения жизнедеятельности
космонавта затрачивалась мощность 0,26 кет. Поскольку
из-за отсутствия тяжести конвекции (естественного пере-
мещения воздуха) в кабине космонавта не происходит,
большая доля этой мощности расходовалась на вентили-
рование кабины.
Для зондирования Солнца и его планет, а также для
полетов вне солнечной эклиптики (плоскости орбиты Солн-
ца) необходимы системы мощностью более 50 кет. Для
обитаемых космических станций и лабораторий околосол-
нечного пространства в зависимости от их «населенности»
и научных задач потребные мощности могут подниматься
до десятков тысяч киловатт при продолжительности ра-
боты до десяти и более лет. Наконец, собственные энер-
гетические нужды «минимального звездолета», способного
долететь к Проксиме Центавра и возвратиться к Солнцу,
должны удовлетворяться 50—60 лет и достигают
60 млрд, кет на каждые 1000 тонн стартовой массы.
Универсальных источников энергии для космоса сей-
час не существует. Для каждой области использования
следует выбирать наиболее выгодный из них.
Для энергетической установки могут использоваться
химическая, солнечная и ядерная энергии.
На рис. 4 показаны области целесообразного примене-
ния различных типов энергостанций в зависимости от их
необходимой мощности и времени использования 13.
Вдоль правой вертикальной шкалы рисунка приведены
интервалы мощностей, нужных для решения различных
задач в космосе. На левой вертикальной шкале в логариф-
мическом масштабе показана электрическая мощность в
киловаттах, по горизонтальным шкалам в том же масшта-
бе — продолжительность работы.
Как видно, обычные земные энергосистемы даже при
малых мощностях невыгодно использовать в космосе более
13 См. «SAN Journal», 1, 1960.
39
£
Ядерные машинные
70
л
I Машинные на
| тсидкиа: додороде и
кислороде
А/, кдт
/05\—
47
7
47
I
Аккумуляторы 1
I I
Пестабилизи-
роданные
спутники
. ।
Ротозлементы и
радиоизотопнб/е
злементы
болнсиные с термо- I
злектрииескими пре- ।
—-—-^^рбразодаселями.
//алитируемые
аппараты с
постоянной
орбитой А Мб
Занды
6/ 55 65 67 65 69 76 77 7Z 73 7А 75 76 77 78 76
7/нтердал срока 7 годы)
5 ГТ" “
Педаль шие
орбитальные
станции
Пилотируемые
окололунные
аппараты
бминцт День Педеля Месяц Год 76лет бдлет
58 55 66 6/ 6Z 63 6А 65 66 67 68 69 76 77 7Z
Солнекные
машинные
Злектроли миасские
топлидные
элементы
4. Области применения космических энергетических установок в за-
висимости от необходимой мощности и времени их использо-
вания (пунктиром показаны области, в которых ведутся раз-
работки, кружки — некоторые из созданных установок)
I, 2 — электроракетные установки по опубликованным проектам; 3 —
энергоустановка тормозного двигателя для возвращения космического
корабля с экипажем; 4 — электростанция орбитального космического
аппарата; 5 — электростанция аппарата, предназначенного для полета на
Луну с возвращением; 6 — спутники связи (на 1965 г.); 7 — метеороло-
гические спутники (на 1965 г.); 8 — эксперименты по плавному прилуне-
нию; 9 — возвращение в атмосферу обитаемых космических кораблей;
А — верхняя граница энергетических мощностей, необходимых в бли-
жайшие годы для покорения космоса (шкала «интервал срока» относит-
ся к этой зависимости)
одного дня. Применение такого экзотического высококало-
рийного топлива, как жидкий водород и кислород, позво-
ляет этим установкам «продержаться» в космосе до неде-
ли. Ввиду весьма ограниченных возможностей использо-
вания таких установок мы на них останавливаться не бу-
дем.
Топливные элементы (ТЭ), установленные, например,
на корабле «Джеминай», могут применяться при умерен-
ных мощностях. При малых мощностях и продолжитель-
ных полетах выгодны солнечные электропреобразователи
(СЭП), фотоэлектрические и фотохимические элементы.
При значительных мощностях и больших сроках работы
занимают подобающее место атомные реакторы, сочетаю-
щиеся с различными преобразователями тепла в электри-
ческий ток.
Некоторые исследователи полагают, что в верхней час-
ти области, расположенной справа, при больших мощно-
стях и продолжительном времени работы ядерные реак-
торы и солнечные коллекторы целесообразно применять в
сочетании с турбогенераторами. При меньшей мощности
целесообразны различные термоэлектронные (ТЭП) и
термоэлектрические преобразователи. Следует иметь в ви-
ду, что границы намеченных областей в действительности
«размыты», рассматриваемые схемы частично вторгаются
через них в «смежные» области полетов в зависимости от
накопленного опыта, точек зрения специалистов, совер-
шенства производства и дополнительных задач аппарата.
Пунктиром очерчены участки областей, в которых про-
ведены или уже ведутся экспериментальные работы. Не-
зачерненные точки — проектируемые аппараты.
На том же рисунке приведена кривая А, характери-
зующая, по мнению ряда специалистов, мощности, кото-
рые понадобятся в ближайшие десять лет 14. Интервалы
сроков в диапазоне лет показаны на последней горизон-
тальной шкале.
Электрохимические топливные элементы. Сейчас ши-
роко изучаются топливные батареи, или, как их еще на-
зывают, топливные гальванические элементы. Такой эле-
мент состоит из металлического электрода, водородного
14 Р. А. Е. Stewart. A comprision of capabilities of electrical
propulsion systems for со-planar orbital transfer missions. «Raketen-
tecbnik und Raumfahrtforschung», 1961, Bd. 7, № 1, S. 5—14.
41
электрода и электролита — соли, содержащей небольшое’
количество ионов электродного металла. Металлическими:
электродами могут служить щелочные металлы, например#
литий, калий, натрий и др. Водородный электрод — пори-
стая пластинка из нержавеющей стали либо никеля.
Электролит разделяет металл и водород, не допуская
электронного тока, но способствует переносу зарядов
ионами. Выделяющиеся на водородном электроде в ре-
зультате реакции с ионами щелочного металла электроны
проходят через внешнюю цепь проводников, совершая по-
лезную работу, эквивалентную химической энергии сое-
динения водорода с щелочным металлом.
Повышение температуры элемента ведет к увеличению’’
силы тока из-за роста ионной проводимости.
В ходе получения электроэнергии идет одновременное’
образование гидрида щелочного металла, например лития,
который может быть затем путем нагревания разложен
в регенераторе на литий и водород. Удельная выходная!
мощность элемента 4—6 вт]кг 15.
Весьма перспективен другой тип топливных элемен-
тов — кислородно-водородный. Элемент основан на ис-
пользовании энергии химической реакции газообразных
кислорода и водорода при участии ионообменной мембра-
ны. Он разделен на две части мембраной из пористого
пластика. Во время работы водород подводится с одной
стороны мембраны, а кислород — с другой.
Электроны водорода отрываются от его атомов в про-
цессе электрохимических реакций и попадают на тонкие
металлические электроды, размещенные в мембране. Эти
электроны и создают электрический ток, который затем
подводится на другую сторону мембраны. Образовавшиеся
ионы водорода, прошедшие через мембрану, рекомбини-
руют, воссоединяются с электронами и кислородом. В ре-
зультате из водорода и кислорода образуется вода, а энер •
гия ее образования, «сгорания» водорода, выделяется в
форме электрической. Запасы жидкого водорода и кисло-
рода находятся на борту. Одна из таких установок прора-
ботала в 1961 г. 50 часов в условиях, близких к космиче-
ским, с мощностью постоянного тока до 2 кет. Как побоч-
15 Здесь и далее в настоящей главе весовые, мощностные и
другие характеристики приводятся по иностранным данным. См.:
Сборник статей «Преобразование тепла и химической энергии в
электроэнергию в ракетных системах». М., ИЛ., 1963.
42
ный продукт эти установки вырабатывают питьевую воду
(в количестве около 0,5 л!кет-ч), которая может быть ис-
пользована в полете16 *. Основной недостаток топливных
элементов — «старение», т. е. ухудшение характеристики
со временем и, следовательно, ограниченное время работы.
Источник энергии — солнце. Солнце непрерывно излу-
чает 0,38-1024 кет. Энергию солнца можно использовать
несколькими способами. Ее можно непосредственно пре-
образовать в электрический ток с помощью панелей фо-
тоэлементов, как это делалось на наших автоматических
межпланетных станциях. С помощью «зеркал» — концен-
траторов можно сосредоточить солнечную энергию на
объеме с рабочей жидкостью, которая, обращаясь в пар,
вращает турбогенератор, и т. д.
Все же возможности использования столь привлека-
тельных запасов солнечной энергии ограничены. Чем же
это вызвано? Во-первых, из-за отдаленности Солнца энер-
гия, падающая на единицу площади «впитывающей» по-
верхности, мала. Так, на высоте 1000 км над Землей на
1 ж2 поверхности, перпендикулярной солнечным лучам,
приходится лишь около 1,4 кет.
Желательно, чтобы приемники энергии были обращены
поверхностью к Солнцу. Такие приемники при одинаковой
выходной мощности имеют в несколько раз меньшую пло-
щадь, чем неориентированные. Это важно, так как, напри-
мер, удельный вес панелей преобразующих элементов
вместе с проводкой составляет около 45 кг/кет.
Основной материал фотоэлементов — кремний (воз-
можно также использование аренда железа, фосфата ин-
дия, теллурида кадмия). Элемент подобен «бутерброду»,
в котором верхний тонкий слой в 2,5 мк изготовляется из
полупроводника — кремния с примесью мышьяка (слой с
избытком электронов), а нижний толстый слой — из
кремния с примесью бора (слой с избытком «дырок» —
недостатком электронов). При поглощении фотонов на
контактной поверхности положительный и отрицательный
заряды (электроны и «дырки») приходят в движение и
вызывают возникновение тока во внешней цепи.
Требование ориентации, позволяющее уменьшить пло-
щадь панелей, приводит к необходимости использовать
16 См. Топливные элементы для снабжения энергией космиче-
ского корабля «Джеминай». «Вопросы ракетной техники», 1963,
48
специальные ориентирующие устройства. Хотя их масса
может составлять всего десятую часть массы коллектора,
все же при этом существенно усложняется система, а зна-
чит, уменьшается ее надежность. Поскольку преобразова-
тели солнечной энергии имеют к. п. д. до 10—15% (теоре-
тически — до 25 %), их фронтальная площадь составляет
около 10 м2!квт.
Другой недостаток солнечных элементов состоит в том,
что они повреждаются под влиянием солнечной и искусст-
венной радиации. Искусственная радиация, обусловлен-
ная американскими ядерными взрывами над Тихим океа-
ном, заставляла разрабатывать дополнительные меры за-
щиты панелей элементов.
Наконец, элементы, черпающие энергию от Солнца,
в тени планет, ночью на Луне, лишаются источника энер-
гии. А ведь именно это ожидает их при установке на спут-
никах, которые периодически входят в тень планеты.
Как же быть в таких случаях? На выручку приходят ни-
кель-кадмиевые или серебряно-кадмиевые аккумуляторы.
Однако, как известно, гальванические батареи «не любят»
многократной разрядки. Так, при малом числе циклов за-
рядки — разрядки батареи весят около 9 кг/квт-ч. Бата-
рея обычно разряжается лишь на 10—15% ее мощности
за цикл. В результате, при большом числе циклов вес ба-
тарей увеличивается до 100 кг/квт-ч.
Если спутник совершает очень много витков, а преоб-
разователь энергии основан на тепловом принципе, ста-
новится выгоднее тепловая аккумуляция энергии Солнца.
Тепловые аккумуляторы содержат вещество с высокой
скрытой теплотой плавления. Например, гидрид лития пла-
вится при 615° и имеет скрытую теплоту плавления
630 ккал)кг. Напомним, что скрытая теплота плавления
обычного льда почти в восемь раз меньше. Для обеспече-
ния тепловой энергией спутника с выходной мощностью
1 квт-ч при к.п.д. установки 10% требуется 14 кг гидри-
да лития.
Предложены разнообразные конструктивные формы
коллекторов-зеркал. Это и тончайшие никелевые поверх-
ности, весящие всего 0,5 г/см2, лепестковые, зонтообраз-
ные поверхности, пластиковые надувные коллекторы, по-
крытые изнутри отражающей пленкой. Удельный вес
жестких коллекторов примерно 9 кг/квт.
Зеркала-концентраторы давно используются в южных
44
районах, например при создании кипятильников, для чего
в фокусе зеркала помещают котел, заполненный водой.
Нечто подобное представляют собой и космические гелио-
станции. В фокусе коллектора может быть размещен па-
ровой котел, от которого пар идет на турбину, вращающую
генератор электрического тока. Излишнее тепло за турби-
ной излучается в космос с помощью радиатора. После это-
го теплоноситель возвращается насосом в котел. При ис-
пытаниях на Земле в условиях, близких к космическим,
коллектор одной из таких установок обеспечивал до
0,04 кет на 1 м2 коллектора и мог бы дать 0,065 квт/м2,
если бы не пришлось использовать часть мощности для
зарядки аккумуляторов, работающих во время теневого
периода.
Однако из-за малой энергии солнечных лучей, прихо-
дящихся на квадратный метр поверхности, коллектор (зер-
кало) этой установки в 10 раз больше площади излучате-
ля, располагаемого за турбиной. Слишком большие разме-
ры коллекторов и ограничивают мощности таких устано-
вок примерно 50 киловаттами. Требования к ориентации
для таких установок более жестки, чем для фотоэлемен-
тов. Отклонение системы ориентации коллекторов от
Солнца должно составлять малые доли градуса, что очень
усложняет установку.
Гладкость полированных поверхностей зеркал и проз-
рачность поверхностей надувных зеркал трудно сохранить
больше года. Эрозия под действием метеорных тел (пыли)
может достигать 2 • 10”4 см в год. Протоны, испускаемые
Солнцем, могут вызвать дополнительную эрозию 10~3—
10~4 см в год.
Перечисленные недостатки Солнца как внешнего ис-
точника энергии для космических аппаратов застав-
ляют при возрастании мощностей отказываться от него
и брать энергетические запасы непосредственно на борт
аппарата.
Радиоизотопные и реакторные энергоустановки. Наи-
более перспективны по абсолютной мощности, удельным
параметрам и надежности ядерные энергетические уста-
новки — радиоизотопные источники электроэнергии и теп-
ла, а также установки с ядерными реакторами. Радиоизо-
топные установки целесообразны в диапазоне электриче-
ской мощности от десятков до сотен ватт. Отдельными
проектами предусматривается получение нескольких ки-
4ft
ловатт, но они еще не реализованы и поэтому их трудно
сравнивать с другими источниками энергии.
Опубликованы сведения о разработке в США несколь-
ких источников такого типа. Так, например, в установке
«СНАП-3», проработавшей непрерывно около 2600 часов,
изотопом-излучателем является полоний-210, имеющий
период полураспада 138 дней. Вес генератора 2 кг, мощ-
ность всего 3,5 вт 17. На спутниках типа «Транзит» (США)
применены радиоизотопные генераторы на плутонии-238
мощностью 2,3 вт и 20—25 вт («СНАП-ЗБ» и «СНАП-9»).
Эти энергоустановки могут работать несколько лет, так
как период полураспада плутония-238 около 90 лет.
Описывалась также советская установка «Бэта-1». Она
длительно эксплуатируется как источник питания аппара-
туры радиометеорологической станции. В установке
«Бэта-1» применен радиоактивный изотоп церий-144, ис-
пускающий при распаде [3 и у-излучения. Период его по-
лураспада — 290 дней.
В сентябре 1965 г. на советских спутниках «Космос»
применены в качестве бортовых энергетических установок
изотопные генераторы.
В перечисленных энергоустановках для преобразова-
ния тепла в электричество используются полупроводнико-
вые батареи. Кпд таких преобразователей всего 2,5—5%.
Экономичность установок можно повысить, применяя тер-
моэмиссионное преобразование.
В зависимости от поставленной космической задачи
срок службы радиоизотопных электростанций может со-
ставлять от 3—6 месяцев до нескольких лет.
Основные достоинства радиоизотопных энергоустано-
вок — большая энергоемкость, простота и надежность, ма-
лые размеры, возможность использования части тепла, не
превращенного в электричество, для вспомогательных
нужд, возможность длительного срока службы при исполь-
зовании «долгоживущего» изотопа.
Их основной недостаток — невозможность управления
энерговыделением: интенсивность распада изотопа посте-
пенно уменьшается и поэтому энерговыделение падает со
временем. Кроме того, на космическом аппарате необхо-
дима защита аппаратуры и экипажа от ядерных излуче-
17 «Machine Design», 22.VI 1961.
46
ний. Минимальной защиты требуют излучающие изотопы,
например: полоний-210,, плутоний-238, кюрий-242 п 244.
Для более мощных источников энергии целесообразнее
применять энергоустановки с реакторами деления и ис-
пользующими в качестве горючего уран-235 и плуто-
ний-239.
Первые реакторные установки космического назначе-
ния «Ромашка» (СССР 1964 г.) и «СНАП-10А» (США
1965 г.) используют уран-235. В обеих установках тепло
преобразуется в электрический ток с помощью полупро-
водниковых термогенераторов, однако их схемы различны.
Установка «Ромашка» представляет собой реактор-преоб-
разователь. Цепная реакция деления урана в активной
зоне реактора приводит к разогреву дисков тепловыделяю-
щих элементов, выполненных из дикарбида урана, до тем-
пературы около 1800° С. Тепло, растекаясь в радиальном
направлении, проходит через цилиндрический отражатель
нейтронов, сделанный из бериллия. К бериллиевому отра-
жателю прижаты полупроводниковые батареи из сплава
германия и кремния. При протекании тепла по термостол-
бикам батарей создается перепад температур и в результа-
те образуется электродвижущая сила. Большая часть теп-
ла излучается с развитой наружной поверхности установ-
ки, поскольку единственный способ отвода излишнего теп-
ла в космическом пространстве — излучение.
Как сообщалось в докладе Института атомной энергии
им. И. В. Курчатова на III Женевской конференции по
мирному использованию атомной энергии, установка «Ро-
машка» развивала мощность около 500 вт при токе 88 а.
Характеристики установки мало менялись со временем.
Установка «СНАП-10А» имеет более привычную схему.
Реактор нагревает жидкометаллический сплав натрия с
калием, который выносит тепло на полупроводниковый
преобразователь, расположенный вне реактора. Мощность
установки 500 вт. Необходимость создания критической
массы урана-235 и критических размеров реактора, а так-
же потребность в защите от излучений определяют невы-
годные весовые характеристики реакторных установок
при малых мощностях (около 1 кг/вт электрической
мощности). Такие показатели могут быть получены и при
использовании радиоизотопной электростанции. Однако
уже при мощности в несколько киловатт реакторные ус-
тановки лучше по весовым данным, а при мощностях от
*7
десятков до тысяч киловатт и длительных сроках службы
они выгоднее других для получения энергии на борту кос-
мического корабля и в частности для питания электриче-
ских реактивных двигателей. Для более мощных устано-
вок, по-видимому, целесообразнее применять турбомашин-
ную систему преобразования тепла в электрический ток
или прямое преобразование в термоэлектронном (термо-
эмиссионном ) или магнитогидродинамическом преобразо-
вателях.
Термоэлектронный элемент состоит из двух пластин —
горячей (катод) и холодной (анод), разделенных вакуу-
мом или разряженным ионизированным газом. Если тем-
пература катода достаточно высока, электроны выбрасы-
ваются (эмитируются) из его поверхности, устремляются
к аноду и через нагрузку в цепи, на которой выделяется
мощность, возвращаются к катоду. Для работы устройства
нужна температура катода по крайней мере 1200°. Необхо-
димость ослабления пространственного заряда электрон-
ного облака, возникающего между электродами и мешаю-
щего дальнейшему выходу электронов, создает дополни-
тельные трудности. Трудно обеспечить также высокотем-
пературную изоляцию. Чтобы уменьшить электронное
облако, зазор между электродами вакуумного устройства
должен выполняться очень малым, порядка 20 микрон.
Выполнить и сохранять такой зазор в ходе работы нагре-
того элемента чрезвычайно сложно. Другой способ
«борьбы» с вредным влиянием пространственного заря-
да — заполнение межэлектродного промежутка легко
ионизирующимся газом, например парами цезия. При этом
создается нейтрализующее электроны ионное облако.
В таком случае зазор может быть увеличен. Однако воз-
никают проблемы диффузии электронов в ионизирован-
ной среде и коррозии материалов в присутствии цезия.
Удельный вес системы значительно меньше, а коэффици-
ент полезного действия выше, чем у термоэлектрических
генераторов, так как катод и анод разделены промежут-
ком, и бесполезный поток тепла может проходить только
за счет излучения.
Атомная электростанция в космосе. Безмашинные мето-
ды преобразования тепла в электрический ток больше соот-
ветствуют направлению технического прогресса. Любой
машинный преобразователь по сравнению с ними выгля-
дит, можно сказать, старомодным. Однако вспомним, что
48
первые атомные электростанции работали на основе тех-
ники пара, освоенной на обычных ТЭЦ, а первые автомо-
били имели паровые двигатели. По-видимому, такова одна
из закономерностей развития техники, осуществления но-
вых открытий. Они первоначально успешнее развиваются,
опираясь на освоенные технические приемы, материалы
и технологию. Лишь со временем новые открытия приоб-
ретают соответствующие им технические формы. Турбоге-
нераторы привлекательны тем, что они изучены и освое-
ны. Машинный преобразователь — турбогенераторная
система — по схеме не отличается от наземной электро-
станции. Однако летающая электростанция должна быть
компактной, легкой и способной по крайней мере в те-
чение года (10 000 часов) проработать без ремонта. Новая
область применения ставит и перед «старыми» устройства-
ми ряд новых задач.
Вибрационные и гироскопические эффекты, износ, свой-
ственные вращающимся системам, снижают достоинства
машинных преобразователей для космических энергетиче-
ских установок. Однако такие системы сейчас широко изу-
чаются.
Некоторые исследователи считают более перспектив-
ным термоэлектронный преобразователь, непосредственно
совмещенный с реактором.
В будущем, после освоения в реакторах температур
порядка 2300°, для продолжительного использования мо-
гут стать выгодными магнитно-гидродинамические гене-
раторы (МГДГ). Это устройство представляет собой элек-
трогенератор с газообразным токопроводящим ротором.
Такие устройства предлагались еще в 1936 г. известным
советским ученым Г. И. Бабатом. В установке высокоско-
ростной поток плазмы (например, аргона или ртути с
примесью цезия, обеспечивающего необходимую электро-
проводность) с большой скоростью пересекает магнитное
поле, наводя электрический ток.
Наряду с линейными предложены и вихревые МГДГ,
в которых газообразный ротор — вихрь, вращаясь, пересе-
кает магнитное поле и генерирует электрический ток.
По-видимому, такой МГДГ может быть выгоден при
очень больших мощностях. В зарубежной печати сообща-
лось, что в ряде лабораторий построены и испытываются
экспериментальные установки с выходной мощностью до
1000 кет.
49
Атомная электростанция, независимо от типа преобра-
зователя, будет состоять из трех основных частей. В ядср-
ном реакторе энергия будет преобразовываться в теплое
вую форму. Поэтому реактор с защитным экраном, предо-
храняющим установку и кабину экипажа от ядерного
облучения, составит основную часть установки. Вторая
часть — преобразователь тепловой энергии в электриче-
скую зависит от выбранного физического процесса преоб-
разования. Масса его мала, но в зависимости от коэффици-
ента полезного действия преобразователь будет резко
влиять на основные массы — реактора с защитой и особен-
но излучателя.
Третья и самая громоздкая часть — излучатель. Здесь
за счет излучения, пропорционального четвертой степени
температуры, сбрасывается в космос «лишнее» тепло, оп-
ределяемое коэффициентом полезного действия и мощно-
стью преобразователя.
Чем выше температура излучателя, тем меньше и лег-
че излучатель, но больше сбрасывается тепла и ниже ко-
эффициент полезного действия.
Человек в космосе
Рассказывая о программе покорения космоса и возмож-
ностях ее осуществления, мы. принимали, что в межзвезд-
ные полеты отправится корабль с экипажем. Это влияло
на выбор темпа разгона и максимальную дальность аппа-
рата.
При наибольшем количестве перерабатываемой инфор-
мации человеческий мозг, оснащенный современной аппа-
ратурой, как средство познания имеет пока наибольшую
компактность и наилучшие весовые характеристики по
сравнению с другими комплексами «технических» средств.
В. И. Парин писал о том, что живая «счетная маши-
на» — мозг человека бесперебойно работает всю жизнь,
отличаясь поразительной надежностью и устойчивостью.
Мозг весьма транспортабелен, защищен черепной короб-
кой от помех и механических сотрясений.
Технический аналог человеческого мозга из полупро-
водниковых деталей, соответствующий по числу искусст-
венных клеток — нейтронов — числу клеток мозга, имел
бы сегодня о(5ъем Яашнп с основанием 10 X 10 м и высо-
ко
той 100 ж. Общее количество радиоламп и транзисторов,
имеющихся сейчас на земле, не превышает количества
нейтронов одного человеческого мозга. В то время как
мозг потребляет лишь несколько десятков ватт, его меха-
ническому аналогу для питания потребовалось бы не-
сколько миллионов киловатт. Однако для получения пол-
ной отдачи от человека необходимо создать экипажу
привычные условия жизни и работы, налаженный косми-
ческий быт.
Особые трудности возникают в связи с необходимостью
защитить кабины, оборудование и космонавтов от косми-
ческих частиц, солнечной радиации, излучений энергети-
ческого источника корабля (если в источнике идут ядер-
ные процессы) и других воздействий. Выход за пре-
делы радиационных поясов Земли связан со сложными
маневрами. Ливни космических частиц могут вызвать
необходимость создания кабин — убежищ от повышен-
ной радиации. Все это в конечном счете ведет к уве-
личению веса корабля, а значит, трудностей при его соз-
дании.
«Человеческий организм, — образно говорил В. И. Яз-
довский,— подобен полужидкой капле, заключенной в не-
прочную оболочку. Эту каплю с трудом удерживают в оп-
ределенных границах кости и мускулы... даже в спокой-
ном состоянии, но вися вниз головой, человек жить не-
способен. В общем, когда был «создан» Адам, на его спине
нужно было написать: «не кантовать, не трясти, осто-
рожно!»
Однако человек хорошо поддается тренировке, успеш-
но приспосабливается к необычным условиям и, пользу-
ясь достижениями науки и техники, создает для себя под-
ходящие условия, приемлемый «микроклимат». Для созда-
ния таких условий в космосе и на пути к нему приходится
решать ряд сложнейших медико-биологических проблем.
Остановимся на некоторых из них, обусловливающих тех-
нические характеристики космических аппаратов.
Постоянные скорости передвижения не оказывают,
как известно, влияния на организм человека. На него
воздействуют лишь силы, вызывающие изменение ско-
рости.
Взлет космического корабля с Земли, а также его тор-
можение при возвращении на Землю связаны со значи-
тельными ускорениями, изменениями скорости по вели-
51
5. Допустимые перегрузки и их возможная продолжительность
в зависимости от положения человека в ракете. Направления
действия перегрузки показаны стрелками
чине и направлению. Это сопровождается воздействием па
летательный аппарат и находящихся в нем людей сил,
которые вызывают и определяют величину перегрузки,
т. е. отношение силы, с которой тело давит на опору,
к весу этого тела в земных условиях.
Опыт, накопленный в авиационной технике, свидетель-
ствует о том, что наибольшие нагрузки, которые может
нести человек без вреда для здоровья, зависят как от его
положения в аппарате, так и от продолжительности дей-
ствия перегрузки. Это видно из графика, приведенного на
рис. 5. Очевидно, что организм значительно лучше перено-
сит поперечную нагрузку, чем продольную. Особенно пло-
хо переносятся продольные нагрузки, направленные от
ног к голове. Трехкратная перегрузка такого типа может
длиться без вреда лишь 5—7 секунд. Лучше переносится
перегрузка в привычном направлении действия веса — от
головы к ногам и еще лучше — перегрузка, направленная
поперек человеческого тела. Это происходит, в частности,
потому, что при воздействии перегрузки вдоль тела чело-
века для того, чтобы поднять «тяжелую» кровь на необ-
ходимую высоту, сердце совершает большую работу. Если
же человек лежит, перегрузка действует поперек тела,
высота, на которую сердце должно «поднять» кровь, мень-
ше, и оно успешнее справляется со своей задачей.
52
В зарубежной литературе приведены данные, согласно
которым десятикратные перегрузки к = 10 переносятся
людьми в течение t = 120 сек. (точка А на рис. 5). Прини-
мая эти данные, нетрудно вычислить скорость, сообщае-
мую за это время ракете:
ук = kgt = 10-9,81-120 = 11770 м/сек^И^ км/сек.
Таким образом, за две минуты может быть набрана
скорость, достаточная для выхода в межпланетное прост-
ранство. Если же принять перегрузку пятикратной, то
чтобы получить скорость 11,8 км/сек, нужно увеличить
время разгона в два раза. Перегрузка при этом будет ниже
допустимой (точка Б на рис. 5). Однако чем интенсивнее
будет разгоняться ракета, тем меньшее время ее двига-
тель будет затрачивать топливо на подъем еще не сож-
женного горючего и еще не использованных ступеней в
поле земного тяготения. Темп разгона ограничивается
биологически допустимыми перегрузками.
В действительности перегрузки будут меняться при
разгоне от нуля до предельных величин, и расчет по срав-
нению с приведенным усложнится.
Выбор соотношения длительности и величины допусти-
мых перегрузок успешно выполняется сейчас и будет уточ-
няться далее уже в процессе создания обитаемых спутни-
ков-станций.
Для «минимальных» звездолетов, стартующих со спут-
ников, будут, вероятно, характерны весьма малые посто-
янные ускорения. Условия на них близки большинству
современных аппаратов, которые двигаются значительную
часть пути с выключенными двигателями, а значит без
ускорений. Для восстановления хотя бы части «веса» эки-
пажа здесь могут понадобиться специальные приемы.
Только в весьма отдаленном будущем на аппаратах с
практически неограниченными энергетическими возмож-
ностями снова, как для современных ракет, стартующих
с Земли, возникнет проблема разгона с максимальными
перегрузками.
Поскольку в обозримом будущем для экипажей звез-
долетов могут быть характерны незначительные ускоре-
ния, а значит, малые перегрузки, остановимся вкратце на
проблеме воздействия на человека невесомости, которую
К. Э. Циолковский начал изучать еще в 1876 г.
58
На аппарат, удаляющийся от Земли, ее притяжение
практически перестает действовать уже с расстояния
1 млн. кж, а поскольку гравитационные поля в межзвезд-
ном пространстве ничтожны, все тела в нем при отсутст-
вии ускорения окажутся в положении так называемой ста-
тической невесомости 19.
Потеря веса не означает, однако, потери массы. Инерт-
ность тел остается, и значит, для изменения скорости ко-
рабля всегда потребуется приложить к нему силу тяги.
Опыты показывают, что предварительная тренировка
позволяет большинству людей быстро освоиться с услов пя-
ми невесомости.
Юрий Гагарин рассказал, что после наступления неве-
сомости он не ощущал ничего неприятного. Важно было
выяснить, можно ли привыкнуть к более длительному
пребыванию в условиях невесомости. Герман Титов про-
вел в таких условиях сутки и чувствовал себя удовлетво-
рительно. Затем Андриан Николаев и Павел Попович
пробыли соответственно четверо и трое суток в космосе.
Их многодневный полет позволил изучить воздействие не-
весомости и других факторов орбитального полета одно-
временно на двух космонавтах и сравнить эти наблюдения.
Было впервые выяснено, что и суточная периодика физио-
логических процессов в условиях такого полета протекает
удовлетворительно. Валерий Быковский находился в ус-
ловиях невесомости пять суток и чувствовал себя отлично.
Наконец, после специальной подготовки, обусловленной
анатомо-физиологическими особенностями женского орга-
низма, трехсуточный космический полет совершила Вален-
тина Николаева-Терешкова. По плану предполагалось, что
продолжительность ее полета будет составлять одни сут-
ки. Однако удовлетворительное состояние космонавта
позволило продлить полет до трех суток. В условиях неве-
сомости выходили в космическое пространство из кораб-
лей и работали там советский космонавт Леонов и аме-
риканские космонавты — Уайт, Сернан и Коллинз.
Эти полеты, а также полеты американских космонавтов
позволили получить обнадеживающие результаты по при-
19 В случае движения по круговой орбите со скоростью, на-
пример, около 8 км/сек, когда центробежная сила уравновешивает
силу притяжения спутника, непрерывно «падающего *на землю»,
потеря веса обусловливается скоростью спутника и называется
поэтому динамической невесомостью.
54
выканию человека к обстановке космического полета и, в
частности, к условиям невесомости. Однако в изучении
проблемы невесомости предстоит сделать еще многое. Не-
ясно, может ли в условиях многодневного, многомесячно-
го полета любей человек привыкнуть к невесомости. Так,
специалисты США считают, что примерно половине зем-
лян отсутствие веса понравится, четверть отнесется к не-
весомости безразлично, а оставшаяся четверть не сможет
приспособиться к этому состоянию.
Есть косвенные данные о том, что в условиях длитель-
ной невесомости могут возникнуть нарушения в делении
клеток костного мозга, где образуются элементы крови.
Эти и другие вопросы требуют длительного изучения сна-
чала на животных, а затем в полетах людей.
Отметим, что до выработки необходимых навыков для
облегчения движения людей в условиях невесомости, по-
видимому, можно будет использовать магнитную обувь,
резиновые присоски, газовые двигатели-пистолеты и дру-
гие подобные средства.
На наш взгляд, даже если человек окажется способным
полностью приспособиться к невесомости, пребывание в
условиях невесомости целесообразно лишь при относи-
тельно кратковременных полетах (максимум несколько
месяцев). Дело в том, что мускулатура человека нуждает-
ся в систематической тренировке. Если для «внешнего»
мускульного покрова можно придумать методы такой тре-
нировки, например использовать резиновые жгуты и т. д.,
то мышцы, на которых «подвешены» внутренние органы
человека, трудно нагрузить в условиях невесомости.
Вспомним, что после того, как человек во время болезни
пролежит несколько месяцев, ему приходится заново
учиться ходить. Поврежденные мышцы сравнительно
быстро атрофируются и т. п. Это значит, что при продол-
жительных полетах необходимо создание искусственной
весомости.
Если тяги двигателей будет недостаточно для сообще-
ния кораблю непрерывного ускорения (торможения),
обеспечивающего создание нужного искусственного веса,
либо если будет выбрана траектория полета, на участках
которой двигатель выключается, то, как указывал еще
К. Э. Циолковский, искусственная весомость может быть
создана за счет равномерного вращения кабины корабля
вокруг продольной оси. Для получения ускорения силы
55
тяжести, соответствующего земному, на «ободе» обитае-
мой кабины, выполненной, например, в виде тора «бубли-
ка», при радиусе вращения 60 ж, достаточно сообщить
кабине 4 об!мшг, при радиусе 15 м скорость вращения
придется увеличить до 8 об!мин. Однако в ряде публика-
ций указывается, что при этом числе оборотов уже на-
блюдаются болезненные явления. Поэтому радиус враще-
ния должен превышать 15 м.
Что же касается невесомости, то она будет наступать
на отдельных участках полета, когда вращение кабины по
тем или иным причинам придется приостановить, а также
в случаях аварии с системой искусственного создания тя-
жести.
Обращаясь к воздействиям межзвездных путешествий
на людей, следует иметь в виду, что первые такие поле-
ты, связанные с оторванностью не только от Земли, но и
от солнечной системы, необычайность путешествия, пред-
стоящие открытия создадут своеобразное психологическое
состояние экипажа. Поскольку экипажи таких кораблей
будут представлять собой сравнительно небольшие кол-
лективы людей, специалисты разрабатывают методы отбо-
ра членов экипажа по их психологической совместимости,
а также по характеру работы, выполняемой каждым кос-
монавтом в полете. Обнадеживает то, что такие путешест-
вия будут совершаться людьми, уже освоившими около^
солнечное пространство и несравнимо больше, чем мы се-
годня, подготовленными к межзвездному путешествию.
Первый успешный опыт сформирования экипажа кос-
мического корабля был поставлен советскими учеными во
время полета «Восхода». Его командир Владимир Кома-
ров, ученый Константин Феоктистов и врач Борис Егоров
слаженно провели важнейшие наблюдения.
Следует напомнить еще об одной проблеме — необхо-
димости обеспечения питания и дыхания космонавта. Эта
задача, как известно, для нескольких дней пребывания
человека в космическом пространстве успешно решена.
Однако по мере увеличения продолжительности полета
она осложняется.
Известно, что одному человеку требуется в год пример-
но 770 кг воды, 320 кг кислорода, 300 кг органического
вещества. Поскольку в экипаж звездолета будет входить
по крайней мере несколько человек, необходимые продо-
вольственные и кислородные запасы станут неподъемны-
56
ми. Останется лишь один путь — брать с собой лишь ава-
рийные запасы, а остальное производить на месте.
При постройке дальнего и особенно галактического ко-
рабля в нем необходимо обеспечить полный физико-хими-
ческий круговорот вещества. К. Э. Циолковский предла-
гал создавать на звездолетах оранжереи — растительный
мир этих микропланет. К нему может быть присоединен
и животный мир.
Изучение одноклеточной водоросли — хлореллы пока-
зало, что, потребляя углекислый газ, она способна слу-
жить своеобразной фабрикой кислорода. Литр суспензии
хлореллы выделяет за сутки 10 л кислорода. Она состоит
наполовину из полноценного белка, 25% жиров, 15% уг-
лерода, 10% минерализованных солей, витаминов; раз-
множается хлорелла с изумительной быстротой. Вероятно,
она будет незаменимым спутником космонавтов.
Мелкие животные, питающиеся хлореллой и кормом,
выращенным в оранжерее, смогут обеспечить космонав-
тов необходимым количеством животных белков.
А. А. Ничипорович подчеркивал, что уже сейчас есть
знания, организмы и техника, которые позволяют работать
над созданием замкнутого круговорота веществ, чтобы
использовать его в недалеком будущем и совершенство-
вать в дальнейшем.
2
В околосолнечном
пространстве
Острова разума у берегов планеты
Первая из областей освоенного космоса — околоземное
пространство. 4 октября 1957 г. был выведен на орбиту пер-
вый в мире советский искусственный спутник Земли, наз-
ванный «чудом и Символом XX века». Это событие —
выход в космос — неизбежно сказывается во всех обла-
стях знаний и на дальнейшем развитии практической дея-
тельности человека.
Первый спутник за 92 дня сделал около 1400 оборотов
и пролетел 60 млн. км в околоземном пространстве. Се-
годня над нами летают искусственные спутники самого
различного назначения. Техника искусственных спутни-
ков от первого из них, весом 83,6 кг, до первой космиче-
ской лаборатории Протон-1, весом 12,5 т прошла огром-
ный путь.
Околоземное пространство, берег, «край Вселенной»
становится, как и предсказывал в начале нашего века
К. Э. Циолковский, передним краем, трамплином для
штурма космоса. Число искусственных спутников Земли,
выведенных на орбиты, все возрастает. Они позволяют вы-
полнять долговременные и систематические наблюдения за
окружающим пространством.
По назначению и размерам все искусственные спутни-
ки Земли 1 2, как созданные, так и проектируемые, могут
быть разделены на четыре типа:
1 См. «Известия», 15 августа 1965 г.
2 Подобное деление спутников может быть распространено и
на спутники других планет.
58
малые автоматизированные орбитальные спутники;
управляемые обитаемые спутники, перемещающиеся
на высоте 100—150 км с одним или несколькими космонав-
тами на борту;
космические корабли — обитаемые спутники на ста-
ционарных и переменных орбитах, возвращающиеся к
Земле;
межпланетные лаборатории и базы стационарного ти-
па с экипажем, собираемые на орбите и связанные с Зем-
лей грузопассажирскими ракетами.
Возможно также создание других типов спутников.
Первый проект искусственного спутника Земли был,
как известно, предложен К. Э. Циолковским. С тех пор в
научной и научно-популярной литературе многократно
описывались в общих чертах различные искусственные
спутники. Очередной «всплеск» в числе и глубине прора-
ботки таких предложений произошел в 50-х годах накану-
не выхода человека в космос. При этом главное внимание
уделялось космическим лабораториям, от таких, в которых
размещалось несколько исследователей, до космического
города с населением 20 тыс. человек, предложенного
Д. Роумиком 3.
В последние годы проекты спутников все более тща-
тельно обосновываются технически, анализируется их
стоимость и экономичность в эксплуатации. При рассмот-
рении возможностей создания учитываются существу-
ющие или перспективные ракетные аппараты, способные
вывести на орбиту части, узлы будущих спутников Зем-
ли. Опираясь на результаты накопленных сведений о кос-
мосе, первых телевизионных передач из космоса, удачных
ретрансляций и главным образом на итоги полета первой
десятки космонавтов и действующих спутников, специали-
сты стремятся обеспечить конкретизацию проектов. Во
всяком случае проектирование сначала малых, а теперь и
самых больших спутников перестало быть делом любите-
лей астронавтики, стало делом специалистов. При этом
наиболее подробно удается разработать те узлы и системы,
в создании которых накоплен некоторый научный и в осо-
3 Описание ряда искусственных спутников дано, в частности,
А. А. Штернфельдом («Искусственные спутники Земли». Гостехиз-
дат, 1956) и Б. В. Ляпуновым («Искусственные спутники Земли»,
[Зоениздат, 1963).
бенности практический опыт. Это — кабина экипажа, сис-
темы обеспечения жизнедеятельности, двигатели, системы
ретрансляции радио- и телевизионных передач и т. д.
Для систематизации и описания множества проектов,
опубликованных в советской и иностранной печати, сейчас
понадобилось бы составить обширный каталог. Стремясь
дать читателю первоначальное представление об уровне и
направлениях проектирования ИСЗ, мы одновременно с
рассмотрением общих соображений по их созданию рас-
скажем лишь о трех проектах специализированных ИСЗ.
Мы не будем также подробно останавливаться на всех из-
вестных возможностях использования спутников. Им по-
священа обширная литература, к которой могут обратить-
ся любознательные читатели.
Итак, перечислим некоторые из возможностей исполь-
зования ИСЗ и укажем их основные достоинства.
Навигационные спутники. Радиомаяки, установленные
на спутниках, должны посылать путеводные радиосигна-
лы для кораблей, самолетов, подводных лодок. Этими сиг-
налами можно будет пользоваться в самую плохую погоду,
поскольку радиоволны проходят через дождь, облака, ту-
ман. Такой спутник — не просто еще один ориентир в небе.
Он позволяет создать принципиально новые и точные сред-
ства навигации.
По данным, опубликованным в печати, положение ко-
рабля по радиосигналам спутника можно определить с
точностью до нескольких сот метров. Спутники позволяют
также уточнить, «настроить» всю другую навигационную
аппаратуру, имеющуюся на борту транспортных средств.
Спутники — разведчики погоды. Сегодня многие тыся-
чи специалистов и автоматических устройств на Земле не-
сут вахту погоды. Однако огромные пространства — океа-
ны, пустыни, полярные области все еще остаются в извест-
ной мере белыми пятнами в метеорологии. Все эти
области доступны для искусственных спутников Земли.
Несколько искусственных спутников позволяют качест-
венно по-новому подойти к исследованию структуры ат-
мосферы и температурных процессов, происходящих в ней,
быстро получать информацию о состоянии атмосферы
в планетарном масштабе, сравнивать одновременные на-
блюдения снизу — с Земли и сверху — с ИСЗ. Спутники и
метеорологические ракеты позволяют получить новые цен-
нейшие данные о давлении, плотности, температуре, ско-
00
рости ветра по высотам. Так, например, с помощью спут-
ника США «ТИРОС-1»4 удалось обнаружить новые цент-
ры циклонов. ИСЗ позволяют также составить глобальную
картину распределения облачного покрова, температуры,
отраженной солнечной радиации и собственной радиации
Земли. Эта информация получается на спутниках с по-
мощью телекамер, а также путем измерения отраженной
солнечной радиации (в интервале 3—40 мк). Наиболее
достоверное определение температуры земной поверхно-
сти и верхней границы облаков получается в так называе-
мом «окне прозрачности» атмосферы (7,5—13,5 мк) 5. Сле-
дует отметить, что для уточнения географической привяз-
ки наблюдений со спутников и деталей метеорологической
обстановки еще многое предстоит сделать.
«Населенные» специалистами ИСЗ вместе с наземны-
ми станциями, метеорологическими ракетами еще больше
увеличат оперативность спутниковой метеорологии. На
спутниках и станциях будет широко развернута «служба
Солнца»: ведь характер событий на Солнце определяет
земную погоду.
Электронная вычислительная техника обеспечит точ-
ное прогнозирование погоды и послужит основой дальней-
шего развития новой науки — космической метеорологии.
Долгосрочные и детальные прогнозы погоды со временем
будут использованы для активного воздействия на погоду.
Спутники — передатчики и ретрансляторы. Мы уже
стали свидетелями первых сеансов космовидения, пере-
данных с советских космических кораблей, и телевизион-
ных передач из США в Европу, проведенных с помощью
спутников «Телстар» («Телевизионная звезда»). Мы смот-
рим телепередачи с Дальнего Востока через наш ретранс-
ляционный спутник «Молния-1».
Сейчас, когда сотрудничество между многими страна-
ми бурно развивается, к системам связи предъявляются
все более высокие требования. Запуск искусственных
спутников открыл новые возможности применения ульт-
ракоротких волн для дальней связи. Аппаратура спутни-
4 Название «ТИРОС» составлено из заглавных букв программы
спутников «Television and Infra Red Observation satellite».
5 См. В. Г. Болдырев. Об использовании радиационных из-
мерений со спутников в синоптическом анализе. «Метеорология и
гидрология», 1962, К® 10,
61
ков может использоваться как для передачи репортажа о
событиях, совершающихся в космосе, так и в качестве пас-
сивного либо активного ретранслятора земных телепере-
дач.
Сегодня в «зрительном зале» телевидения миллионы
людей. Вскоре благодаря спутникам-ретрансляторам, ряд
которых начинается спутником «Эхо»6, своеобразным
зеркалом в космосе, возвращающим к Земле падающие на
него радиосигналы, удастся ввести в этот зрительный зал
миллиарды зрителей и десятки программ телевидения.
Уже одного этого достаточно для того, чтобы оправдать
работы по совершенствованию ИСЗ.
Для бесперебойной связи необходимо иметь на орбите
такое число спутников, чтобы один из них всегда был в
поле зрения двух земных станций, поддерживающих меж-
ду собой связь.
Для всемирного телевидения особенно удобно исполь-
зование спутников, равномерно расположенных на так на-
зываемой стационарной орбите, т. е. поднятых на высоту
около 35 800 км над Землей и располагающихся в плоско-
сти экватора7. В таком случае можно обойтись всего
тремя ИСЗ. На этом расстоянии спутник имеет ту же уг-
ловую скорость вращения, что и Земля, и, таким образом,
«висит» над той точкой поверхности, где он «подвешен».
Для того, чтобы такой спутник не «сползал» с задан-
ного места, должна выполняться коррекция с помощью
специальных двигателей, о которых будет рассказано
ниже.
Специалисты полагают, что системы со спутниками
вскоре станут экономичнее всех других систем дальней
связи.
Космические телевизионные системы укрепят связи
между народами. Телевидению станут доступны сцены
всех театров мира, все стадионы, залы музеев, выдающие-
ся архитектурные памятники и ландшафты любой страны.
Вместе с тем люди смогут наблюдать за полетами ракет и
космических кораблей и, наконец, осматривать ландшаф-
6 Первый спутник-ретранслятор в международной программе
исследования космоса (с участием СССР).
7 Профессором П. В. Шмаковым были выполнены расчеты,
подтверждающие возможности телевизионного вещания с исполь-
зованием таких ретрансляторов»
63
ты и опорные пункты на других планетах солнечной си-
стемы. Своими глазами можно будет увидеть исследова-
телей и ученых, высадившихся на них. Это будут замеча-
тельные уроки астрографии. Обитаемый спутник с радио-
телевизионным центром можно назвать «незаходящим
солнцем информации». Радио как бы вознесет каждого че-
ловека на спутник, с которого ему будет видна и слышна
вся планета.
Пилотам-космонавтам, отважным разведчикам космо-
са, которые будут штурмовать планеты солнечной систе-
мы, космическое телевидение поможет не чувствовать себя
одинокими, оторванными от Земли.
На рис. 6 представлен один из перспективных спутни-
ков связи8, при разработке которого использовались реше-
ния, оправдавшие себя на ИСЗ, уже работавших в кос-
мосе.
Спутник имеет два независимых отсека. В одном из
них расположена электронная аппаратура, в другом —
энергоузел, снабженный ядерным реактором. Между отсе-
ками предусматривается наибольшее расстояние для
уменьшения воздействия радиации реактора на аппара-
туру.
Спутник снабжен электроракетной силовой установкой,
обеспечивающей удельную тягу 2000 кГ-сек/кг. Эта уста-
новка имеет 12 выхлопных сопел и обеспечивает перевод
спутника за 75 дней с первоначальной низкой орбиты,
куда он выводится ракетой с жидкостным реактивным
двигателем (ЖРД) на синхронную стационарную орбиту
(35 800 км над Землей), перемещение спутника в любом
направлении и его стабилизацию в заданном положении.
Вес отсека с электроракетной установкой и запасом рабо-
чего тела — 1215 кг.
Отсек с энергетической силовой установкой мощностью
60 кет с ядерным реактором, развивающим тепловую мощ-
ность 540 кет, преобразователями энергии, излучателем
площадью 75 м2, отводящим избыточное тепло, весит
1815 кг.
Отсек полезного груза содержит контейнер связи с пе-
редающей станцией мощностью 10 кет, состоящей из че-
тырех ретрансляторов и двух блоков питания параболи-
ческой антенны. Кроме того, в этом отсеке располагается
8 См. Karman. «JAS Paper», 1962, № 192.
63
слева— один из перспективных спутников: 1 — искатель горизонта;
2 — антенна; з — солнечная следящая система; 4 — конус теневой за-
щиты; 5 — излучатель тепла от оборудования (полезного груза);
6 — ретрансляторы, оборудование связи и навигации; 7 — контейнер, в который втянут при старте отсек полезного груза с
антенной; 8 — сопла; 9 — преобразователь энергии; 10 — излучатель энергоотсека; 11 — ядерный реактор; 12 — экран; 13 —
защита; 14— энергоотсек; 15— бак рабочего тела; 16 — отсек полезного груза (выдвинут)
справа — спутник «Молния'1»: 1 — герметичный корпус; 2 — солнечная батарея; з — остронаправленная антенна; 4 — дат-
чик ориентации антенны на Землю; 5 — антенный привод; 6 — радиатор-холодильник; 7—запас рабочего тела для прове-
дения микрокоррекции; 8 — корректирующая двигательная установка; 9 — датчик ориентации для проведения коррекции;
10 — датчик солнечной ориентации
навигационное оборудование. На его поверхности разме-
щены два излучателя; один из них, площадью 30 л*2, сбра-
сывает излишнее тепло, выделяющееся в электронных
лампах (около 30 кет), поддерживая температуру на уров-
не 150—200°; другой, площадью 18 м2, позволяет снизить
температуру отдельных элементов электронной аппарату-
ры до 70°. Вес полезного груза — 735 кг.
Полный полетный вес спутника на первоначальной
орбите — 3765 кг, на конечной стационарной орбите —
2730 кг. Спутник ориентируется так, что его носовая часть
направлена на Солнце, а антенна — к Земле.
Излучатели избыточного тепла состоят из многочислен-
ных трубок, напаянных непосредственно на поверхности
спутника. Такая конструкция излучателя наиболее устой-
чива против метеоритов и, кроме того, увеличивает жест-
кость оболочки спутника. Для увеличения надежности
системы связи предусматривается вывод на орбиту по два
спутника на каждую из трех наземных станций, в то вре-
мя как для ретрансляции на всю поверхность планеты со
стационарной орбиты достаточно трех ИСЗ.
Каждый из спутников имеет три канала связи, обес-
печивающих работу 27 000 двусторонних телевизионных
каналов. Постоянная ориентация спутника носовой
частью к Солнцу обеспечивает практически касательное
прохождение солнечных лучей по отношению к из-
лучателям тепла и, таким образом, наилучший теп-
лоотвод.
Искусственные спутники — АТС. Со временем будет
создано три стационарных спутника с экипажем. На каж-
дом из них расположатся системы, обслуживающие связью
жителей Земли. Такой спутник будет служить мировой
телефонной станцией. Разговаривать по телефону можно
будет с любым пунктом земного шара. Индивидуальный
карманный транзисторный передатчик должен будет по-
сылать специальные сигналы на районную станцию. Она
направит их на местный ретранслятор, связанный со спут-
ником. Со спутника сигналы будут переданы соответст-
вующей станции на Земле, оттуда к городской станции и,
наконец, к абоненту.
Спутники — обсерватории в космосе. Телескопы и ра-
диотелескопы, установленные на спутниках, позволят
астрономам избавиться от атмосферных помех. Физики
также получат возможность вынести большее число при-
3 Р. Г. Перельман
65
боров для непосредственного наблюдения за пределы ат-
мосферы. Перед учеными откроется «чистое» космическое
небо.
Радиотелескопы могут улавливать без атмосферных
помех сигналы, приходящие с огромных расстояний.
В условиях невесомости можно будет собирать телескопы
и радиотелескопы больших размеров, чем на Земле. Ввиду
отсутствия «колышащейся» атмосферы удастся использо-
вать большие экспозиции при фотографировании объектов.
Кроме того, их яркость на черном космическом фоне воз-
растает. Все это увеличит возможности наблюдателей.
Так, например, если на ИСЗ будет установлен крупный
телескоп с объективом диаметром 2 м и более, появится
возможность наблюдать планеты-гиганты, обращающиеся
вокруг близких к нам звезд.
Спутники — искусственные луны. Световой отража-
тель, сконцентрировав световой поток, сможет в темное
время суток обеспечить освещение отдельного района пла-
неты. Для получения такого освещения, которое дает
полная луна в безоблачную ночь, нужен прожектор с зер-
калом диаметром несколько сот метров. Накладывая лучи
нескольких прожекторов, можно соответственно увеличи-
вать освещенность.
Спутники — хранилища информации. Очень много пи-
салось о пришельцах из космоса, якобы оставивших сле-
ды на Земле. На наш взгляд, подобные находки невоз-
можны. Отыскание случайно оставленных следов прак-
тически невероятно, а специально оставленных на Зем-
ле — нелогично. Суть дела в том, что до нас могла дойти
лишь тщательно «законсервированная» информация. Но
«консервировать» ее на поверхности Земли примерно так
же неразумно, как оставлять ее в жерле клокочущего
вулкана. Мы знаем, что на Земле многие цивилизации
почти бесследно погибли в результате войн, природных и
геологических катаклизмов, сожжены ценнейшие библио-
теки, уничтожены уникальные архитектурные шедевры
и скульптуры.
С другой стороны, устойчивые спутники, защищенные
от метеоритной эрозии, могли бы, по-видимому, стать на-
дежными хранилищами информации. Планеты могут слу-
жить как бы маяками для определения места такого хра-
нилища. Не таково ли происхождение спутников Марса,
как предположил И. С. Шкловский?
66
Спутник — орбитальная ремонтно-стартовая и запра-
вочная станция в космосе (ОРСС). Утверждение человека
в космосе и проникновение в его глубины пойдет значи-
тельно увереннее после того, как будут созданы ОРСС в
околоземном пространстве, решены задачи стыковки
космических кораблей на орбитах, а также вопросы швар-
товки кораблей к космической станции. Эти проблемы в
настоящее время успешно решаются. Сложные спутники
и космические аппараты самого различного назначения
могут быть собраны и отремонтированы на космической
базе, куда они будут доставляться по частям. Запасы про-
довольствия, горючего, медикаментов, деталей и т. п., со-
средоточенные на базе, расширят возможности и увеличат
надежность всех систем, используемых для космических
исследований.
Создание крупных станций в космосе не за горами,
и их задачи теперь рассчитываются со всей возможной
тщательностью. Для этого нужно получить и осмыслить
множество сведений о поведении материалов и людей в
космическом пространстве.
Создание одного из американских вариантов ОРСС
(рис. 7) предполагается начать с вывода на орбиту первой
секции — лаборатории весом 100 т. На втором этапе она
должна быть дооборудована еще одной стотонной секцией,
устройствами для контроля и запуска, а затем и для сборки
космических аппаратов. Экипаж состоит из 25 человек
(10 — стартовая команда и 15 — исследователи) и достав-
ляется на орбиту после удачного вывода каждой из сек-
ций.
В комплекс станции должна входить небольшая раке-
та для буксировки деталей в ходе сборочных работ и пере-
возки экипажа. Предполагаемая высота орбиты станции —
550 км, угол наклона орбиты к экватору — примерно 40°.
Станция должна обладать энергоустановкой с выходной
мощностью 30 кет, обеспечивающей электроэнергией эки-
паж и все выполняемые работы.
Крупные ракеты должны входить в ангар, где осущест-
вляются необходимые работы, с доступом внутрь ракеты
через специальные тамбуры. Основная часть ОРСС —
стальной цилиндр диаметром 10 м, который выполняется
из опустошенных баков ракет, доставивших их на орбиту.
Он разделен перегородками на дополнительные герметич-
ные помещения. Все это увеличивает живучесть станции.
3*
«7
10
7. Проект стартовой
станции (ОРСС)
вверху — общий вид; внизу — компоновочная схема: 1 — ядерная установка; 2—телескопическая штанга;
3 — лаборатория; 4 — герметизированная секция для стартового обслуживания с контрольным оборудованием
для проверки и ремонта системы; 5 — отсек для ремонтных работ; 6 — трехсекционный телескопический
ангар в раскрытом положении; 7 — тоннель для передвижения экипажа; 8 — механизм для установки ан-
гара по оси космической станции; 9—обслуживаемый космический летательный аппарат;]10—космические ко-
рабли «Аполлон», примкнутые к выходным тамбурам станции
С той же целью наружная поверхность большего цилинд-
ра защищена алюминиевой оболочкой, укрепленной на
расстоянии 500 мм от нее.
Вдоль всего корпуса станции проходят два туннеля
(один из них запасной) для передвижения экипажа. Уже
упоминавшаяся ядерная энергетическая установка, смон-
тированная в виде компактного герметичного узла, после
вывода отсека OPCG на орбиту и сброса носового обтека-
теля выдвигается на 18,5 м от станции, что позволяет
уменьшить вес и объем защиты от радиации.
Стартовая секция оснащается необходимым оборудова-
нием и устройствами для обеспечения жизнедеятельности
экипажа.
Третий основной элемент станции — телескопически
складывающийся ангар. Он улучшает метеоритную защи-
ту самой ракеты и ремонтной группы. Постоянные темпе-
ратурные условия, равномерное освещение (отсутствие
резких теней, характерных для объектов в космическом
пространстве), ощущение замкнутого пространства и, сле-
довательно, безопасности, обеспечивают увеличение про-
изводительности труда обслуживающей команды. Для
гарантии от опасных для команды утечек топлива из ба-
ков ракеты предлагается наддуть ангар.
Предполагается, что при встрече космического аппара-
та с ОРСС ангар сложен. Нос аппарата входит в укорочен-
ный ангар и закрепляется в нем. Затем продольная ось
ангара и аппарата совмещаются, и ангар раздвигается.
Для сложного ремонта узлы аппарата должны подаваться
внутрь станции.
Предусмотрены два шлюзовых тамбура — большой для
погрузки и разгрузки и малый —для экипажа. Большой
тамбур имеет размеры, позволяющие вводить внутрь ОРСС
кабину обслуживаемого аппарата.
Идея запуска межпланетных кораблей с искусственно-
го спутника принадлежит К. Э. Циолковскому. Основным
доводом в пользу целесообразности такой организации по-
лета было то, что с базы-спутника космические ракеты
могут стартовать, развивая меньшие скорости, чем это по-
надобилось бы при старте с Земли, а значит, у них на
борту останутся большие запасы топлива для полета в
межпланетном пространстве. Кроме того, предполагалось,
что ракеты смогут стартовать с космических станций, пол-
ностью заправленные топливом и другими грузами, до-
96
ставленными на эти станции грузовыми ракетами с
Земли.
Преимущества межпланетных полетов с использова-
нием ОРСС показывает табл. 3. В ней приведены необхо-
димые стартовые веса космических кораблей с ЖРД (ком-
поненты топлива — жидкие водород и кислород, удельная
тяга — 420 кГ • сек!кг), рассчитанные для полета к Марсу
Таблица 3
Необходимый стартовый вес корабля с ЖРД для полета к Марсу
и Луне, т
Экипаж из 1 человека Экипаж из 4 человек Экипаж из 16 человек
Марс Луна Марс Луна Марс Луна
Полет с ОРСС на орбиту во- круг цели и возвращение Полет с посадкой и возвра- 43 11 160 32 530 111
щением с Земли 200 46 650 142 2500 515
с ОРСС 67 30 224 90 840 315
с возвращением. В расчетах учитывался вес всего необхо-
димого оборудования и запасов при высокой степени ре-
генерации в системе жизнедеятельности. Предполагалось,
что кислород для дыхания восстанавливается из СОг,
вода — из влаги отходов, пища запасается. Для сравнения
приводится также стартовый вес, необходимый для анало-
гичного полета с ОРСС к Луне. Стартовый вес, необходи-
мый для доставки материалов и экипажа с Земли на ор-
биту ОРСС и стыковки с ней, не учитывался.
Как известно, советские ученые, развивая идеи
К. Э. Циолковского, первыми осуществили старт космиче-
ской ракеты со спутника — околоземной базы и подтвер-
дили опытным путем преимущества такой организации
полета.
Во-первых, это важно когда ракета выводит на орбиту
автоматическую межпланетную станцию, полет которой
затем лишь несколько корректируется. В случае вывода
70
такой станции на орбиту движения к космическому объек-
ту непосредственно с поверхности Земли к моменту сраба-
тывания последней ступени ракеты все ошибки навигации,
накопленные в предыдущих ступенях, сказываются на
точности полета АМС к цели.
В случае запуска с космической базы удается отбро-
сить ошибки, накопившиеся за время полета ракеты с
Земли до орбиты спутника.
Уточненные параметры спутника — стартовой базы в
пространстве позволяют в момент включения двигателя
космической ракеты «начать все с начала», выводить ис-
следовательскую станцию на орбиту к планете, отбросив
все накопившиеся до этого момента неточности выве-
дения.
Второе преимущество, делающее выгодным запуск с
орбитальной станции, заключается в том, что для вывода
корабля на орбиту к любой из планет солнечной системы
двигатели должны сообщить ему скорость, в 4—5 раз
меньшую, чем при старте с Земли. Поскольку скорости
меньше, уменьшаются и погрешности в скорости, а сле-
довательно, ошибки выведения.
Еще одно преимущество запуска с орбитальной стан-
ции состоит в том, что он обеспечивает вывод наибольшего
полезного веса. Дело в том, что при непрерывной работе
всех ступеней ракеты вес возможного полезного груза за-
висит не только от величины скорости, которую нужно
обеспечить, но и от угла наклона скорости к горизонту.
Чтобы при непрерывном разгоне ракета, стартующая с
Земли, вывела корабль из сферы земного тяготения и сооб-
щила ему нужное направление полета, может потребовать-
ся в конце участка разгона траектория, круто наклоненная
к горизонту. Чем больше этот угол, тем сильнее притяже-
ние Земли препятствует разгону. Это приводит к допол-
нительному расходу топлива, и для выведения на орбиту
корабля того же веса требуются двигатели с большей тя-
гой. Напротив, спутник выводится на почти круговую
орбиту, а значит, с минимальными затратами топлива и
тягой.
Четвертое преимущество состоит в том, что старт с
базы можно осуществить в любой наиболее выгодной точ-
ке траектории. Специалисты получают практически не-
ограниченное число позиций, с которых может стартовать
ракета. Момент старта не так строго ограничен псложе-
71
нием земной пусковой площадки и временем, как это было
бы при старте с Земли.
Пятым преимуществом запуска с ОРСС является то,
что его легче осуществить тогда, когда цель — «планета
назначения» выходит из плоскости солнечной орбиты.
Это позволяет избавиться от части дополнительного спе-
циального корректирования ракеты на отклонение цели
полета от плоскости эклиптики при старте с Земли. Та-
ким образом, старт с ОРСС уменьшает возможность накоп-
ления ошибок при сближении с целью.
Мы уже говорили, что одно из назначений крупного
спутника базы заключается в том, чтобы обеспечивать
дозаправку топливом космических кораблей. Но откуда же
на базе возьмется топливо, которым должны заправляться,
например, лунные и межпланетные аппараты? Топливо
может быть доставлено грузовыми ракетами с Земли. Дей-
ствительно, так можно сделать, но обойдется это чрезвы-
чайно дорого.
Есть и еще способ — добыть часть топлива непосредст-
венно... на орбите. Те самые следы воздушной оболочки
планеты, которые тормозят корабль, могут быть аккуму-
лированы и использованы. Проект подвергался тщатель-
ной расчетной оценке9. По проекту предусматривается
создание ИСЗ, двигающегося по околоземной орбите на
высоте около 100 км или по околопланетной орбите в ат-
мосферах других планет и собирающего, накапливающего
воздух. Изучались аэродинамические формы воздухоза-
борника, конструкция насоса, перекачивающего воздух,
захваченный в полете, и способы сжижения этого воздуха.
Рассматривались и двигатели, позволяющие поддерживать
ИСЗ на орбите и управлять им.
Со схемой устройства такого ИСЗ можно ознакомиться
по рис. 8. Воздух, плотность которого на высоте 100 км
примерно в миллион раз меньше, чем у Земли, входит в
воздухозаборник 7, диаметром до 30 м, и затем попадает в
систему охлаждения с насосом 6. Охлаждаясь в ряде теп-
лообменников, где в качестве охлаждающей жидкости ис-
пользуется гелий, воздух сжижается. Жидкий воздух зака-
чивается в бак 9.
9 S. Т. Demetriades. Preliminary Study of propulsive fluid
accumulator Systems. «Journal of British Interplanetary Society»,
1962, v. 18, № 10.
72
$ У /О ?2 /3 w ,s
3 4 5 6 7
8. Схема орбитального летательного аппарата
1 — Еоздзхозаборвик; 2 — ядергый реактор и парогенератор; 3 —
защита; 4 — турбина; 5 — электрогенератор; 6 — насос гелия; 7 — из-
лучатель насоса; 8 — излучатель тур богенератора; 9 — бак с жидким
/5
17
воздухом; 10 — бак с жидким ки лородом; 11 — туннель для экипажа;
12 — отделение для экипажа; 13 — бак с жидким водородом; 14,
15 — электроракетЕые двигатели; 16—вспомогательный химический
ракетный двигатель; 17 — монтажная поверхность для соединения
при встрече; 18 — вспомогательное устройство для осуществления
встречи
Энергетические нужды ИСЗ обеспечиваются за счет
энергии, выделяющейся в ходе ядерного процесса в реакто-
ре 2. Тепловая энергия обеспечивает кипение в парогенера-
торе щелочного металла. Пар поступает в турбину 4, вра-
щающую электрогенератор 5. Отработанный пар попадает
в конденсатор <?, расположенный на поверхности ИСЗ, и
вновь возвращается в парогенератор. Электроракетные
двигатели 14 и 15 обеспечивают поддержание аппарата на
орбите. В одном из них разгоняется и выбрасывается с уве-
личенной скоростью часть воздуха, захваченного через за-
борник. Вспомогательные химические ракетные двигатели
16 и монтажная поверхность 17, предназначенная для сое-
динения с космическим аппаратом, позволяют осуществить
необходимые маневры, когда к площадке 17 подходит на
заправку космический аппарат.
ИСЗ обслуживается экипажем, который размещается
в кабине 12. Для членов команды космического заправ-
щика по внутренним коридорам обеспечен доступ к важ-
нейшим узлам ИСЗ. Экран 3 и турбогенератор своей мас-
сой защищают экипаж от излучений реактора. Кислород,
находящийся в баке 11, обеспечивает дыхание экипажа и,
если нужно, вместе с водородом, размещенным в кольце-
вом баке 13,— работу вспомогательных двигателей.
На высоте 100 км в накопитель за сутки попадет при-
мерно 1,5 кг воздуха на 1 м2 воздухозаборника. Следова-
тельно, заборник диаметром 30 м позволит собрать в сутки
около 700 кг воздуха, а за год — 265 тонн! К сожалению,
весь этот воздух не может быть аккумулирован: ведь для
поддержания самого устройства, накапливающего воздух,
нужно создавать тягу, а значит, затрачивать рабочее те-
ло. Этим рабочим телом может быть часть накопленного
воздуха. Очевидно, что при движении по орбите со скоро-
стью 8 км!сек при использовании половины захватываемо-
го воздуха для создания тяги его следует выбросить со
скоростью более 16 км)сек. Это может с успехом выпол-
нить электроракетный двигатель, работающий на энергии
атомного реактора. С уменьшением массы воздуха, ис-
пользуемой для создания тяги, скорость его выброса долж-
на увеличиваться, однако возможности в этом направле-
нии ограничены.
О больших преимуществах спутника — накопителя
воздуха свидетельствует, например, то, что ядерный дви-
гатель для подъема некоторого груза на околоземную ор-
74
биту должен иметь по крайней мере в тысячу раз большую
мощность, чем та, которая потребуется ИСЗ для накопле-
ния такого же количества воздуха на орбите за 25 дней.
Запуск с Земли на Луну груза в 20 т может быть осу-
ществлен с помощью ИСЗ весом всего в 26 г, выведенного
на 100-километровую орбиту. Для доставки на Луну гру-
за в 9 г с мягкой посадкой на ее поверхности и последую-
щим возвращением понадобится ИСЗ-накопитель весом
около 70 т (напомним, что полетный вес ТУ-104 составля-
ет 73 т) и космический корабль весом около 40 г с полез-
ным грузом 16 г. Для такого полета необходимо будет,
кроме* того, накопить на орбите примерно 180 т воздуха.
При этом семидесятитонный накопитель позволил бы обе-
спечить такой полет топливом три раза в год. ИСЗ-нако-
питель особенно выгоден, когда он служит базой, обслу-
живающей регулярные полеты в космосе. При условии
создания второго ИСЗ-накопителя на орбите вблизи плане-
ты — цели путешествия преимущества описанного проек-
та становятся особенно очевидными. В этом нетрудно убе-
диться, ознакомившись с рис. 9; на нем по горизонтальной
оси отложено количество круговых полетов п от орбиты
вокруг Земли до орбиты Марса и обратно аппарата с по-
лезной нагрузкой 32 т за 170 дней. По вертикальной оси
отсчитывается М, масса (в тыс. т) на орбите вблизи Зем-
ли, необходимая для этих полетов.
ИСЗ с накопителем может значительно снизить стои-
мость исследовательских работ в космическом простран-
стве, стать надежной опорной базой в космосе.
Мы перечислили лишь некоторые возможности «спе-
циализированных» ИСЗ. Могут создаваться спутники и
многоцелевого, универсального назначения. Перечислим
некоторые из таких целей: лаборатории для определения
характеристик верхней атмосферы, околоземного прост-
ранства, уточнения геометрических размеров Земли, рас-
стояний между материками и других геофизических изме-
рений, строения Земли и ее магнитного поля, магнитных
аномалий и глубины их залегания, распределения косми-
ческих лучей; изучение особенностей распространения ра-
диоволн в верхней атмосфере, метеоритной опасности;
изучение биологических явлений в условиях невесомости.
Бесспорно, создание и совершенствование ИСЗ — ос-
новной способ освоения окрестностей Земли, что позволит
совершать дальнейшие уверенные шаги в космос.
75
9. Зависимость массы силовой
установки на орбите вокруг
Земли М от числа полетов к
Марсу п с использованием и
без использования системы
ОРСС
1 — ядерная СУ (рабочее тело
водород); 2—одна система ОРСС
на околоземной орбите; 3— одна
система ОРСС на орбите около
Марса; 4—две системы ОРСС на
орбитах — одна у Земли, другая
у Марса
Естественный спутник Земли Луна также станет со
временем искусственным спутником в том смысле, что на
нее будет доставлено оборудование и коллективы ученых.
Начало этому было положено 3-го февраля 1966 г., когда
советская автоматическая станция «Луна-9» совершила
мягкую посадку на Луну в районе океана Бурь.
Пройдут годы, и спутники над планетой войдут в оби-
ход жителей Земли так же, как сегодня стали привычны-
ми телевизоры, транзисторные приемники, реактивная
авиация.
Силовые установки космических
аппаратов
Обратимся прежде всего к рассмотрению принципов
работы и некоторых особенностей разнообразных извест-
ных схем двигателей для космических аппаратов, чтобы
выбрать те из них, которые можно использовать для буду-
щих путешествий в пространстве. Эти двигатели могут
быть разделены, например, по способу передачи тепла,
отбрасываемому из ракеты рабочему телу, на три группы:
1) двигатели, у которых смесь, образующаяся в каме-
ре, служит одновременно источником тепла и рабочим
телом (р. т.). При истечении рабочего тела (вещества) из
сопла создается тяга ракеты;
2) двигатели, у которых источник тепла и рабочее тело
разделены. В такой схеме рабочее тело нагревается, про-
ходя, например, через атомный реактор;
3) двигатели, у которых между источником тепла и
рабочим телом размещаются устройства, с помощью кото-
рых энергия передается рабочему телу.
76
Весовое совершенство силовой установки космического
корабля характеризуется ее удельным весом удв, т. е. отно-
шением полного веса силовой установки (веса аппарата
за вычетом веса полезного груза и топлива) к полной тяге
двигателя. Принимаем, что это отношение сохраняется не-
изменным по мере уменьшения начального веса силовой
установки (например, при сбрасывании опорожненных
баков или ступеней соответственно уменьшается тяга):
q
-/--Тдв., кг/кГ. (2,1)
Удельный вес характеризует, в частности, и достижи-
мое ускорение — темп разгона летательного аппарата, а
следовательно, определяет и время путешествия па опре-
деленное расстояние.
При оценке двигателей нам придется обращаться и к
другому важному параметру — так называемой удельной
тяге Руд, т. е. тяге, которая может быть получена, если
израсходовать в двигателе 1 кг топлива за 1 сек. Для вы-
числения удельной тяги (удельного импульса) нужно
полную тягу двигателя (в кГ) разделить на общий расход
топлива в секунду (кг\.
= Руд> кГ -сек]кг. (2,2)
Удельной тягой определяется удельный расход топли-
ва Ст.уд для создания 1 кг тяги, например за 1 секунду:
G
= GT.Уд., кг/кГ-сек.
Если тягу двигателя определять в современной между-
народной системе единиц СИ, то ее величина в ньютонах
будет в 9,81 раз больше, а размерность и величина
удельной тяги совпадет со скоростью истечения (при-
ближенно).
При определении удельной тяги двигателя надо учи-
тывать также расход топлива, необходимый для привода
различных вспомогательных устройств, например
устройств, подающих рабочее тело, питающих аппаратуру
автоматики, а у ионного двигателя, кроме того,— на рабо-
ту испарителей.
Чем больше удельная тяга, тем меньше удельный рас-
ход топлива, т. е. выше экономичность двигателя. Увели-
77
чение удельной тяги позволяет уменьшить отношение
начального, стартового веса аппарата к его конечному
весу.
Величина удельной тяги ракетного двигателя зависит
от термического коэффициента полезного действия Цт, т. е.
отношения кинетической энергии, сообщенной рабочему
телу, к теплотворной способности топлива:
' 2М«„
(2,3)
где г;р.т — скорость истечения рабочего тела, м)сек\ g —
ускорение силы тяжести, м!сек2\ Ни — теплотворная спо-
собность топлива, ккал!кг; А = 427 — механический экви-
валент тепла, кгм!ккал.
Преобразование теплотворной способности топлива в
кинетическую энергию струи происходит с потерями:
часть тепла уносится с истекающим телом, а часть не вы-
деляется (неполнота сгорания).
Удельная тяга может быть подсчитана делением скоро-
сти истечения на 9,81.
Скорость истечения найдется из выражения (2, 3):
^р. т. — ^g-4ЧиЛт — ,5 *|/”Н.
(2,4)
Следовательно, скорость истечения и удельная тяга
тем выше, чем выше теплотворная способность горючего
и термический к. и. д. Увеличение теплотворной способно-
сти топлива, например, за счет использования ядерного
горючего U235 — один из наиболее эффективных способов
увеличения удельной тяги.
Используя топливо все более высокой теплотворной
способности, можно получить такие температуры, что теп-
ловая защита стенок камеры сгорания от перегрева ста-
новится конструктивно неосуществимой. Приходится об-
ращаться к другим схемам двигателей, не требующим
столь высокого нагрева. Удельные тяги, которые могут
быть получены при использовании таких двигателей, бу-
дут представлены далее на рис. 36.
Попытаемся же представить себе перспективы исполь-
зования различных двигателей для космических кораблей.
78
Возможности «химических» ракет
Ракета представляет собой перемещающееся тело с мас-
сой, убывающей в процессе работы ее двигателя.
Более чем полвека назад К. Э. Циолковский установил,
что конечная характеристическая скорость ракеты, т. е. ее
скорость при отсутствии воздействия каких-либо внешних
сил, может определяться из уравнения:
т. In = 9,81РУД In z, (2,5)
где Ур;Т — скорость истечения газов (рабочего тела) из
камеры сгорания; Мо — начальная масса ракеты (на стар-
те) ; Л/к — конечная масса ракеты.
Из формулы Циолковского следует, что если заполнить
ракету топливом на 63%, т. е. когда ее начальная масса
в 2,7 раза больше конечной, скорость полета ракеты до-
стигнет лишь скорости истечения газов из ее сопла (так
как In 2,7 = 1). Для дальнейшего увеличения скорости
полета ракеты необходимо облегчать ее конструкцию,
увеличивая в то же время количество топлива на
борту.
Однако возможности увеличения отношения масс огра-
ничены. В самом деле, обычное ведро для воды весит при-
мерно 1 кз и вмещает около 14 кг жидкости, и, таким об-
разом, для него соотношение масс всего лишь 15; желез-
нодорожные цистерны вмещают по весу примерно в 13
раз больше топлива, чем весят сами. Для одноступенчатой
ракеты такого соотношения масс добиться нельзя. Ведь
кроме горючего и емкостей для его размещения большая
доля веса ракеты должна приходиться на ее оболочку,
подкрепленную специальными элементами, многочислен-
ные устройства, обеспечивающие хранение и подачу топ-
лива в камеры сгорания мощных двигателей, на автоматы
управления и т. п.
Читателю, безусловно, известна одноступенчатая бал-
листическая ракета А-4, которая использовалась в пос-
левоенные годы для изучения верхних слоев атмосферы
(рис. 10). Ее длина около 14 ля, взлетный вес примерно
13 т, наибольший диаметр 165 см. В конусообразной пе-
редней части ракеты были размещены исследовательские
приборы. Затем располагалось оборудование для автома-
тического управления ракетой и бак, содержавший около
79
3 т горючего, в качестве которого использовался углеводо-
род — спирт. Затем следовал бак с окислителем, вмещав-
ший около 5 т жидкого кислорода.
Специальное устройство обеспечивало подачу топлива
и окислителя в камеру сгорания, откуда газы истекали
через сопло, канал, сначала сужающийся до сечения, в ко-
тором скорость газа достигает скорости звука, а потом
расширяющийся наподобие рупора, что обеспечивает ис-
течение газов со сверхзвуковой скоростью.
Внешними органами для стабилизации и управления
полетом ракеты служили аэродинамические и газовые
рули, установленные в потоке газов, вытекающих из сопла.
С помощью газовых рулей ракета управлялась в «безвоз-
душном» пространстве.
Через несколько секунд после запуска турбина, вра-
щающая центробежные насосы ракеты, развивала мощ-
ность около 465 л. с. Насосы, создавая давление до 50 атм,
обеспечивали подачу 125 кг топлива в секунду. Тяга дви-
гателя возрастала до 25 г, и ракета взлетала вертикально,
достигая высоты 180 км над Землей.
Со времени создания первых крупных баллистических
аппаратов они развивались чрезвычайно быстро. Непре-
рывно совершенствовались конструкции корпусов и дви-
гателей ракет. Для описанной ракеты вес конструкции со-
ставлял примерно треть общего веса, у современных ракет
он существенно уменьшен. Устройство одной из современ-
ных ракет 10 показано на рис. И, в центре которого пред-
ставлена первая ступень с восемью камерами сгорания,
каждая из которых должна обеспечить тягу 85 т.
Мощность силовых установок крупных современных
ракет, создающих тягу в несколько сот тонн, на наиболь-
шей скорости полета первых ступеней достигает, хотя и
на короткий срок, нескольких миллионов лошадиных сил.
Гидростанция такой мощности по своим масштабам пре-
вышала бы Куйбышевскую. Сооружения Куйбышевской
ГЭС занимают территорию, на которой самая мощная со-
временная ракета, имеющая в длину несколько десятков
метров, показалась бы лишь маленьким столбиком. А ведь
советская космическая ракета, обеспечившая полеты пер-
вых в мире космонавтов, развивала тягу около 600 т и
10 «Сатурн-1», США.
80
10, Схема устройства одной из первых баллистических ракет,
применявшихся для исследования верхних слоев атмосферы
1 — полезный груз; 2 — приборы и автоматы для управления; 3 — бак с горю-
чим; 4 — бак с окислителем; 5 — турбонасосный агрегат (THА); 6 — камера
сгорания;^? — сопло; 8 — воздушные стабилизаторы; 9 — воздушные рули;
Ю — газовые рули
мощность 20 миллионов лошадиных сил, т. е. в восемь раз
большую, чем мощность Куйбышевской ГЭС.
Чтобы повысить количество запасаемого топлива по
сравнению с конечной массой конструкции ракеты и гру-
за, ее приходится делать в виде составного «тающего» по-
езда, т. е. создавать ракету из нескольких ступеней. В этом
случае после использования топлива первой ступени она
сбрасывается, начинает работать двигатель следующей
ступени и т. д.
Характеристическая скорость многоступенчатой раке-
ты, т. е. максимальная скорость, достигнутая при полете в
пустоте и без учета гравитации, равна сумме произведении
скоростей истечения, умноженной на натуральные лога-
рифмы от отношений начальной и конечной масс для каж-
дой ступени. Если скорость истечения и отношение масс
“ мк Для каждой из ступеней одинаковы, то для
достижения наибольшей характеристической скорости
последней ступени (груза) ракеты начальные массы сту-
пеней должны распределяться по закону геометрической
прогрессии. Характеристическая скорость такой ракеты из
п ступеней будет выражаться зависимостью
Г К = И^р.т 1п---------- (2,6)
1 / 'j п
м \ )
где Мп — масса полезного груза; М — постоянное для
И. Один из перспективных ракетных аппаратов
слева вверху — общий вид ракеты; в середине — компоновочная схема первой
стартовой ступени ракеты с восемью двигателями по 85 т тяги каждый
1 — центральный бак с окислителем—жидким кислородом; 2—внешние баки с
окислителем—жидким кислородом; 3—баки для горючего—керосина; 4 — бал-
лоны с жидким инертным газом гелием для вытеснения газом компонентов топ-
лива из баков; 5 — узлы крепления второй ступени; 6 — нижняя часть рамы,
связывающей конструкции первой и второй ступеней; 7 — заправочная гор-
ловина для горючего; 8 — заправочная горловина для окислителя; 9 и 9'—
трубопроводы подачи окислителя и горючего; 10 — насос подачи окислителя;
11 — турбина турбонасосного агрегата (THА); 12 — насос подачи горючего;
13 — выхлоп турбины ТНА; 14 — пороховой аккумулятор давления (заряд)
для запуска турбины ТНА; 15 — теплообменник; 16 — бачок со смазкой ТНА;
17 — гидроприводы поворотных камер сгорания; 18 — внешние камеры сгора-
ния (поворотные); 19— внутренние неподвижные камеры сгорания; 20 — тор-
мозные двигатели системы возвращения
S3
каждой ступени отношение масс; п — число ступеней;
^р.т — скорость истечения рабочего тела.
В зависимости от отношения „ имеется опти-
*'р. т
мальное число ступеней, обеспечивающее минимальное
MQ
отношение •
Именно в многоступенчатом варианте удалось создать
советскую межконтинентальную баллистическую ракету
со скоростью полета 25 тыс. км]час, затем разогнать спут-
ники до скорости около 30 тыс. км)час и, наконец, запус-
тить космическую ракету со скоростью около 40 тыс.
км)час. Однако с увеличением числа ступеней ракета кон-
структивно все более усложняется, а выигрыш в скорости
уменьшается.
Достигнутые скорости истечения газов из камер термо-
химических ракет составляют для пороховых топлив приб-
лизительно 2 км!сек, для современных жидких топлив —
более 3 км!сек.
Наибольшая возможная скорость истечения при ис-
пользовании химических топлив, как показывают расче-
ты, составляет около 5,5 км!сек. Таким образом, ввиду от-
носительно небольших максимальных скоростей полета,
ракеты на химическом топливе для полета за пределы сол-
нечной системы оказываются непригодными. Об этом сви-
детельствуют зависимости на рис. 12, где представлены
отношения начальной массы многоступенчатой ракеты к
массе ее полезной нагрузки при оптимальном числе сту-
пеней в зависимости от характеристической скорости, вы-
7 1
численные по уравнению = ^р. т Ш -тт- для слу-
и п _
чая, когда конструкция ракеты весьма совершенна: М =
= 10, к = 0,67. Жидкостные ракетные двигатели уже те-
перь могут обеспечить полеты в присолнечном простран-
стве до орбиты Юпитера. Что же касается полетов к Плу-
тону с возвращением на Землю, то современной ракете с
ЖРД понадобилось бы на такое путешествие около 100
лет, что неприемлемо.
Космическая ракета с ЖРД по существу близка к бал-
листической. Ведь после окончания управляемого полета
под действием силы тяги на относительно небольшом ак-
тивном участке траектории она остальную, большую часть
84
12. Отношение начального веса раке-
ты к весу ее полезной нагрузки
Мо
в зависимости от характерис-
—- М
тической скорости при М—_° =
Мк
=10 (для каждой ступени),к=0,67
Mq
траектории пролетает с выключенным двигателем. Таким
образом, полет космической ракеты напоминает «затяж-
ной выстрел» снарядом, вылетевшим из пушки с очень
длинным стволом, по которому он движется 100—300 се-
кунд, а затем месяцы или даже годы летит в космосе. Так
летели к ближним планетам Солнечной системы автомати-
ческие станции «Марс-1», «Маринер-2», «Венера-2» и «Ве-
нера-3». Достижение цели зависит в основном от точности
баллистического расчета. На протяжении большей части
пути ракета малоуправляема. С увеличением дальности
трудность попадания к цели возрастает. Это также являет-
ся одной из причин того, что ЖРД, идеальный двигатель
для отрыва некоторой массы от Земли и выноса ее на око-
лоземную орбиту, становится далеко не лучшим для даль-
них полетов в космос. Он должен уступить дорогу на даль-
них маршрутах двигателям, работающим на большей
части пути.
Ядерные двигатели
В 1921 г. Циолковский писал: «Разложение атомов есть
источник огромной энергии» п. В наши дни, когда
специалисты детально исследуют ядерные двигатели для
космических кораблей, это высказывание — пример заме-
чательного научного предвидения.
11 К. Э. Циолковский. Исследование мировых пространств
реактивными приборами. Собр. соч., т. II. М., Изд-во АН СССР, 1959.
85
Остановимся на некоторых из многочисленных проек-
тов ядерных ракетных двигателей 12. Принципиально воз-
можны три схемы — с постепенной теплопередачей рабо-
чему телу, с выбросом части ядерного горючего и, нако-
нец, с использованием ядерной бомбы.
Рассмотрим первую из предложенных схем, напоми-
нающую обычный ЖРД, но такой, в котором окислитель
отсутствует, вместо топлива используется специальное ра-
бочее тело, а камеру сгорания заменяет реактор (рис. 13).
Таким образом, источник энергии и рабочее тело разделе-
ны. Через горячую активную зону реактора прокачивает-
ся рабочее тело. При этом оно испаряется, нагревается и,
расширившись, вытекает через сопло, создавая тягу. Та-
кой термический атомно-ракетный двигатель осуществим.
Каковы же его преимущества по сравнению с ЖРД и
за счет чего они могут быть получены при использовании
атомно-ракетного двигателя?
Выше отмечалось, что с увеличением теплотворной
способности топлива возрастает скорость истечения рабо-
чего тела из сопла ракеты, а значит, растет и удельная
тяга. Наибольшая возможная скорость истечения при ис-
пользовании химических топлив, как показывают расчеты,
составляет около 5,5 км!сек.
При использовании ядерного горючего U235, теплотвор-
ная способность которого примерно в два миллиона раз
выше, чем любого химического топлива, количество полез-
но реализуемого тепла, по сравнению с химическим топли-
вом, выросло бы примерно в 1400 раз. Однако увеличение
теплотворной способности горючего при его непосредст-
венном использовании в камере сгорания возможно лишь
до тех пор, пока удается справиться с задачей защиты ее
стенок от перегрева.
Другое преимущество атомно-ракетного двигателя за-
ключается в том, что при его использовании отпадает не-
обходимость заботиться об окислении топлива и поэтому
открываются новые возможности при выборе рабочего ве-
щества. В качестве такого вещества можно использовать
только одну жидкость со сравнительно малым молекуляр-
ным весом и достаточно большой плотностью. Уменьшать
молекулярный вес выгодно, поскольку, например, при
уменьшении молекулярного веса в 2,25 раза скорость
12 См. Р. Г. Перельман. Ядерные двигатели. Изд-во «Зна-
ние», 1958.
86
истечения возрастает в
1,5 раза. С другой сторо-
ны, увеличение плотности
топлива позволяет умень-
шать размеры, а следова-
тельно, и вес баков ра-
кеты.
Если бы удалось реа-
лизовать все эти возмож-
ности, можно было бы рас-
считывать на новые колос-
сальные успехи ракетной
техники. Однако в самом
«простом» варианте атом-
но-ракетного двигателя,
в котором для разогрева
рабочего тела применяет-
ся уран-графитовый реак-
тор, полностью использо-
вать преимущества ядер-
ного горючего, в первую
очередь его высокую теп-
лотворную способность,
чрезвычайно трудно.
В варианте, когда жид-
кий водород нагревается
в реакторе, теплотворная
способность ядерного го-
13. Схема атомной ракеты с
реактором, расположенным
в камере
1 — приборы и автоматы для
управления ракетой; 2 — бак
для жидкого водорода; з —
турбонасосный агрегат; 4-от-
вод части водорода для охлаж-
дения «камеры» двигателя; 5 —
реактор; 6 — управляющий
стержень; 7 — трубопроводы
для подачи жидкого водорода;
8 —графитовый .блок; 9—стер-
жни, содержащие фидерное го-
рючее
87
рючего используется в малой степени1. Преимущества до-
стигаются только за счет применения рабочего тела с ма-
лым молекулярным весом, и скорость истечения увеличи-
вается в 3—4 раза 13 по сравнению со скоростью, возмож-
ной для ЖРД, использующего самое эффективное хими-
ческое топливо. Причина этого заключается в том, что ра-
бочее тело должно нагреваться теплоотдачей от реактора.
Значит, его материал должен быть разогрет до еще боль-
ших температур, ограниченных жаростойкостью материа-
ла (графита). Необходимость передачи огромных коли-
честв тепла и интенсификации теплоотдачи требует
максимально развивать поверхности, повышать давления
и снижать температуры рабочего тела, чтобы обеспечить
большую разность температур.
В проекте, предложенном Цзянь Шень-сю, предлага-
лось использовать реактор, состоящий из конических ура-
но-углеродных трубок с пористыми стенками, каждая из
которых имеет толщину примерно 3 мм. Жидкий водород
должен продавливаться насосом через пористые стенки
трубок, что обеспечивает большую поверхность теплооб-
мена, охлаждать их и нагреваться сам. Предполагаемый
начальный вес ракеты с сотовым реактором для полета
па Луну — около 1600 т, из них в баках ракеты должно
содержаться 1200 т жидкого водорода.
Нельзя ли отказаться от реактора, заполненного твер-
дым замедлителем и ядерным горючим, ограничивающими
температуры, и все же добиться большого разогрева рабо-
чего тела? Это принципиально возможно в случае, если
бы удалось применить схему двигателя, которая может
быть условно названа схемой с выбросом части ядерного
горючего. Остановимся только на двух вариантах этой
схемы 14.
Предложен двигатель жидкостного типа с плазменной
активной зоной и «кипящим слоем». Здесь обогащенное
газообразное ядерное горючее и жидкое рабочее тело не-
посредственно подаются в камеру со стенками, хорошо от-
ражающими нейтроны и имеющими специальное охлаж-
дение. Если, например, через тангенциальные отверстия
13 См. «Journal of the Royal Aeronautical Society», V, 1963.
14 Cm. S. L. Ke r re br ok, R. V. Meghreblian. «Aero Spa-
ce Sci», 1961, № 9; R. V. Meghreblian. «Astronautics», 1961,
VII; 1962, XII.
88
3 2-
14. Схема двигателя с газообразной активной зоной и вихревым
сохранением ядерного горючего
1 — сопло, охлаждаемое жидким рабочим телом; 2 — тангенциальная
подача ядерного горючего; <3 — регулирующие органы в виде вращаю-
щихся барабанов; 4—подача рабочего тела, охлаждающего сопло и стенки
камеры; 5 — отражатель; 6 — вихрь
в стенках продавливать внутрь рабочее тело, служащее ь
то же время замедлителем, и вместе с тем подавать в ка-
меру газообразное ядерное горючее, то при достижении
критической массы начнется цепная реакция. В цент-
ре камеры в активной зоне температура может быть чрез-
вычайно высокой, а ее стенки, от которых тепло непре-
рывно отводится поступающим через них и затем испа-
ряющимся рабочим телом, останутся холодными и смогут
устоять. Предполагается, что двигатель такой схемы по-
зволит получить удельный импульс 103 кГ • сек/кг.
Изучается также другая модификация этой схемы
(рис. 14) с газовой подачей рабочего тела. В этой схеме
газообразные рабочее тело и ядерное горючее подводятся
в камеру тангенциально для создания вдоль стенок спи-
рального завихренного жгута. Это позволяет ограничить
зону высоких температур, защитить стенки от нейтрон-
ной бомбардировки и таким образом увеличить их стой-
кость.
89
Благодаря тому, что молекулы ядерного горючего об-
ладают большей массой, для отклонения их траектории
требуются большие силы, и в результате вихревой жгут
«сепарирует» ядерное горючее к своей внешней поверхно-
сти. В то же время оно отжимается от стенки непрерывно
поступающим потоком газов. В результате одновременно-
го воздействия аэродинамических и центробежных сил
вихревой жгут не касается стенок, удерживает на своей
поверхности большую часть ядерного горючего, «выделяя»
с внутренней поверхности раскаленное рабочее тело, вы-
текающее через сопло.
Осуществление двигателя описанной схемы осложняет-
ся тем, что для создания критической массы газообразно-
го ядерного горючего и получения цепной реакции в каме-
ре приемлемых размеров необходимо создавать очень вы-
сокие давления (сотни и даже тысячи атмосфер), чтобы
увеличить плотность. Нужно использовать надежные ох-
лаждаемые отражатели, которые не должны «выпускать»
из камеры нейтроны, обеспечивающие цепной процесс.
Необходимо создание систем, которые позволили бы удер-
жать возможно большую часть ядерного горючего внутри
двигателя. Один из способов, предложенных для этой
цели, помимо центробежной сепарации предполагает ис-
пользование ионизации атомов урана при высоких темпе-
ратурах для удержания их на периферии камеры с по-
мощью мощных электромагнитных полей. Однако вес
электрооборудования, необходимого для их создания, мо-
жет оказаться чрезмерным.
Другая идея создания ядерной ракеты с выбросом
массы, содержащей продукты распада, предполагает ис-
пользование стержня из твердого ядерного горючего, за-
ключенного в оболочку из поглотителя нейтронов, напри-
мер кадмия. Предполагается, что при постепенном удале-
нии части оболочки возникнет цепная реакция. Было бы
чрезвычайно заманчиво затем непосредственно использо-
вать осколки ядер, образующиеся в ходе этой реакции, для
того чтобы выбросить их упорядоченной струей из сопла.
Скорость таких частиц в момент деления — десятки тысяч
километров в секунду, а количество делящегося вещества
может исчисляться килограммами. Однако этот заманчи-
вый проект сразу же наталкивается на чрезвычайные за-
труднения. Дело в том, что при распаде ядер всего лишь
1 г урана U235 выделяющееся количество тепла соответ-
90
ствует мощности в 100 млн. л. с. Тепловая мощность дви-
гателя ядерной ракеты достигнет миллиардов лошадиных
сил, что сравнимо с атомным взрывом в камере сгорания.
Это привело бы к мгновенному испарению камеры. Вот
почему в многочисленных публикациях 15 предусматрива-
ется необходимость балластирования процесса в камере.
Предполагается, что для этой цели урановый стержень
должен быть заключен в толстую оболочку из рабочего
тела (например, из гидрида лития). Ядерная реакция ис-
парит рабочее тело, и раскаленные газы, в которых содер-
жится лишь сотая весовая части ядерного горючего, выте-
кая из сопла, создадут тягу.
Однако еще не найдены способы, которые позволили бы
замедлить скорость распространения реакции по стерж-
ню. Слишком «быстрый взрыв» и в случае балластирова-
ния рабочим телом вызовет, вероятно, разрушение каме-
ры. Чтобы описанный двигатель стал осуществим, необхо-
димо добиться замедления скорости распространения ре-
акции.
Для мощных ракет предлагается импульсный ядерный
двигатель, в камере которого каждую секунду происходит
по атомному взрыву, эквивалентному по мощности при-
мерно десятитонной тротиловой бомбе, заключенной в
капсулу, заполненную водой. Выделяющееся тепло испа-
ряет и разлагает воду, истекающий пар обеспечивает соз-
дание тяги.
Поскольку возможность создания камеры, выдержи-
вающей взрыв бомбы, сомнительна, в большинстве пред-
ложений по «взрывному» двигателю бомба выносится вне
камеры и затем взрывается в некотором отдалении от ап-
парата, снабженного специальным отражателем, охваты-
вающим возможно большую часть пространства за аппа-
ратом.
При взрыве бомбы первоначально возникает выброс
лучистой энергии. В результате ее частичного поглоще-
ния испаряется слой материала, нанесенного на экран.
Это сообщает аппарату импульс в направлении полета.
Затем экрана достигают частицы — продукты взрыва, ко-
торые передают ему свое количество движения. Серии
бомб, взрываясь одна за другой, могли бы подобно крат-
15 См., например, Т. R. Cotter. «Aero Space Eng.», 1959, v. 18,
№ 2, р. 50—53; J. С г е у. «Astronautics», 1959, v. 4, № 10, р. 23—25.
91
повременно действующим ступеням ракет, разогнать ап-
парат.
Трудности защиты аппарата и экипажа от резких толч-
ков, обусловленных взрывами, фокусирование энергии
взрыва для уменьшения потерь ядерного горючего, под-
держание устойчивости движения аппарата — только
часть трудностей, стоящих на пути создания такого дви-
гателя. Наконец, международный запрет испытаний ядер-
ного оружия в трех сферах исключает наземную и атмо-
сферную отработку ракет с двигателями, работающими с
выбросом ядерного горючего, особенно с атомным взры-
вом. Все это делает создание такого двигателя весьма
проблематичным. В то же время двигатель с использова-
нием теплопередачи в атомном реакторе может успешно
разрабатываться в наземных условиях.
В заключение остановимся на гипотетических проек-
тах термоядерного двигателя, который может появиться
только тогда, когда будет создан термоядерный реактор с
самопроизвольно поддерживающейся стабильной реакци-
ей. Напомним, что при этом энергия выделялась бы за
счет убывания примерно Уюо массы покоя вещества, уча-
ствующего в реакции.
Плазма в активной зоне термоядерного реактора будет
иметь температуру более 108 градусов. Если бы удалось
часть этого вещества направить в сопло, обеспечить «кон-
тролируемую утечку плазмы», то могли бы быть получены
чрезвычайно высокие удельные тяги (5 • 105—3 • 106 кГ •
• сек!кг). Естественно, что для компенсации утечки в зону
реакции должно постоянно подводиться небольшое коли-
чество вещества.
Одна из принципиальных схем термоядерного двига-
теля с зоной термоядерной реакции, окруженной двойны-
ми стенками, между которыми протекает рабочее тело,
например литий, показана на рис. 15. Часть его вводится
через отверстия в зону реакции. Двигаясь вдоль стенок,
литий нагревается и выбрасывается через сопло для соз-
дания тяги. Другая часть лития испаряется в межстеноч-
ном пространстве. Пар отводится к турбогенератору, вы-
рабатывающему электроэнергию для магнитных зеркал и
всех вспомогательных систем.
Для применения в космосе выгоднее всего реакция
D + Н3-> Н4 + Н (60% Не3, 40% D). Поскольку нейтрон-
ное излучение, для защиты от которого нужны особенно
92
15. Гипотетический термоядерный двигатель
1 — ионная пушка; 2 — обмотки магнитных зеркал; 3—подача
жидкого лития; 4 — подача литиевого пара к энергетической
установке, вырабатывающей электроэнергию; 5 — зона термо-
ядерной реакции; 6 — истечение
тяжелые экраны, в этом случае дают только побочные
реакции, энергия нейтронного излучения составляет лишь
1,5% общего количества выделяемой энергии.
Летательный аппарат с таким гипотетическим термо-
ядерным двигателем рассмотрен в одном из недавно опу-
бликованных зарубежных расчетных исследований16.
Предполагается, что удержание плазмы должно быть осу-
ществлено внешним магнитным полем в виде комбиниро-
ванной многополюсной системы. Для получения сдержи-
вающих магнитных полей необходимой напряженности
свыше 2 • 105 гаусс предполагается использовать провод-
ники из интерметаллических соединений ниобия и олова 17,
обладающие сверхпроводящими свойствами, обеспечи-
вающими получение плотностей тока около 15 • 104 а!см2.
Создание, крепление и охлаждение системы таких сверх-
проводящих обмоток — одна из основных проблем при по-
стройке двигателя.
Конструктивная схема магнитной тяговой камеры тер-
моядерного двигателя состоит из сложной системы обмо-
ток продольного, торцевого и ряда вспомогательных по-
лей. От этой «магнитной бутылки» необходимо отводить
огромное количество тепла, выделяющегося в материале
16 J. L. Hilton, J. S. Luce, A. S. Thomson. «Journal Spa-
cecraft and Rockets», 1964, № 3, p. 276—282.
17 Cm. J. E. Kunzler, E. Buehler, F. S. Hsu and
J. H. W e r n i c k. «Phys. Rev. Letters», 1961, 6, 89.
93
конструкции при поглощении ядерных излучений. Ох-
лаждение обмоток должно осуществляться газообраз-
ным гелием, чтобы обеспечить их сверхпроводимость.
Однако при этом сброс тепла в космос холодильником —
излучателем почти невозможен. Необходимы затраты
мощности для питания специальных холодильных уста-
новок.
Для увеличения абсолютного значения тяги примерно
до 0,85 кг с соответствующим снижением удельного им-
пульса в 100 раз к «горючему» может на выходе подме-
шиваться рабочее тело (D2, Н2). Экранировку экипажа
и машинного оборудования предполагается обеспечивать
многослойной защитой из гидрида лития.
Достоверная весовая оценка термоядерных двигателей
пока невозможна. По-видимому, они будут занимать про-
межуточное положение между термическими и электро-
ракетными двигателями. В описанной выше наиболее обо-
снованной схеме термоядерного двигателя отношение об-
щего веса к реактивной мощности составляет 1,8 кг/квт.
Впрочем регулируемый энергетический термоядерный
реактор может стать непревзойденным источником энер-
гии для электроракетных двигателей и, таким образом, их
составной частью.
Одним из примеров разработок ядерных двигателей с
теплообменом к рабочему телу в реакторе могут служить
исследования, проводимые в США с прототипами таких
двигателей, снабженных уран-графитовыми реакторами.
После ряда неудач в мае 1964 г. были проведены горя-
чие испытания реактора Киви B4-D (рис. 16). Реактор
работал нормально 30 сек., развивая тягу около 23 т
с Руд. « 700 кГ • сек!кг.
Необходимо преодолеть эрозию тепловыделяющих эле-
ментов рабочим телом, сопровождающуюся выносом ра-
диоактивных продуктов, научиться надежно запускать ре-
актор и управлять им. Трудности велики, и многие спе-
циалисты считают, что ядерный двигатель такого типа
будет доведен до использования на ракетах лишь к
1970 г. Однако перспективность ядерных двигательных
установок бесспорна, и это заставляет многих исследова-
телей упорно трудиться над их созданием.
Ядерный двигатель для космических полетов наиболее
целесообразно использовать на промежуточной ступени
ракеты, работающей в космическом пространстве.
94
16. Испытания ядерного двигателя (ЯРД) Киви B4-D
Возможна также сборка ядерной ступени на орбите,
куда ее части доставляются с Земли ракетами с ЖРД.
В случае непосредственного старта с Земли в одном из
вариантов первая, стартовая ступень может иметь мощ-
ный пороховой двигатель или ЖРД; после того как он
разгонит ракету до скорости 1,5—2 тыс. км/час, вступит
в действие ступень с прямоточным воздушно-реактивным
двигателем, которая разгонит ракету с минимальным рас-
ходом топлива до скорости около 3 тыс. км/час и подни-
мет ее до высоты 25—30 км. Эта вспомогательная ступень
будет сброшена и возвратится на Землю. После нее начнет
действовать основная ступень с ядерным двигателем.
Она сообщит ракете космическую скорость и перенесет
ее к Луне. Эта же ступень сможет обеспечить «мягкую»
посадку на Луне, где тяготение относительно мало, обрат-
ный старт на окололунную орбиту и вывод на траекторию
возвращения к Земле. Наконец, две оставшихся ступени с
ЖРД позволят осуществить маневры на околоземной ор-
бите и возвращение на Землю.
Особенно большие возможности открываются перед
ракетами с ядерными силовыми установками (ЯСУ),
стартующими непосредственно с орбиты или с межпланет-
ной станции. В этом случае ядерный двигатель также це-
лесообразно включать после того, как вспомогательные
ракеты, снабженные небольшими ЖРД, отбуксируют пол-
ностью снаряженный космический корабль на некоторое
расстояние от базы. Проект такого корабля с ядерными
силовыми установками для исследования Марса недавно
описан в литературе18 (рис. 17). Корабль, рассчитанный
на полет в течение 15 месяцев (примерно 450 суток), с
экипажем из четырех человек, весит при старте 400 т
и собирается на околоземной орбите.
В ходе сборки корабля используются четыре ракеты с
ЖРД со стартовой тягой около 700 т каждая и грузо-
подъемностью по 100 т. Можно ожидать, что такая
грузоподъемность будет вскоре достигнута. Первая из ра-
кет доставляет на орбиту основную ступень — ядерную
силовую установку, имеющую сухой вес 59 т и использую-
щую реактор на быстрых нейтронах. Одновременно на ор-
биту доставляется кабина экипажа, четыре члена экспеди-
ции и капсула.
Для защиты от радиации и тепловых воздействий ка-
бина экипажа окружена двойной вакуумированной обо-
69
17. Корабль с ядерной силовой установкой на орбите перед стартом
к Марсу
1 — основной водородный бак; 2 — подвесные баки с жидким водородом;
з — капсула для высадки двух человек; 4 —кабина экипажа; 5 — ядер-
ный двигатель; 6 — рулевые двигатели
лочкой, покрыта слоем графита и погружена внутрь ос-
новного бака с водородом; слой окружающего ее водорода
составляет около 2,4 м.
Для энергетического обеспечения экипажа и оборудова-
ния предназначается вспомогательная ядерная турбо-
электрическая установка мощностью до 50 кет. Возможно,
что для экономии веса системы она будет получать тепло
от основного ядерного реактора.
В капсуле размещается научное оборудование и при-
боры. Капсула снабжена двумя ступенями с ЖРД, необ-
ходимыми для высадки на Марсе двух человек и после-
дующего подъема капсулы па орбиту, где она вновь сты-
куется с ядерной ступенью.
После успешного вывода на околоземную траекторию
основной ядерной установки три остальные ракеты тран-
спортируют на орбиту по четыре бака. Каждый из них
содержит по 20 т рабочего тела — жидкого водорода.
Таким образом, на орбиту доставляется 12 баков, содер-
жащих 240 т жидкого рабочего тела — водорода.
После сборки корабль за счет работы ядерного двига-
теля выходит на траекторию движения к Марсу. За это
18 «Nuclear rocket spacecraft for manned explotation of Mars*.
Space World, A-l, Sept. Oct. 1963.
»7
4 P. Г. Перельман
время расходуется шесть баков и сбрасывается четыре из
них. Два бака остаются в качестве резервных помещений
на случай метеорной бомбардировки.
В конце первой части пути аппарат выходит на около-
марсианскую орбиту с перигеем 320 км и апогеем несколь-
ко тысяч километров. Затем от корабля отделяется капсу-
ла с двумя ступенями, снабженными ЖРД, и двумя члена-
ми экипажа. Тормозная двигательная установка и аэроди-
намическое торможение в атмосфере Марса обеспечивают
мягкую посадку в вертикальном положении. В этот мо-
мент вес капсулы составляет 16 т. По окончании пяти-
дневных исследований часть оборудования капсулы для
облегчения взлета оставляется па Марсе, и последняя из
ступеней с ЖРД обеспечивает старт на орбиту к ядерному
кораблю. После соединения с кораблем экипаж переходит
из капсулы в основную кабину, капсула сбрасывается, и
корабль стартует к Земле. К этому времени два последних
внешних бака пусты. Рабочее тело сохраняется в течение
всего пути только в передней части основного бака в каче-
стве радиационной защиты. Вблизи Земли торможение осу-
ществляется с использованием ядерного двигателя, а воз-
вращение на планету — с помощью еще одной капсулы.
Капсула для посадки на Марс, предложенная в проек-
те, разработана очень схематично. Ее наибольший диа-
метр 6,5 м, длина 3,5 м. Она имеет коническую форму и
разделена на три герметизированных отсека. В нижнем,
оборудованном воздушным шлюзом для выхода на поверх-
ность Марса, размещены мастерская, склады, в среднем —
жилые помещения, в верхнем — пост наблюдения и обсер-
ватория. Верхний отсек также снабжен шлюзом для того,
чтобы обеспечить стыковку с другими ступенями аппара-
та. Колесное шасси убирается внутрь камеры.
В нижней части капсулы крепится переходник, в ко-
тором смонтирована силовая установка для корректировки
по траектории, излучатели и антенна. Общий вес капсулы
с переходником 25 г, вес переходника 7—9 т. Капсула
должна со скоростью 15 км/час двигаться по поверхности
планеты. Высокая коническая форма и колесное шасси за-
труднят передвижение, если эта поверхность окажется
неровной; гусеничная конструкция была бы практичнее.
Высказывались соображения, что для дальнейшего
освоения Марса во время первых экспедиций с высадкой
на его поверхности важно выяснить характер поверхпо-
98
сти, наличие полезных ископаемых, растений, воды; важ-
но также установить, может ли быть превращена в пищу
растительность Марса или, в крайнем случае, может ли
она служить удобрением для земных растений при их
культивации на Марсе.
•Электроракетпые двигатели
Представление о ракетном двигателе обычно связано с
камерой сгорания, в которой происходит бурная химиче-
ская реакция, создающая поток раскаленных газов. Дей-
ствительно, в камере сгорания ракетного двигателя, рабо-
тающего на химическом топливе, газы сильно разогрева-
ются, и затем при расширении в сопле их тепловая энер-
гия переходит в скоростную — кинетическую.
Наибольшая температура, которую могут обеспечить
при сгорании химические топлива, близка к 5000°. Соот-
ветственно скорость истечения, обусловленная тепловым
расширением в сопле, не может превысить 5,5 км!сек.
Если бы удалось добиться дальнейшего увеличения тем-
пературы газа, то увеличилась бы и скорость их истече-
ния. Это удается обеспечить, разогревая газ посторонними
источниками энергии, например электрическим током.
Кроме того, материальные частицы можно ускорить и
другими способами. Например, когда частицы обладают
электрическим зарядом, их разгон может обеспечиваться
наложением электрического поля, либо, если они облада-
ют электрической проводимостью,— наложением электри-
ческих и магнитных полей.
Заряженные частицы и служат в качестве рабочего
тела для так называемых электроракетных двигателей,
т. е. таких, в которых, помимо температуры, обеспечиваю-
щей получение и первоначальный разгон рабочего тела,
для его ускорения используются также электрические и
магнитные поля. Такой способ разгона представляется не-
сравненно более совершенным.
Электроракетный двигатель — собрат ускорителей за-
ряженных частиц, которые в наш атомный век так широ-
ко применяются в ядерной физике, но ускоритель движу-
щийся и сам используемый для создания тяги. Поскольку
скорости истечения, которые удается сообщить ионам и
плазме с помощью ускорителей, велики, удельная тяга и
д*
о»
предполагаемые конечные скорости полета «плазмолетов»
могут быть очень большими.
Вот почему в мировой печати появляется все больше
сообщений об электроракетных двигателях19. Авторы этих
сообщений считают, что применение таких двигателей по-
зволит уменьшить до приемлемых значений стартовые
массы кораблей. При использовании химических двигате-
лей они чрезмерны даже для путешествий в пределах сол-
нечной системы.
Электроракетные двигатели отличаются очень малень-
ким отношением абсолютной тяги к весу. Поэтому харак-
терная черта электрического двигателя — его неспособ-
ность оторваться от земной поверхности. Однако такой
двигатель, вынесенный обычной ракетной системой на
космическую орбиту, мог бы затем успешно действовать
как в системе ориентации, так и для постепенного разгона
космического аппарата до очень больших скоростей.
Использование электроракетных двигателей, работаю-
щих в полете, позволяет исправить допущенные при стар-
те ошибки и сократить время полета. Так, например, по-
лет в район Сатурна на ракете с ионным двигателем по-
требует примерно вдвое меньше времени (около 2V2 лет),
чем на ракете с двигателем, использующим химическое
топливо.
Было проведено сравнение стартовых весов двух мно-
гоступенчатых ракетных аппаратов с двигателями на хи-
мическом топливе (фтористом гидразине), обеспечиваю-
щих полет с поверхности Земли до орбиты Марса с достав-
кой к нему груза весом 2,6 т и обратно к орбите Земли за
12 месяцев. Предполагалось, что одна из ракет отличается
от другой тем, что ее последняя ступень, весящая 4,5 г,
имеет ионный электроракетный двигатель с источником
мощности 275 кет. Оказалось, что это обеспечивает полет
при стартовом весе всей системы в четыре раза меньшем,
чем вес системы без электроракетной ступени. Соответст-
венно стоимость комбинированной ракеты в восемь раз
меньше, что позволяет затратить сэкономленные средства
на разработку электроракетного двигателя.
Кроме увеличения абсолютной тяги, создатели элек-
троракетных двигателей озабочены тем, чтобы увеличить
19 См., например, «Missiles and Rockets», 1960, v 6, № 9, p. 21;
«Aviation Week», 1960, v. 70, № 26, p. 47—48.
100
18. Удельная электрическая мощность, необходимая для раз-
гона струп, в зависимости от удельной тяги (импульса).
Выделены области оптимальных удельных импульсов
для нескольких типов двигателей:
1 — термохимические; 2 — атомные; 3 — электротермические; 4 —
плазменные; 5 — ионные
тягу с квадратного метра поверхности, занимаемой выход-
ной частью, соплом двигателя. Напомним, что ЖРД на
каждый квадратный метр выходного сечения сопла спосо-
бен создавать более 50 т тяги. Электроракетные ионные
двигатели пока позволяют создавать менее тысячной доли
этой тяги на квадратный метр их выходной части. Для это-
го создаются многоячейковые электроракетные двигатели,
представляющие собой сочетание большого числа возмож-
но более компактно, плотно расположенных двигателей.
Изучение взаимного влияния таких близко расположен-
ных пучков, струек частиц, обеспечивающих создание
тяги,— также одна из задач, занимающая создателей но-
вых двигателей.
Для получения рабочего тела и создания тяги электро-
ракетному двигателю требуется электрическая энергия.
101
Поэтому на летательном аппарате должна быть энергети-
ческая установка, с помощью которой тепловая энергия
преобразуется в электрическую. Затем электрическая
энергия преобразуется в кинетическую (скоростную)
энергию частиц, фонтанирующих из двигателя.
Известно, что для химических двигателей желательно
получение наибольшей возможной удельной тяги, наи-
большей скорости истечения рабочего тела. Иначе обстоит
дело с электроракетными двигателями. Причина этого за-
ключается в том, что в таких двигателях рабочее тело и
источник энергии отделены друг от друга.
Теоретически электроракетный двигатель может
обеспечить очень большую удельную тягу — более
105 кГ сек!кг (рис. 18). Удельная тяга прямо пропорцио-
нальна скорости выбрасываемого рабочего тела. Однако
удельная мощность, необходимая для разгона струи, воз-
растает пропорционально квадрату ее скорости, и вместе
с мощностью, примерно пропорционально квадрату скоро-
сти рабочего тела, растет вес энергетической установки.
Очевидно, что за увеличение удельной тяги и уменьше-
ние веса запаса рабочего тела приходится расплачивать-
ся увеличением веса энергосиловой установки и ее услож-
нением. Нужно выбирать удельную тягу такой, чтобы
суммарный вес энергоустановки и рабочего тела был наи-
меньшим.
Следовательно, скорости истечения и удельные тяги
электроракетных двигателей не всегда должны быть самы-
ми большими. Наименьший вес аппарата получается в том
случае, когда вес силовой установки и вес запаса горюче-
го примерно равны. В результате при известном весе всей
силовой установки на киловатт «выделяемой» ею мощно-
сти в зависимости от маршрута полета определяется вели-
чина удельной тяги, при которой обеспечиваются наилуч-
шие летные данные аппарата.
Для физиков, занимающихся ускорителями, такая,
преимущественно весовая, оценка или выбор ускоряющей
системы представляются необычными и оптимальные ско-
рости истечения из двигателей космических аппаратов
малыми. В самом деле, как следует из расчетов, удельная
тяга (величина, примерно в десять раз меньшая, чем ско-
рость истечения) составляет при относительно близких
полетах от 1500 до 5000 кГ*сек]кг и для межпланетных
полетов от 7000 до 50 000 кГ • сек!кг.
102
Поскольку для получения таких удельных тяг и соот-
ветствующих им скоростей частиц нужны относительно
высокие электрические мощности, общее количество раз-
гоняемых в движителе частиц, а значит, и абсолютная тяга
электроракетного двигателя невелики.
Электрическая мощность, затраченная двигателем, бу-
дет равна кинетической энергии истекающей струи с уче-
том коэффициента полезного действия т^:
/V — тсеку2р-т
9 “
(2,7)
где т — секундный расход массы газа.
Известно, что тяга двигателя равна произведению
массы секундного расхода газа на его скорость
Р — ^сек^р.т- (2,8)
Следовательно, мощность, тяга и скорость истечения
связаны простым соотношением
(2,9)
Например, при мощности 5000 кет — 5 • 106 вт, скоро-
сти истечения 100 км!сек = 105 м!сек и ц# = 0,5 тяга дви-
гателя составит всего 50 ньютон, что равно примерно
5 кГ. Масса же всей установки с энергостанцией и запа-
сом рабочего тела при удельном весе у = 10 кг)квт со-
ставит М = 50 000 кг.
Тяга электроракетных двигателей очень мала по срав-
нению с их весом (массой). Отношение тяги к весу обыч-
но меньше одной тысячной, поэтому электроракетный дви-
гатель можно успешно использовать для полетов только в
космическом пространстве, где нет заметного сопротивле-
ния атмосферы, в тех областях, где гравитационные силы
малы и ускорение силы тяжести не превышает
10~4 м1сек2. В рассмотренном выше примере, используя
закон Ньютона Р -= Ма, получим ускорение аппарата
а = 10~3 м!сек2.
Электроракетные двигатели по характеру и способу
ускорения рабочего тела могут быть разделены на электро-
термические, электромагнитные и электростатические
(рис. 19).
В электротермических двигателях ускорение газовой
струп обеспечивается ее тепловым расширением в сопле.
103
19. Классификация электроракетных двигателей
Таким образом, это фактически тепловые двигатели, но с
весьма высокими температурами газа, полученными путем
электрического нагрева.
В электростатических двигателях ионы и электроны
плазмы предварительно разделяются, и лишь затем ионы
разгоняются электрическим полем с их последующей ней-
трализацией электронами при выходе из сопла двига-
теля.
Наконец, в электромагнитных двигателях обеспечи-
вается разгон «неразделенной» плазмы — квазинейтраль-
ной смеси электронов и ионов — наложением на нее пере-
секающихся электрических и магнитных полей или за счет
магнитного давления.
Можно отметить, что плазменные двигатели в зависи-
мости от температуры плазмы могут обеспечивать тягу в
результате различных физических процессов, возникаю-
щих в рабочем теле. При сравнительно низких темпера-
104
турах тяга будет получаться путем непосредственного
электромагнитного разгона и выбрасывания частиц, со-
ставляющих струю плазмы. При очень высоких темпера-
турах часть тяги может создаваться световым (кванто-
вым) излучением. Предполагается, что при температуре
15 • 104 градусов плазма может излучать как абсолютно
черное тело. Если при этом энергия, вводимая в плазму,
будет тратиться только на излучение 20, а расхода плазмы
из двигателя не будет, световое давление может стать су-
щественным в общем балансе тяги.
По способу получения рабочего тела все названные
типы электрореактивных двигателей могут быть разделе-
ны на следующие группы: электротермические двигате-
ли — на дуговые, высокочастотные и с нагревателями со-
противления; ионные — на системы с контактными и газо-
разрядными источниками; плазменные двигатели по спо-
собам разгона плазмы могут быть разделены на систе-
мы с ускорением пересекающимися магнитоэлектрически-
ми полями и системы с ускорением магнитным давле-
нием.
Конструктивные и теоретические особенности элект-
роракетных двигателей приводят к тому, что электротер-
мический двигатель обеспечивает удельные тяги не выше
1500—2000 кГ • сек}кг^ электромагнитный (плазменный) —
до 15 000 кГ • сек/кг и, наконец, ионный — до 60 000 кГ •
• сек!кг. Эти цифры разграничивают и области их приме-
нения, так как при необходимости в малых удельных
тягах (и, следовательно, легких энергоустановках) для
сравнительно недалеких полетов выгоднее применять
более простой двигатель.
Таким образом, эти типы двигателей очень хорошо до-
полняют друг друга.
Электротермические двигатели. Прототипы электротер-
мических двигателей, так называемые плазмотроны, по-
явились более 40 лет назад. Это были электрические дуги
с водяной стабилизацией. Под действием струи плазмотро-
на плавятся самые тугоплавкие металлы, она прорезает
отверстия в наиболее термостойких керамических блоках.
20 Напомним, что если бы удалось получить термоядерную ре-
акцию в самой плазме, энергия выделялась бы за счет убывания
лишь примерно Vioo массы вещества, участвующего в реакции.
Можно предположить также, что энергия подводится к плазме от
внешнего источника.
105
20. Электродуговой плазмотрон
1 — катод; 2 — дуговая камера; 3 — дуга; 4 — подвод рабочего
вещества; 5 — анод; 6 — источник питания; 7 — реактивная струя
В последние годы с помощью плазмотронов широко ис-
следуется термическая стойкость материалов. Уже не-
сколько лет плазмотроны используются в качестве высо-
котемпературных горелок для сварки и резки металлов,
для напыливания жаростойких покрытий. Их применяют
также для обдувки на стендах головок ракет. При этом
плазмотрон используется для получения температур в не-
сколько тысяч градусов в течение нескольких минут.
Электротермический двигатель с электродуговым гене-
ратором плазмы — плазмотрон (рис. 20) состоит из каме-
ры с центральным электродом — катодом и цилиндриче-
ским анодом21.
Катод может выполняться в виде стержня с автомати-
ческой подачей для восполнения материала, уносимого
дугой, и поддержания зазора между электродами. В дуге
такое расположение электродов позволяет сократить зону
нагрева, а также облегчить условия охлаждения электро-
да. Электрическая энергия расходуется на повышение тем-
пературы, а также на ионизацию и диссоциацию (расщеп-
ление) молекул.
Жидкий или газовый вихревой поток рабочего тела, по-
ступающего в канал между катодом и анодом, защищает
21 См. «Astronautics», VI, 1962; «Scientific American», III, 1961;
«Interavia», 10, 1958.
106
стенки камеры от высокой температуры, получаемой в
дуге, и охлаждает ее наружную поверхность. Охлаждение
уменьшает электропроводность на периферии камеры
плазмотрона. В результате ток и выделение энергии дуги
стабилизуются и сосредоточиваются в ее центральной ча-
сти, что делает дугу в несколько раз горячее, чем при от-
сутствии вихря. Раскаленный газ ускоряется в сопле в
основном за счет теплового расширения. Современные
плазмотроны обеспечивают температуру до 5 • 104 гра-
дусов 22.
Одним из основных недостатков электротермического
двигателя с электродуговым нагревом является малый ре-
сурс. Выбрасываемое рабочее тело содержит частицы
электродных материалов, вызывает эрозию устройства
в области струп. Использование пористого анода, специ-
альных защитных покрытий сопла и снижение давлений
в камере позволяют увеличить ресурс двигателя. В настоя-
щее время имеются двигатели уже с месячным ресурсом
работы.
В электротермическом двигателе с нагревателем сопро-
тивления, при использовании вольфрамового нагреватель-
ного элемента и водорода как рабочего тела, по мнению
некоторых авторов 23, достигается удельная тяга 3 • 103 кГ •
• сек!кг и к. п. д. 50%. Это очень простая схема, однако
она обладает малым ресурсом. В качестве рабочего тела
могут быть использованы и щелочные металлы (литий).
Нагрев в плазмотроне может также осуществляться то-
ками высокой частоты (рис. 21) в трубке — сердечнике ин-
дукционной катушки. Затем газ разгоняется за счет тепло-
вого расширения. Высокочастотный источник плазмы, по-
видимому, тяжелее электродугового, поскольку преобразо-
вание электроэнергии в энергию высокой частоты требует
большого веса дополнительного оборудования. Дополни-
тельные узлы уменьшают и надежность системы. Часть
электромагнитной энергии бесполезно излучается катуш-
кой в пространство, ухудшая к. п. д.
Достоинство электротермического двигателя с высоко-
частотным нагревом заключается в том, что таким спосо-
бом можно нагреть газ до высоких температур в осевой
22 См. «Изобретатель и рационализатор», 1960, № 2.
23 «Space Astronautics». 1, 1963; «Missiles and Rockets», 29, IV,
1963.
107
21. Высокочастотный плазмотрон
1 — подвод газа; 2 — корпус генератора; 3 — высокочастотная катуш-
ка— соленоид; 4 — источник питания; 5 и 6 — подвод и отвод жидко-
сти для охлаждения сопла и корпуса генератора
части плазмотрона без контакта с электродами. Плазма бу-
дет надежно отделена холодной газовой или жидкостной
пленкой от стенок, ресурс плазмотрона окажется большим,
а потери тепла в стенки малыми.
В заключение отметим, что электротермический дви-
гатель более прост по конструкции и легче, чем другие
электроракетные двигатели. В то же время скорость исте-
чения, которую он может обеспечить, меньше, поэтому при
одинаковой мощности он будет, согласно уравнению (2, 9),
развивать большую тягу, даст большее ускорение аппара-
ту, но быстрее израсходует рабочее тело. Поэтому элект-
ротермический двигатель выгоден только для сравнитель-
но недалеких полетов.
В зарубежной печати24 сообщалось о создании электро-
термического двигателя с удельной тягой 1100 кГ • сек!кг.
24 «Astronautics». VII, 1960; «Inleravia», III, 1962; «Space Astro-
nautics», I, 1963.
108
Один из двигателей, работающий на водороде и гелии,
развивает тягу 340 г при весе 1,6 кг и мощности 30 кет,
другой развивает тягу 450 г при весе 4,5 кг. Разрабаты-
ваются модели мощностью 300 кет.
Электромагнитные (плазменные) двигатели. Каждый
из нас знает, что вещество бывает в трех состояниях: твер-
дом, жидком и газообразном. В последние годы все боль-
ше внимания обращается на своеобразное четвертое со-
стояние вещества, которое называется плазмой.
В твердом теле атомы и молекулы стоят в четком
строю. Разрушить или сдвинуть этот строй чрезвычайно
трудно. В жидком теле они имеют большую, но все же ог-
раниченную свободу движения, так как межмолекулярные
расстояния и объем жидкости почти не меняются. В газе
молекулы и атомы перемещаются свободно, но внутри
атомов все электроны движутся по своим орбитам. В плаз-
ме часть электронов внешней оболочки отрывается от
атомов и приобретает полную свободу движения. Атомы
и молекулы, потеряв часть электронов, приобретают поло-
жительный электрический заряд, становятся ионами.
Состояние вещества, при котором от части его молекул
или атомов оторван один электрон или более, называется
плазмой. Вещество представляет собой в целом электри-
чески нейтральную смесь из положительно заряженных
частиц — ионов, осколков молекул или атомов и свобод-
ных электронов.
Как свободные электроны, так и ионы могут перено-
сить электрический заряд, поэтому плазма — это прово-
дящий газ.
Для работы электроракетного двигателя прежде всего
необходимо получить плазму. Сама природа подсказывает
людям, как это сделать. Плазма образуется в атмосфере,
которую пронизывают молнии, значит, для ее получения
можно использовать электрические разряды в газе. Плаз-
ма возникает и в следах раскаленных метеоритов, значит,
ее можно добыть в лаборатории, например, разогревая
газы у пористой поверхности металла. Плазма образуется
в звездах вследствие ядерных и термоядерных реакций.
Значит, вероятно, ее можно получить и в ядерном реакторе.
Для изготовления плазмы желательно выбирать такие
вещества, которые ионизируются при наименьших темпе-
ратурах, имеют высокую плотность (что позволяет сде-
109
лать баки аппарата компактными) и не слишком дефи-
цитны.
Заставим кипеть в сосуде один из щелочных металлов
и направим образующийся пар через вольфрамовую ре-
шетку, раскаленную до температуры 800—1000°.
Молекулы, касающиеся решетки, возбудятся, «потеря-
ют прочность», и в результате многие из них лишатся
электронов, которые осядут на решетке. От пее будут от-
рываться ионизированные атомы — ионы щелочного ме-
талла. Произойдет не только получение плазмы, но и раз-
деление ее на ионы и электроны. Поскольку плазма, вер-
нее, заряженный ионный пучок, получена при относитель-
но небольшом нагреве решетки, такой источник можно
назвать холодным.
Образование плазмы будет происходить также, если в
объеме, заполненном, например, паром щелочного метал
ла, зажечь электрическую дугу. Такой источник плазмы
называют горячим.
Для получения плазмы требуется немало изобретатель-
ности. Л затем добытое с таким трудом рабочее вещество
нужно выбросить из сопла двигателя и притом с большой
скоростью.
Наиболее классической является схема ускорителя
плазмы с внешними пересекающимися, «скрещенными»
электрическим и магнитным полями. Она представлена
на рис. 22. В этом случае проводник постоянного тока —
плазма (ток протекает от одной шины — анода к другой —
катоду) движется поперек воздействующего на нее маг-
нитного поля, пересекающего ускоритель поперек плоско-
сти рисунка и проникающего в плазму. В результате на
проводящую среду — плазму, которая должна быть подо-
грета по крайней мере до 3000°, действует сила, перпен-
дикулярная к обоим скрещенным полям. На этом же прин-
ципе основывается работа электромагнитных насосов, ши-
роко используемых для подачи жидких металлов.
В рассматриваемом случае своеобразный электромаг-
нитный «плазменный насос» непрерывно выбрасывает
фонтан плазмы, струя которого и обеспечивает создание
реактивной тяги.
Первоначально большинство работ было посвящено
таким линейным разрядным трубкам. Однако высокие
температуры в длинной тяговой камере (короткая не обе-
спечивает необходимого разгона) и охлаждение ее сте-
110
22. Плазменный двигатель с пересекающимися магнитным и элект-
рическим полями
вверху — принципиальная схема действия ускорителя (1 — магнитное
поле; 2 — электрическая дуга в плазме; з — электроды; 4 — источник
питания; 5 — направление движения струи); внизу — схема двигателя
(1 — корпус плазмотрона; 2 — анод; з — катод; 4 — источник питания
плазмотрона; 5 — анод тяговой камеры; 6 —катод тяговой камеры; 7 —
направление электрического тока; 8 — катушка для создания магнитно-
го поля)
нок и электродов для защиты от прогорания приводят к
большим бесполезным затратам энергии. Тяжелые магнит-
ные системы с охлаждением обмоток еще больше услож-
няют задачу.
Поэтому представляют интерес схемы на собственных
магнитном и электрическом полях, где необходимая на-
пряженность магнитного поля получается за счет огром-
ной силы тока в разряде. Тогда тяговые камеры становят-
ся короче, а магнитных охлаждаемых систем может не
быть совсем.
Получение таких больших токов сложно, и в лаборато-
риях их пока получают кратковременно, за счет разряда
111
23. Плазменный двигатель с ускорением рабочего тела магнитным
давлением
1 — конденсатор; 2 — источник разрядного тока; 3 — изолятор;
4 — электроды; 5 — струя пара рабочего тела; 6 — плазмоиды
батарей конденсаторов. Однако достаточно мощный силь-
ноточный источник электроэнергии может обеспечить и не-
прерывную работу.
Опишем устройства, в которых ускорение плазмы полу-
чается только за счет собственного магнитного поля, соз-
даваемого токами, протекающими по плазме, т. е. за счет
магнитного давления. Такое явление возникает, например,
при создании плазмоидов — проводящих колец плазмы с
током. Уже в 1941 г. Г. И. Бабат в Ленинграде создал плаз-
менную пушку, сообщавшую высокую скорость плазмен-
ным кольцам25 за счет разряда батареи конденсаторов.
Схема одного из двигателей этого типа (рис. 23), на-
званная по имени предложившего ее специалиста «пуш-
кой Бостика», или, как еще говорят, «пуговичной пушкой»,
всем своим видом оправдывает это название. Этот ускори-
тель очень напоминает пуговицу, сделанную из изолятора
и стежком прошитую проводниками. Порция молекул ра-
бочего тела поступает в пространство между двумя электро-
дами, конденсируется, оседая в промежутке между ними,
и заплавляет его. В этот момент подается рабочее напря-
жение. В области расплава возникает электрическая дуга.
Рабочее тело в межэлектродном зазоре ионизируется, из
него образуется облачко — сгусток плазмы. Разряд тока
25 См. «Техника — молодежи», 1963, К® 3.
112
24. Плазменный двигатель — ударная трубка с ускорением ра-
бочего тела магнитным давлением
1 — подвод газа; 2 — виток электрического тока, создающий тягу;
3 —катушка магнитного поля; 4 — прерыватель тока; <5 — конденсатор;
6 — источник питания; 7 — цилиндрические электроды; 8 — направление
истечения газа (выхлоп)
большой силы оказывается в поперечном магнитном поле
того же тока, проходящего по электродам. Магнитное
поле сжимает и выбрасывает плазму вдоль зазора со ско-
ростью от 2 • 104 до 4 • 104 м/сек. Уходящие сгусткп плазмы
«сжимаются» магнитными силовыми линиями в замк-
нутые вихревые «бублики» — кольца, или плазмоиды, на-
поминающие кольца, которые выпускает курильщик.
Кольца плазмы можно получить также за счет взрыво-
образной вспышки разряда между проводниками, приводя-
щей к их испарению. В таких случаях рекомендуется на-
носить на проволоку покрытие из вещества с малым атом-
ным весом, первоначально дающего легкие ионы, обеспе-
чивающие устойчивый разряд. Однако этот способ свя-
зан с расходом электродов. Поэтому можно использовать
схему подачи рабочего тела, описанную выше, либо
получать сгустки плазмы путем взрыва дополнительной
проволоки, подаваемой до пересечения с электродами26.
На рис. 24 показана схема еще одного ускорителя с
разгоном плазмы за счет магнитного давления. Если уско-
ритель этого типа работает в импульсном режиме, его ча-
сто называют ударной трубкой. Газ непрерывно входит в
26 См. S. Kash, W. Starr. «Manual Meeting of the American
Rocket Soo.», 1959, 16 November, p. 1008—1059.
113
полость между двумя цилиндрами. Когда рубильник 4
включается, между цилиндрическими электродами 7 воз-
никает бубликообразный по форме разряд тока. По мере
разрядки конденсатора этот виток под действием собст-
венного магнитного поля тока, идущего по электродам пер-
пендикулярно направлению тока в разряде, разгоняется и
подобно поршню толкает перед собой газ. Возникает удар-
ная волна, которая распространяется перед витком тока.
Катушки, окружающие полость ускорителя, создают сла-
бое осевое магнитное поле, которое, с одной стороны, по-
добно магнитной бутылке предотвращает уход плазмы на
стенку и, следовательно, уменьшает потери энергии, а с
другой, закручивает разряд, обеспечивая его большую рав-
номерность. Газ между витком тока и ударной волной на-
гревается и приобретает направленное движение.
В ускорителе примерно половина подведенной энергии
переходит в кинетическую энергию газа, другая полови-
на — в тепловую энергию. Расширяющееся сопло позво-
ляет часть тепловой энергии газа дополнительно исполь-
зовать для увеличения его скорости.
Создаются и комбинированные ускорители, в которых
магнитное поле возникает как благодаря токам, протекаю-
щим по внешним катушкам, так и вследствие собственно-
го поля тока на электродах, и взаимодействует с токами
внутри плазмы. К таким устройствам можно отнести
ускорители с вращающейся плазмой и со скрещенными
полями.
Ускоритель вращающейся плазмы по схеме не отли-
чается от ударной трубки (см. рис. 24) и также может
работать в импульсном режиме. Основная разница между
ними в том, что в этом устройстве внешней катушкой 3
создается сильное магнитное поле.
Ускоритель также представляет собой два соосных ци-
линдра, разделенных изолятором. Внутренний металличе-
ский цилиндр «роторного ускорителя» служит катодом,
внешний — анодом цепи.
Вокруг наружного цилиндра располагается специаль-
ная обмотка, которая питается током от внешнего источ-
ника и создает сильное магнитное поле, направленное
вдоль ускорителя по оси цилиндров. В зазор между ци-
линдрами подается рабочее тело (например, газообраз-
ный водород). Электрический разрядный ток пропускается
поперек ускорителя от внешнего цилиндра к внутреннему.
114:
В результате разряда в частично ионизированном газе по-
являются свободные электроны и собственное «вморожен-
ное» в него магнитное поле. Под действием этих двух по-
лей электроны частично ионизированной плазмы интен-
сивно закручиваются вокруг оси и равномерно ионизи-
руют плазму, вся масса которой вовлекается во вра-
щение.
Одновременно под действием поля наружной обмотки
и «вмороженного» магнитного поля, создаваемого током,
протекающим по электродам и в плазме, она смещается,
«дрейфует» по оси ускорителя и выбрасывается из
сопла.
Такая система позволяет получать весьма высокие ско-
рости истечения рабочего тела. Однако ее коэффициент по-
лезного действия уменьшается главным образом из-за
повышенного выделения тепла в электродах.
В последнее время все шире изучается плазменный
ускоритель с криволинейными сопловыми электродами,
основанный на так называемом электромагнитном пинч-
эффекте.
Первые экспериментальные работы с устройствами та-
кого типа для физических целей были проведены акаде-
миками И. В. Курчатовым и Л. А. Арцимовичем.
Что же это за эффект? После того как в газе, заполня-
ющем цилиндрический объем между двумя круглыми
электродами, возникает разряд (рис. 25), ток оказывается
сконцентрированным в тонком цилиндрическом слое на
внешней поверхности газа. Возникающее вокруг слоя маг-
нитное поле, взаимодействуя с продольным током в газе,
сжимает столб газа как бы в узкую трубку, направленную
к оси электродов. Разряд как бы сжимает сам себя. В на-
правлении к оси электродов возникает сильная ударная
волна и из отверстия в электроде выбрасывается плазма.
На рис. 25, а, б, в показаны три последовательных по-
ложения самосжатого разряда, передвигающегося к оси.
Если изменить форму электродов так, чтобы они обра-
зовали сопло, то «обратное» отражение фронта ударной
волны от оси ускорителя будет ничтожным п кинетическая
(скоростная) энергия радиального движения будет преоб-
разовываться в энергию продольного движения гораздо
выгоднее, чем в том случае, когда газ вытекает из отвер-
стия по оси одного из электродов. Преобразование энергии,
запасенной в конденсаторах, в скоростную энергию выбра-
115
25. Действие электромагнитного пинч-эффекта в случае прямой
разрядной трубки с соплом
а — начало разряда; о — некоторое время спустя; «—ударная волна до-
ходит до оси
1 — положительный электрод; 2 — магнитное поле на поверхности;
3 — сопло; 4 — отрицательный электрод; 5 — поверхностный ток:
6 — конденсатор; 7 — разрядник; 8 — магнитный поршень; 9 — сжатый
ускоренный газ; 10 — ударная волна; И — незатронутый газ
сываемого газа выгоднее производить по крайней мере за
шесть сжатий плазмы во время одного разряда конденса-
торов, что соответствует трем полным циклам изменения
тока.
На рис. 26 показана схема двигателя такого типа с кри-
волинейными электродами, у которого в качестве рабочего
тела используется азот. Одновременно с четырьмя импуль-
сными впрысками азота разряжается конденсатор напря-
жением 3000 в. Полученная группа из четырех порций
рабочего тела ускоряется и каждые две секунды выбрасы-
вается через сопло как один плазменный разряд. Это дает
тягу около 5 г. Достигнута удельная тяга до 400 кГ •
• сек/кг. Мощность, которая затрачивалась бы для обе-
спечения работы этого движителя при коэффициенте по-
лезного действия 100%,— 1 кет.
116
Наконец, остановимся на описании ускорителя с бегу-
щей волной (рис. 27). Сгустки плазмы, полученные в од-
ном пз описанных источников, например в высокочастот-
ном, подаются в трубу ускорителя. Вдоль нее за счет раз-
личного изменения напряжения, создаваемого в окружаю-
щих трубу катушках, возникают магнитные волны. Пере-
мещаясь вдоль ускорителя, они действуют подобно маг-
нитным зеркалам, которые последовательно захватывают
и отражают сгустки плазмы. Такой ускоритель в наиболь-
шей степени напоминает электромагнитную пушку «навы-
ворот», с которой мы начали рассказ об электроракетных
плазменных двигателях.
Отметим, что создание легких схем, обеспечивающих
необходимый характер напряжения на катушках, а так-
же накопителей энергии большой мощности затруднитель-
но. По весовым данным ускоритель с бегущей волной
будет уступать другим своим собратьям — ускорителям
плазмы.
При изучении плазменных двигателей и космических
аппаратов на Земле их модели и даже целые аппараты
помещаются в вакуумные камеры, где создается низкое
давление, имитирующее вакуум космического простран-
ства.
Сообщения иностранной печати свидетельствуют о том,
что в лабораторных условиях с помощью плазменных дви-
гателей получены тяги от нескольких граммов до кило-
грамма и выше и удельные тяги (импульсы), в 10—20 раз
превышающие те, которые удается обеспечить с исполь-
зованием современных жидкостных реактивных двигате-
лей 27
Опубликованы результаты исследования модельного
электродугового двигателя мощностью 30 кет, проработав-
шего непрерывно 50 часов, выбрасывающего гелий и во-
дород со скоростью до 15 км/сек. Тяга двигателя достигла
300 а28.
В. X. Бостик сообщил о постройке пульсирующего дви-
гателя с тягой около 20 г, выбрасывающего 100 сгустков
плазмы в секунду со средней скоростью до 10 км/сек.
Выше (см. рис. 26) был описан плазменный двигатель
с криволинейными сопловыми электродами, выбрасываю-
27 Р. К ] a s s. «Aviation Week», 1959, v. 71, № 23, р. 86, 87, 89—90.
28 J. Richard, J. Connors, Mironer. «XI Tlnernat Astrona-
ut. Congr». Stockholm, I960, p. 232—245.
117
10
26. Плазменный двигатель с использованием пинч-эффекта
1—баллон с рабочим телом (азотом) объемом 1,7 см3; 2—редуктор,
снижающий давление до 70 кг/см2\ 3 — фильтр с отверстиями 2мк; 4 —
редуктор, снижающий давление от 0,04 кг/см2\ 5 — камера (рессивер) с
азотом; 6 — регулирующий «впускной» клапан; 7 — синхронизатор по-
дачи азота в ускоритель; 8 — контроллер команд; 9 — конденсаторы;
10 — разрядник (управление разрядом конденсаторов); 11 — источник
электропитания
27. Плазменный двигатель с бегущей волной (схема действия
ускорителя)
1 — источник (подача) плазмы; 2 — секции магнитных катушек; з —
линии магнитного поля; 4—плазма; 5 — направление движения магнит-
ных волн и плазмы; 6 — фазовый контроль; 7 — трехфазный источник
энергии
щии каждые две секунды сгусток плазмы со скоростью
30—40 км!сек и создающий тягу около 5 г.
В барокамере непрерывно в течение 60 часов испыты-
вался пульсирующий плазменный двигатель с тягой в им-
пульсе 9 г при частоте 17 циклов в секунду29. Одним из
двигателей с непрерывным течением развил тягу до 1,6 кг30.
В декабре 1964 г. сообщено о том, что впервые в кос-
мосе плазменные двигатели работали на борту советской
автоматической станции «Зонд-2». Они обеспечивают та-
кое положение станции, при котором панели с солнечны-
ми элементами обращены к Солнцу и освещенность их
максимальна. В таком положении к приборам и обору-
дованию станции поступает наибольшее количество
энергии.
Электростатические ионные двигатели. В одной из за-
писных книжек Годдарда в 1906 г. отмечено, что электри-
чески заряженные частицы могут применяться для созда-
ния тяги. К 1911 г. относится впервые опубликованное
К. Э. Циолковским предложение о путях создания элект-
роракетных двигателей вообще и электростатических дви-
гателей, в частности. О возможностях электрических ра-
кетных двигателей писал в 1913 г. Э. Пельтри. Польский
исследователь Ф. Улинский в 1915 г. предложил ионный
двигатель, работающий с использованием солнечной энер-
гии. Подробнее о возможностях использования «электри-
ческого ветра» для обеспечения космических полетов рас-
сказал в 1923 г. в книге «Путь в мировое пространство»
Г. Оберт. Позже последовал целый ряд теоретпческих раз-
работок. Естественно, что ионные двигатели наиболее изу-
чены по сравнению с другими двигателями будущего,
предназначенными для получения очень больших скоро-
стей.
В 1954 г. Е. Штулингер описал особенности ионных
двигателей и предложил ввести ряд характеристик, позво-
ляющих оценивать совершенство их конструкции. Разви-
вая идеи Циолковского, он предложил в качестве рабочих
веществ для ионных двигателей цезий и рубидий. Эти ме-
таллы выбраны потому, что их атомы обладают сравни-
тельно большим весом и хорошо ионизируются, так как их
29 См. «Space Aeronautics», 1962, 37, № 1; «Aero Space manage-
ment», 1961, 4, № 10.
30 См. «Astronautics», 1962, 7, № 6.
110
внешние электроны слабо связаны с атомом. По сравнению
с другими щелочными металлами цезий имеет наиболее
низкую температуру плавления (35°) и теплоту парооб-
разования, наибольшую плотность (1,873 г/см3) и обла-
дает наименьшей энергией ионизации (3,87 эв).
Как уже отмечалось, ионные двигатели по способу по-
лучения рабочего тела — ионов — разделяются на кон-
тактные и газоразрядные. Контактные (поверхностные)
источники ионов особенно интенсивно изучались на пер-
вом этапе разработки ионных двигателей.
В таком источнике цезий или рубидий нагреваются до
испарения и поступают в ионизационную камеру, где уста-
новлена раскаленная решетка (катализатор), выполнен-
ная, например, из пористого вольфрама с диаметром пор
1—2 микрона (рис. 28) 31. Вольфрам обладает существен-
ной работой выхода (4,5 эв). Это значит, что внедривше-
муся в него электрону трудно «вырваться» обратно. Воль-
фрам нагревается до температуры около 800° с помощью
ленточного или спирального нагревателя. При прохожде-
нии (диффузии) атомов цезия через решетку от них от-
рываются электроны. Атомы ионизируются и приобрета-
ют положительный электрический заряд. При этом число
ионизированных атомов достигает почти 100%. Затем
ионы разгоняются с помощью электростатического поля в
тяговых камерах, где господствует естественный вакуум
космического пространства, до скоростей порядка 80—
200 км!сек. Электростатическое поле образуется вследст-
вие подачи очень высокого напряжения на ускоряющие
электроды 9.
Поток ионов должен быть хорошо сфокусирован, что-
бы они не попадали на ускоряющие электроды, так как это
вызывает интенсивную эрозию — размывание электродов.
Ускоряющие электроды выполняются сетчатыми или пла-
стинчатыми. Обычно они сгруппированы в многопучковые
или многокольцевые сборки. Большое внимание уделяет-
ся разработке электродов, формирующих (S) и разгоняю-
щих (9) ионный пучок, так называемой ионной оптике.
Поскольку одноименно заряженные частицы взаимно от-
талкиваются, достигаемая плотность их потока, имеющего
объемный заряд, существенно ограничивается, и размеры
31 R. Н. Boden. «Aero Space Engineering», 1959, v. 18, № 4;
«Design News», 1962, № 6, 17.
120
28. Схема секционных ионных двигателей
ci — с ионным источником; б — с положительными и отрицательными
источниками
1 — бак с цезием; 2 — вентиль, з — испаритель, 4 — нагреватель испа-
рителя; 5 —вентили; 6 — нагреватели ионных источников, 7 — пористые
вольфрамовые ионизаторы — источники положительных ионов; 8 — фо-
кусирующие электроды; 9 — ускоряющие электроды, 10 — нейтрализую-
щие электроды; 11 — нейтральная реактивная струя; 12 — бак с шес-
тифторной серой; 13 — поток положительных ионов; 14 — источник
отрицательных ионов; 15 —решетка с нулевым потенциалом; 16 — по-
ток отрицательных ионов
29. Секционный ионный двигатель
1 — бачок с цезием; 2 —ионный источник (пористый вольфрам); 3 —
управляющий электрод; 4 — электрод для нейтрализации ионного пучка;
5 — регулятор расхода паров цезия; 6 — контактная лента; 7 — на-
гревательный элемент ионного источника; 8 — одно из 61 сопла для
выхода ионов
двигателя приходится увеличивать. Скорость ионов зави-
сит от напряженности поля, от природы и величины дав-
ления газа.
Струя разогнанных ионов к моменту истечения из дви-
гателя должна быть нейтрализована. Почему же необхо-
димо нейтрализовать ионы, покидающие ракету? К этому
приходится прибегать, поскольку при выбрасывании толь-
ко положительных ионов корпус аппарата очень быстро
зарядился бы до такого отрицательного потенциала, что
дальнейшее выбрасывание ионов стало бы затруднитель-
ным. Нейтрализация ионов обеспечивает также получение
большей плотности струи рабочего тела, вытекающей из
сопла.
Один из способов получения нейтральной струп заклю-
чается в том, что струя ионов проходит вдоль разогретого
122
30. Конструкция одного из ионных двигателей
1 — вход цезия; 2 — вход масла; 3 — камера подогрева цезия; 4 —
выход масла; 5 — распределительная пластина; 6 — двухрядная иони-
зирующая решетка из вольфрамовых электродов; 7 — ускоряющие элек-
троды; 8 — шесть электронных пушек — нейтрализующих электродов
электрода-эмиттера 10, с которого в нее стекают электро-
ны. В результате образуется поток отбрасываемых ней-
тральных атомов. Другой способ состоит в том, что в дви-
гателе наряду с пучками положительных ионов получают-
ся и разгоняются пучки отрицательно заряженных ча-
стиц (см. рис. 28, б). Эти пучки, смешиваясь и взаимодей-
ствуя на выходе, также дают нейтральную реактивную
струю.
Устройство одного из многосекционных ионных дви-
гателей и работа его элементов показаны на рис. 29.
Конструкция другого ионного двигателя представлена на
рис. 30.
Из испарителя перегретый пар цезия поступает в ка-
меру. Чтобы в камере не происходило конденсации пара,
она снабжена рубашкой, через которую прокачивается го-
рячее масло. Из камеры пар через калиброванные сопла в
распределительной пластине 5 поступает в ионизатор —
двухрядную решетку из вольфрамовых электродов. Полу-
ченные ионы разгоняются с помощью ускоряющих элект-
123
родов 7, проходят у нейтрализующих эмиттеров 8 и вы-
брасываются из движителя.
Наиболее важные газоразрядные источники ионов —
источники с электронной бомбардировкой и дуговой источ-
ник — дуоплазмотрон фон Арденна. В источнике с элект-
ронной бомбардировкой электроны, подобно электронам в
электронно-лучевой трубке, эмиттируются — излучаются
катодом. Затем они удерживаются и формируются около
катода электрическим полем в колеблющееся электронное
облако. Газообразное рабочее тело впрыскивается в это об-
лако. Электроны бомбардируют атомы газа и ионизируют
его. Полученные ионы разгоняются электрическим полем и
выбрасываются из движителя. Электроны облака, обла-
дающие наибольшей энергией, не удерживаются полем у
катода, вырываются из облака и нейтрализуют истекаю-
щий поток.
Поскольку нейтрализация ионного пучка электронами
происходит интенсивно, описываемый движитель в мень-
шей степени, чем источник с контактной ионизацией, под-
вержен ограничениям по плотности струи. Он может обес-
печить большие значения тяги на единицу лобовой пло-
щади, чем другие электростатические двигатели. В каче-
стве рабочего тела могут использоваться азот, водород,
двуокись углерода, ртуть и даже продукты дыхания че-
ловека.
Главное достоинство другого дугового источника ио-
нов — дуоплазмотрона — возможность успешной иониза-
ции ряда элементов (рис. 31). Используя его, можно, на-
пример, получить тяжелые ионы ртути, свинца и висму-
та. Дуга высокой энергии зажигается между центральным
и кольцевым электродами. Плазма подается через осевое
отверстие центрального электрода. Дуга сжимается внеш-
ним магнитным полем. При высокой температуре в плаз-
ме генерируется множество ионов. Еще один — второй
кольцевой электрод «вытягивает» эти ионы из плазмы.
Извлеченные таким образом ионы затем ускоряются
электрическим полем. Желательно, чтобы извлекаемые
ионы сосредоточивались в малом объеме и имели одинако-
вую начальную скорость, что обеспечивает их лучшую
фокусировку.
Считается, что каждый быстрый ион, которому удалось
вырваться из потока и удариться о поверхность электро-
да, выбивает из нее до 10 атомов. Поэтому необходимо,
124
1 — к источнику электроэнергии (400 вт, 100 в переменного тока); 2 —
питание дуги (0 — 150 в); 3 — питание ускорителя (электрод системы вы-
тягивания, 0 — 100 кв); 4 — ускоряющий электрод; 5 — замедляющий
электрод; 6 — кольцевой электрод — магнитопровод, в зазоре 5000 гс;
7 — питание магнита; 8 — испаритель; 9 — насос с электроприводом;
10 — бак с рабочим телом; 11—упругий «мешок»; 12 — баллон со сжатым
газом системы выдавливания рабочего тела; 13 — изоляция (слюда);
14 — подвод рабочего тела; 15 — нить накала; 16 — образующаяся
плазма; 17 — питание нити накала 30 а, 2,5 в
чтобы электроды, формирующие поток ионов, обладали
высокой фокусирующей способностью. Если хотя бы один
из каждых десяти тысяч ускоряемых ионов попадает на
электроды, необходимо предусматривать периодическую
замену электродов. Необходимость жидкостного охлажде-
ния источника и создания интенсивного магнитного поля
утяжеляет источник. Это так же, как износ электродов
дуоплазмотрона,— его недостатки, с которыми «воюют»
специалисты.
Высказываются соображения о том, что наименьшее
значение удельной тяги ионных двигателей 7500 кГ •
• сек/кг, а наибольшее значение удельной тяги, достижи-
мое при приемлемых весах установок и привычных нам
преобразователях тепла в электрическую энергию может
составить до 20 тыс. кГ • сек/кг.
125
32. Зависимость скорости
истечения рабочего те-
ла от величины уско-
ряющего напряжения и
массы частиц (пункти-
ром очерчена область
пелесообразного приме-
нения ионных двигате
лей)
1 — водород (ц = 1); 2 —
натрий (ц, = 23); 3 — сви-
нец (ц = 207); 4 — цезий
(ц = 133); 5 — ртуть (ц=
=200); 6 — уран (ц = 238)
Для выполнения каждой задачи, в зависимости от схе-
мы и назначения космического корабля, может быть най-
дена наиболее выгодная скорость истечения. На рис. 32
показана зависимость скорости истечения от ускоряющих
напряжений для ряда рабочих тел с постоянной массой32.
Специально выделена область оптимальных скоростей исте-
чения и ускоряющих напряжений для двигателей орби-
тальных (от 20 км/сек} лунных и межпланетных аппара-
тов (до 500 км/сек}, соответствующая ионным двигателям.
Ускоряющее напряжение для исключения опасности про-
боев не следует принимать очень высоким.
Как видно из рис. 32, цезий действительно выгодно
применять для ионного двигателя. Применение рабочих
тел с большой массой позволило бы уменьшить площадь
тяговой камеры. Однако для этого необходимо разработать
метод ионизации частиц «тяжелых» рабочих тел.
Недостатком ионного двигателя по сравнению с други-
ми типами двигателей являются слишком большие габа-
ритные размеры. Однако если рассмотреть ионолет в це-
лом, этот недостаток, оказывается, не играет очень уж
большой роли. Силовая установка ионолета состоит из
двух самостоятельных установок. Одна из них обеспечи-
вает получение электроэнергии, другая служит двигате-
лем и обеспечивает подготовку и последующий разгон ра-
бочего вещества, выбрасываемого из камеры для создания
32 См. «Вопросы ракетной техники», 1959, № 17; 1960, № 10.
126
тяги. Однако габариты и массу ионолета определяет в ос-
новном энергоустановка.
Рассмотрим в качестве примера несколько схем ионо-
летов33. Остановимся на проекте, в котором предлагается
небольшой автоматический космический аппарат-ионолет
для облета планет солнечной системы (рис. 33, б).
Аппарат «решает» порученные ему задачи, передает
информацию по радио и после этого не возвращается на
Землю.
Вес этого аппарата, стартующего с орбиты искусст-
венного спутника, 1,5 т\ из них 100 кг приходится на ра-
бочее тело и почти 700 кг — на полезный груз (включая
приборы для управления). Вес неэкранпрованной атомной
энергетической установки и электрической системы —
520 кг, вес корпуса ионолета — 70 кг.
Отсек с исследовательским оборудованием должен вы-
двигаться от энергетического источника на телескопиче-
ских стержнях. Приборы (хотя бы с одной стороны) за-
щищаются от излучения реактора. В качестве источника
энергии двигателя предусматривается ядерный реактор
тепловой мощностью около 1000 кет. Тепло от реактора
отводится жидким натрием и передается в теплообменни-
ке ртути. Образующиеся пары ртути вращают турбину
электрогенератора, превращая в полезную электроэнергию
всего около 200 кет. (В подобных паротурбинных установ-
ках трудно получить к. п. д. больше 20%). Затем отрабо-
танный пар поступает в конденсатор, где отдает свое теп-
ло натрию, предварительно прошедшему через радиаторы,
необходимые для отвода из системы излишнего тепла, от-
вечающего мощности почти 800 кет.
Радиаторы-излучатели должны иметь гигантскую по-
верхность для сброса большей части тепловой мощности
реактора и до выведения аппарата па орбиту спутника
находятся в сложенном виде. Только при начале работы
ионного двигателя под воздействием внутреннего дав-
ления они должны развернуться. Одновременно с этим
отсек с исследовательским оборудованием выдвигается
вперед.
Электрическая энергия используется для подогрева це-
зия до температуры 800° и накала вольфрамовых решеток,
33 См. D. Р. Ross. «SAE Journal», 1959, v. 67, № 7, р. 40—42;
К о v а с i k and D. P. Ross. «Nuclear Ion Rocket.», SAE. J., July,
1959; «Aviation Week», 22 X 1962.
127
33. Ионолет с дисковым «зонтичным» излучателем (а) и с прямо-
угольными излучателями (б)
1 — ядерный реактор; 2—излучатель; 3—потоки частиц; 4 — защитный
экран (от излучений реактора); 5 — электрогенератор; 6 — бак рабочего
тела; 7 — конструкции для разнесения частей аппарата (реактора и
космической лаборатории); 8—космическая лаборатория; 9 — выходная
часть ускорителя
на которых он ионизируется. Основная часть мощности
расходуется в ускорителе, где поток ионов под действием
электрического поля приобретает скорость до 200 км!сек
и вытекает с присоединившимся к нему потоком электро-
нов через сопло. Общая сила тяги двух двигателей соста-
вит лишь 0,15 кг (их удельный вес 4,7 • Ю3) и аппарату
удастся сообщить ускорение всего 0,01% от ускорения
силы тяжести на Земле.
Столь ничтожные величины тяги и ускорения могут
показаться недостаточными для дальних космических ко-
раблей. Но не нужно забывать, что на разгон «земной» ра-
кеты с жидкостным реактивным двигателем отводятся де-
сятки секунд, да и движется она в сильном поле тяготе-
ния Земли. Космический корабль будет испытывать
128
значительно меньшее притяжение к небесным телам. По-
этому даже при столь малой тяге он постепенно наберет
значительную скорость.
Как показывают предварительные расчеты, космиче-
ский корабль-ионолет для доставки на Марс груза в 150 т
должен весить при старте около 730 г и иметь на борту
около 370 т рабочего тела. Двигательная установка вклю-
чает несколько тысяч секций и размещается в центре тя-
жести корабля между реакторами и кабинами экипажа.
При мощности электрогенератора установки 23 тыс. кет
двигатель, в котором ионы разгоняются под действием
электрического поля напряжением до 4900 в, смог бы раз-
вить тягу до 49,5 кг и сообщить аппарату ускорение по-
рядка 7 • 10~4 м!сек 2.
Отвод тепла, необходимый для конденсации пара за
турбиной, предлагается осуществить с помощью огромно-
го диска — излучателя (см. рис. 30, а) диаметром 115 м,
толщиной 6 еле в центре и 1 еле по краю.
После достижения наибольшей скорости аппарат дол-
жен затормозиться на второй части пути к Марсу. Про-
должительность путешествия в один конец (78 млн. км) -
примерно 400 суток.
В 1959 г. был опубликован другой оригинальный про-
ект ионолета34. Электроэнергию, необходимую для пита-
ния его двигателя и оборудования, предлагается получить
от 200 термоэмиссионных преобразователей, размещенных
на поверхности реактора и создающих при нагреве като-
дов до 2500° электрический ток напряжением 0,5 в. После-
довательное соединение элементов позволяет получить
100 в. Реактор мощностью 1000 кет должен содержать
200 кг карбида урана. Поскольку реактор предлагается
буксировать в отдалении от аппаратуры на тросе длиной
1800 м, это позволит уменьшить его общий вес вместе с за-
щитой от излучения до 3,5 т. Предполагаемое ускорение
системы в космосе около 0,001 м!сек2.
Разработан и опубликован также проект ионолета с
энергетической установкой, имеющей выходную мощность
1000 явг35. Предполагаемый вес всей энергетической
системы около 4 т (удельный вес 4 кг!квт). Длина
34 См. A. L. Н u s п е г. Rocketdyne Report, 1959.
35 Megawatt electrical power in space. «Astronautics», Dec.
1960.
5 P. Г. Перельман
120
всей системы от реактора до ионного двигателя — около
9 м.
В системе несколько контуров. В первичном контуре
реактор — теплообменник — насос циркулирует литий.
Его температура на выходе из реактора 1175° С. В тепло-
обменнике тепло отводится в четыре контура машинных
преобразователей мощностью по 250 кет. В этих контурах
теплоноситель — калий. Его температура на входе в тур-
бину — около 690°. Площадь поверхности лепесткового хо-
лодильника-излучателя — около 160 ж2. В нем температу-
ра калия снижается до 590°, он конденсируется и затем
насосом вновь подается в теплообменник.
Подчеркнем, что в космосе сброс избыточного тепла
затруднителен. При отсутствии атмосферы теплообмен за
счет конвекции — естественного перемешивания теплоот-
водящего газа, когда на место нагретого газа к поверхно-
сти конденсатора подходит холодный, невозможен. Отвод
тепла может осуществляться только излучением. Поверх-
ности излучателей получаются очень большими. Вот поче-
му одной из труднейших задач создания ионных двигате-
лей является разработка компактных радиаторов-излуча-
телей. Эти радиаторы должны складываться перед выво-
дом аппаратов на орбиту и затем расправляться в космосе.
Желательно также, чтобы излучатель был всегда ориен-
тирован ребром к Солнцу. Это позволяет ему значительно
интенсивнее отдавать тепло.
Большое влияние на форму излучателя оказывают
требования радиационной безопасности. Считается, что
излучатель должен помещаться в теневом конусе, за-
щищенном от радиации реактора. Поэтому излучатель
да и сам ионолет приобретают форму конуса или плоского
угла. При этом уменьшается вес защиты, она становит-
ся не круговой (как на рис. 33), а теневой, односторон-
ней. Уменьшается и опасность переизлучения, отраже-
ния радиации на кабину экипажа от крыльев излучате-
ля, так как он отгорожен экраном защиты и не радиоак-
тивен.
На рис. 34 показана схема такого ионолета с плоским
«лучевым» излучателем и теневой защитой от реактора36.
При мощности энергоустановки в 40 мегаватт он за
560 дней, включая четырехнедельное пребывание па
36 См. «Вопросы ракетной техники», 1964, № 10.
130
34. Схема ионолета с теневой защитой
1 — реактор; 2 — преобразователь энергии; 3 — холодильник обору-
дования; 4 — основной излучатель; 5 — кабина экипажа; 6 — отсек уп-
равления; 7 — приборы ориентации; 8 — убежище от радиации; 9 —
ионный двигатель; 10 — посадочная ракета; 11 — бак с цезием; 12 — за-
щита; 13 —- ось вращения для создания искусственной силы тяжести
орбите спутника, сможет доставить трех космонавтов к
Марсу и обратно. Посадочная ракета с ЖРД предназначе-
на для высадки с орбиты спутника на Марс и возвраще-
ние обратно на ионолет. Всего в полете должно участво-
вать 5 кораблей и 15 космонавтов, что увеличивает надеж-
ность и безопасность полета.
За последние годы опубликованы сообщения о лабора-
торных испытаниях моделей ионных двигателей малых
тяг, предназначенных для полетов в пределах солнечной
системы или для управления космическими кораблями37.
Одна из полноразмерных моделей такого двигателя демон-
стрировалась еще в конце 1958 г. Двигатель имел цилинд-
рическое сопло длиной примерно 60 см и диаметром око-
ло 23 см. В качестве рабочего тела могли использоваться
четыреххлористый натрий, ртуть, торий, цезий или руби-
дий. Рабочее тело предварительно превращается в газ и
затем поступает в камеру, где с помощью вольтовой дуги
создается ионизирующая его высокая температура. После
этого ионы разгоняются электростатическим полем до
37 См., например, «Aeroplane», 1958, № 2461, р. 906.
5*
131
130—180 км)сек. Тяга двигателя составляет примерно
115 г-
Ионный двигатель, показанный на рис. 29, имеет тягу
1 г, длину 34 слс, диаметр 10 см и вес 0,9 «з38. Сообща-
лось о постройке двигателя с тягой 230 г и скоростью
ионов 135 км!сек. Один из двигателей работал в течение
50 часов, развивая тягу около 300 г при удельной тяге
7750 кГ • сек!кг* его ресурс оценивается в 103 часов39.
В 1964 г. ионный двигатель был испытан на баллисти-
ческой траектории, куда он был выведен ракетной систе-
мой с ЖРД. Вес двигателя равен 5,3 «з, диаметр — около
18 см. Двигатель проработал около 20 минут. При уско-
ряющем потенциале 2,5 • 103 в тяга составила около 3 з.
Удельная тяга достигала 4,9 • 103 кГ • сек/кг. Подтверди-
лась эффективность выбранного способа нейтрализации
пучка. Показано, что наличие ионного двигателя на аппа-
рате не создает помех для радиосвязи. Важно, что у таких
ионных двигателей скорости истечения рабочего тела до-
ведены примерно до 200 км) сек, т. е. до скорости, почти в
40 раз большей, чем та, которая может быть достигнута
при использовании химических топлив.
Высказывались соображения о том, что при разгоняю-
щем напряжении в 40 тыс. в можно получить тягу в
1 г!см2. В этом случае с каждого квадратного метра сече-
ния струи можно будет обеспечить тягу порядка 10 кг.
Это позволит, например, при площади струи 1 м2 полу-
чить для аппарата весом 100 т ускорение около 10_4 м)сек2.
Современные стационарные ускорители в физических
лабораториях разгоняют ионы до многих десятков тысяч
километров в секунду, но интенсивность потока разгоняе-
мых ионов пока ничтожна — миллионные доли грамма в
секунду. В то же время сами ускорители весят десятки и
сотни тонн. Даже при тех больших тягах, которые необ-
ходимы для ионолетов, требуется повысить мощность уско-
рителей, резко снизив при этом их собственный вес. Все
еще слишком много весят и источники электрической энер-
гии, необходимой для работы тяговой камеры ионолета.
Таким образом, к реализации проектов ионолетов мож-
но будет приступить после создания легких, малогабарит-
ных и вместе с тем мощных ускорителей ионов и компакт-
38 «Astronautics», 1961, 1; «Aviation Week», 12 III 1962.
39 См. «VDI — Zeitschrift», 1963, 105, Ks 12.
132
ных источников электроэнергии для них. Эти устройства
должны легко управляться, не бояться повреждений ме-
теоритами, быть приспособленными к работе в космиче-
ском пространстве в течение нескольких лет.
Под солнечным парусом
Почти 100 лет назад К. А. Тимирязев писал, что энер-
гия света — двигатель сложнейшей фабрики органическо-
го вещества в хлорофилловом зерне. Сила солнечного
луча консервируется в зерне растения, переходит в ло-
моть хлеба и вместе с ним в тело человека. Она движет
рукой рабочего, резцом ваятеля, кистью художника, пе-
ром поэта и писателя. Но если все мы — дети Солнца, жи-
вем и двигаемся солнечной энергией после ее сложнейших
превращений, то нельзя ли заставить направленную энер-
гию солнечного излучения двигать космические корабли?
Английский физик Д. К. Максвелл (1831—1879) пред-
положил, что свет представляет собой электромагнитную
волну. Все электромагнитные волны состоят из взаимно
связанных электрических и магнитных полей и распро-
страняются в пустоте с одинаковой скоростью с, равной
2,9976 • 105 км!сек. Однако во всех расчетах, за исключе-
нием самых точных, скорость света в пустоте можно при-
нимать равной 3 • 105 км)сек.
В 1901 г. П. Н. Лебедев (1866—1912) опытным путем
доказал, что свет способен оказывать давление на тела.
Величина давления определяется углом падения лучей на
поверхность и ее отражательной способностью. Но раз свет
оказывает механическое воздействие, то нельзя ли ис-
пользовать это его свойство для движения космического
корабля? Правда, сила давления света весьма мала. На
идеально отражающее зеркало площадью 1 км2, располо-
женное на орбите Земли, солнечные лучи давили бы с си-
лой около 1 кг (или 1 кг/км2), на абсолютно черное тело,
поглощающее все лучи, — с половинной силой (0,5 кг).
В результате оказывается, что даже на самолет-гигант
ТУ-114, летящий в безоблачном небе, солнечные лучи да-
вят с силой лишь в сотые доли грамма, а на всю нашу пла-
нету — с силой около 80 тыс. т.
Солнечное давление — важный фактор, который дол-
жен учитываться при расчете траекторий космических ап-
183
паратов. Так, например, под давлением света существен-
но изменялась форма орбиты американского спутника
«Эхо-1», представляющего собой шар диаметром 30 м из
полиэтиленовой пластмассы весом 60 кг.
Мысль об использовании давления света — «солнечно-
го ветра», надувающего «паруса» космических кораблей,
впервые получила научное подтверждение в расчетах, про-
веденных в 1925 г. советским ученым Ф. А. Цандером
(1887—1933). Идеальный солнечный парус, не подвер-
гающийся износу метеорными телами, должен быть воз-
можно более легким, хорошо укладываться перед запус-
ком и легко расправляться в космосе.
Цандер показал, что «парус», собранный из тонких
пластинок толщиной в тысячные доли миллиметра, на-
бранных из тончайшей проволоки (в космическом про-
странстве вне интенсивных полей тяготения этого было бы
достаточно для сохранения заданной формы зеркальной
поверхности), площадью в 1 км2, мог бы при массе
3 тыс. кг обеспечить получение тягиР ~ 0,75 кг, т. е. дав-
ления р — 7,5 • 10-8 г)см2.
Обозначим через т полную массу космического парус-
ника, которая складывается из массы паруса тп = рпФ1
(где рп — масса паруса, приходящаяся на единицу его пол-
ной поверхности Ф1) и остальной массы аппарата т0. Тог-
да т = то + рпФ1.
Давление солнечного света на единицу поверхности
паруса вблизи орбиты Земли обозначим через р, получае-
мое ускорение через а. Тогда из условия равенства сил,
действующих на космический парусник,
а (т0 + рпФ1) = рФ1 (2,10)
или
рФ1
т0 + РпФ1 •
(2,11)
Подставляя величины, принятые для зеркала Ф. Цан-
дера, т. е. р = 7,5 • 10-8 г!см2 и рп = 3 • 10~4 г • сек2/смг,
получим приближенно, пренебрегая то
7,5-10~8-1 о о . 2
а = з>10-4.1 ‘ = 2,2-10 4 см]сек2.
Нетрудно убедиться в том, что при определенном по-
стоянном удельном весе паруса рп увеличение его площа-
Ди не приведет к увеличению ускорения сверх того, кото-
рое определяется равенством:
В рассматриваемом случае паруснику, находящемуся
на спутнике Земли, при орбитальной скорости 7,9 км!сек,
для приобретения второй космической скорости
11,2 км)сек понадобилось бы около месяца, а для обеспе-
чения скорости ухода из солнечной системы — примерно
65 суток. Отметим, что дополнительный вес легких строп
и полезной нагрузки существенно снизит темп разгона,
полученный в нашем примере.
Ф. А. Цандер в своем предложении предвосхитил дан-
ные солнечных парусов, которые стали осуществимыми
лишь теперь. Сообщалось, что уже созданы прочные
пластмассовые пленки толщиной около 25 микрон, имею-
щие рп — 3 ‘10-4 г‘сж2/сж3, т. е. такой, который прини
мался в предыдущих расчетах.
Вывод на орбиту летательного аппарата, использую-
щего затем солнечный парус, должен осуществляться с по-
мощью термохимических или других «тепловых» ракетных
двигателей.
После вывода на орбиту тяги паруса вполне достаточ-
но для выполнения, правда, в весьма медленном темпе, не-
обходимых маневров в пространстве.
Иллюстрация способа вывода летательного аппарата с
солнечным парусом из сферы притяжения планеты пред-
ставлена на рис. 35. Отметим, что Солнце может само по-
мочь в развертывании паруса, выпущенного на стропах.
Вероятно, что по мере совершенствования технологии
получения легких и хорошо отражающих пленок возмож-
ность использования парусов для передвижения неболь-
ших автоматических лабораторий в солнечной системе бу-
дет возрастать. Уже опубликован проект одной из таких
солнечных яхт — лаборатории с парусом диаметром 70 ж,
имеющей земной вес 10 кг, полезный груз 10 кг и пред-
назначенный для путешествия на орбиту Венеры и обрат-
но к Земле.
Лаборатория должна набирать вторую космическую
скорость, проходя множество витков раскручивающейся
спирали, охватывающей Землю. При этом в моменты дви-
жения против давления солнечных лучей ее парус должен
135
35. Выход солнечного
паруса из сферы
притяжения планеты
(внизу показан раз-
вернутый парус, век-
тора тяги и разрез
материала паруса)
1 — парус; 2 — управ-
ляющие стропы; 3—баб-
бины для намотки строп
и перекоса паруса; 4—
контейнер с исследова-
тельским оборудова-
нием; 5 —'алюминизи-
рованная поверхность;
6 — пластмасса; 7 —
последовательные орби-
ты; 8— переходные трае-
ктории на участке дей-
ствия тяги; 9 — на-
правление солнечного
излучения
сворачиваться (или поворачиваться ребром к Солнцу).
Став спутником Солнца, лаборатория с помощью паруса
постепенно тормозится, уменьшает скорость. В результате
она «падает» на Солнце подобно тому, как снижается на
Землю спутник при торможении, и выходит на орбиту Ве-
неры. Дальнейшее торможение позволяет лаборатории
стать спутником Венеры. После выполнения научных ис-
следований лаборатория, двигаясь по спирали вокруг Ве-
неры, вновь набирает скорость и уплывает, развернув па-
рус, к орбите Земли.
Для полета по внешней относительно Земли орбите, на-
пример к орбите Марса, солнечный парусник, став спутни-
ком Солнца, должен затем набрать дополнительную ско-
рость и удалиться от него. Если наибольшее давление сол-
нечного света на единицу поверхности на орбите Зем-
ли — г3 обозначить через р3, то для произвольного рас-
стояния от Солнца будем иметь
р=рз(:-8)2. (2,12)
136
При удалении парусника от Солнца тяга будет все бо-
лее ослабевать. На орбите Марса тяга паруса составит ме-
нее половины его тяги на орбите Земли. Правда, при этом
солнечное притяжение будет также уменьшаться обратно
пропорционально увеличению расстояния, но все же воз-
можности маневра, особенно после входа в сферу притя-
жения Марса, сильно уменьшатся.
Отражательная способность солнечного паруса со вре-
менем ухудшается в связи с эрозией метеоритами и воз-
можностью относительно быстрого разрушения пластмас-
сы под влиянием космического излучения. В условиях
космического вакуума пластмасса может также возгонять-
ся, сублимироваться. Если эти недостатки удастся преодо-
леть, солнечный парусник может быть использован.
Парус способен поддерживать движение спутников
специальной формы, он может также обеспечить движение
небольших автоматических лабораторий в пределах сол-
нечной системы. Наконец, паруса можно использовать для
разгона при выходе из строя основных двигателей. Одна-
ко все это возможно лишь в пределах планетной системы.
В самом деле, для разгона до скорости, равной 7з скорости
света, что необходимо для «минимального» межзвездного
путешествия, только одному зеркалу Цандера понадоби-
лось бы при постоянной наибольшей достижимой тяге бо-
лее трех тысяч лет!
Очевидно, что использовать свет раскаленных небес-
ных тел для звездолета-парусника, который должен лететь
на больших расстояниях от них,— задача нереальная.
3.
в глубины Галактики
Снова в поисках двигателя
При звездных путешествиях космические корабли вый-
дут за пределы Солнечной системы и достигнут других
звездных миров Галактики. Корабли, способные совер-
шать такие путешествия, мы и назовем галактиче-
скими.
Задача достижения планет других звездных систем
чрезвычайно сложна. Более глубокое изучение этой зада-
чи приводит пока к чрезвычайным трудностям. Отсюда и
проистекает пессимизм ряда ученых, рассматривавших
проблемы межзвездной астронавтики. Что же касается по-
летов к другим галактикам — межгалактических полетов,
то эта задача представляется и вовсе сверхфантастиче-
ской.
Однако расстояния между большинством звезд на мно-
го порядков больше их размеров, в то время как расстоя-
ния между галактиками соизмеримы с их размерами. По-
этому по мере развития внутригалактических путешест-
вий постепенно и, разумеется, в весьма отдаленном буду-
щем, может наступить этап и межгалактических путеше-
ствий.
Важно также отметить, что поиск разумных цивилиза-
ций в одной Галактике затруднен. Трудно судить, в каком
направлении, около какой из многих похожих звезд сле-
дует искать обитаемую планету или пытаться поймать
сигналы.
Может быть, поиск межгалактических сигналов ока-
жется более успешным, чем внутригалактических, тац
13^
как направление на соседнюю галактику более определён-
но. Если бы в соседней галактике была цивилизация, спо-
собная посылать в нашу сторону сигналы мощностью в
десятки миллионов раз большей, чем энергетические
ресурсы, используемые пока на Земле, эти сигналы могли
бы быть приняты. Эта мощность не так уже фанта-
стична, если учесть темпы развития энергетики на
Земле.
Межгалактические сигналы могут охватывать широкий
диапазон частот и расстояний. Их поиск требует обшир-
ных и систематических работ.
Однако задачу перемещения материальных объектов
во Вселенной следует, вероятно, ограничить пока расстоя-
ниями «всего лишь» в несколько десятков световых лет.
Такое ограничение делается для того, чтобы эта задача и
методы ее решения поддавались технической оценке на
уровне наших нынешних знаний и сведений. По-видимо-
му, такой подход позволит в некоторой степени прибли-
зиться к техническим оценкам трудностей и возможностей
создания внутригалактических кораблей.
Оценивая перспективы использования двигателя для
путешествий за пределами Солнечной системы — в Галак-
тике, следует прежде всего выяснить два принципиаль-
ных вопроса.
Во-первых, может ли этот двигатель при разумном
соотношении начальной и конечной масс корабля обеспе-
чить ему скорость, сравнимую со скоростью света. Для это-
го, как следует из формулы К. Э. Циолковского, скорость
истечения рабочего тела может уступать скорости света
не более чем на один порядок, иными словами, она долж-
на составлять хотя бы десятки тысяч километров за се-
кунду.
Во-вторых, возможно ли, используя этот двигатель,
обеспечить громадные энергетические потребности аппа-
рата при полученном соотношении масс с учетом величи-
ны конечной массы.
Выше было показано, что ЖРД и так называемые тер-
мические ядерные двигатели непригодны для полетов за
пределы солнечной системы из-за сравнительно неболь-
шой скорости истечения рабочего тела.
Проведенная расчетная оценка ионного двигателя для
звездного маршрута наименьшей протяженности до Прок-
симы Центавра показала, что если добиться скорости исте-
139
чения рабочего тела около 22% от скорости света \ полет
может быть осуществлен при отношении конечной возвра-
щающейся массы к начальной не более 1,6 • 10~3. Это зна-
чит, что если принять массы кабины корабля с экипажем,
продовольствием и оборудованием, двигателем и энерго-
установкой около 200 т, то масса всего корабля при стар-
те с орбитальной станции с запасом рабочего тела, достав-
ленного к месту сборки звездолета, должна составлять
около 125 тыс. т. Весь полет в оба конца при ускорении
а = 0,2 м!сек1 2 займет при этом 58 лет.
Столь грандиозный вес ионолета, который сможет ре-
шить лишь самую простую задачу — осуществить путе-
шествие к Проксиме Центавра при условии получения
очень высокой (может быть, недостижимой) скорости ра-
бочего тела, свидетельствует о том, что ионный аппарат
мало перспективен для звездных полетов.
Если же оценить массу электростанции для этого ион-
ного двигателя, то задача окажется совершенно нереаль-
ной. Ускорение в 0,2 м!сек2, позволяющее уложиться в
58 лет полета, потребует при таких больших массах ионо-
лета (даже с учетом уменьшения массы при сбрасывании
ступеней) тяги двигателя в 12—25 миллионов ньютон,
т. е. около 1—2 тыс. т. Мощность электростанции при
этом, рассчитанная по уравнению (2,9), будет равна
800 000 млн. кет, что совершенно фантастично. При массе
корабля всего в 200 т нужно было бы получить удельный
вес станции порядка 10“6 кг/квт.
Для квантовой ракеты, когда скорость истечения рав-
на скорости света, при том же времени путешествия
отношение масс получилось бы в 100 раз меньшим, т. е.
потребные тяги и мощности будут меньше, либо, при-
том же отношении масс, можно было бы достичь ско-
рости 0,96 с, т. е. в три раза большей, чем у ионной ра-
кеты.
В заключение следует упомянуть, что если даже воз-
можности ионолета несколько расширятся за счет исполь-
зования в качестве дополнительного рабочего тела частиц
межзвездного газа, то из-за неувязки в весах энергоустанов-
ки на шесть порядков он не сможет быть использован
для звездолетов. Поэтому при создании межгалактиче-
1 Такие высокие скорости истечения «тяжелых» ионов в коли-
честве, необходимом для создания тяги, пока нерациональны и
неосуществимы. Они принимались лишь для принципиальной оцен-
ки возможностей ионного двигателя.
140
36. Удельные тяги, которые могут быть получены
при использовании двигателей известных типов
ских и внутригалактических кораблей усилия следует
сосредоточить, вероятно, на создании кваитолетов. Здесь
также неизбежны огромные трудности по обеспечению
энергетических потребностей, однако снижение масс, а
следовательно, и необходимых тяг (в 100 раз) больше по-
влияет на снижение необходимой мощности, чем повыше-
ние скорости истечения до световой (в 5 раз). Кроме того,
использование реакций аннигиляции не требует специаль-
ной энергоустановки и электрических преобразователей,
так как энергия будет заключена в самом рабочем теле.
При этом становится возможным получить удельные веса
нужного порядка. (Напомним, что, например, для ЖРД
они также малы и могут составлять около 1,4 • 10~4 кг)квт.).
Удельные тяги, которые могут быть получены при ис-
пользовании двигателей известных типов2, а значит, и
скорости истечения, представлены на рис. 36. Напомним,
2 См. Р. Г. Перельман. Двигатели галактических кораб-
лей. Изд-во АН СССР, 1962.
141
что удельная тяга примерно в 10 раз меньше скорости ис-
течения. Как видно, задача создания звездолета принци-
пиально упрощается, если тяга создается за счет непосред-
ственного отбрасывания такого идеального рабочего тела
для галактических кораблей, как электромагнитное излу-
чение.
Установив источник излучения в ракете, собрав его в
пучок с помощью отражающего экрана и «выбросив» че-
рез сопло, мы получим реактивную силу, зависящую лишь
от мощности источника. Но это лишь идея. А что показы-
вают расчеты?
Давление электромагнитного потока, падающего пер-
пендикулярно на поверхность тела, зависит от плотности
электромагнитной энергии (энергии, заключенной в еди-
нице объема) вблизи поверхности. Общий импульс, опре-
деляющий давление, складывается из импульса падающих
и импульса отраженных волн. Если мощность электромаг-
нитной волны, «мощность в луче», падающая на единицу
поверхности тела, равна А, а коэффициент отражения
электромагнитной энергии — 7?, то плотность энергии
электромагнитных волн вблизи поверхности равна давле-
нию света на единицу поверхности:
/>ед=£(1+Я). (3,1)
Таким образом, давление света возрастает с ростом ко-
эффициента отражения 7?, который может изменяться от
0 до 1. Совершенно ясно, что экран звездолета должен от-
ражать как можно большую часть энергии падающей на
него электромагнитной волны.
Какими же могут быть электромагнитные излучения,
отбрасываемые экраном звездолета? Известные и изучен-
ные с помощью специальных приборов электромагнитные
волны занимают огромный интервал длин волн и их частот
(рис. 37).
Ряд свойств электромагнитных волн можно объяснить
только тем, что им присущи свойства ограниченных ча-
стиц, или квантов, излучения, обладающих определенной
энергией и количеством движения. Как энергия кванта,
так и его количество движения определяются частотой
волны. Чем больше длина волны, тем меньше ее частота.
Современная физика показала, что поток света имеет
прерывистое строение и состоит из отдельных порций
142
37. Спектр электромагнитных волн
(квантов) света — фотонов, обладающих определенными
значениями энергии. Лишь благодаря малости фотонов и
их огромному числу излучение представляется непрерыв-
ным процессом. Фотоны различны по своим энергетиче-
ским характеристикам, что зависит от частоты колебаний.
Импульс света, который передается на единицу площа-
ди экрана в единицу времени, равен
F — —
С
(3,2)
где Е — энергия излучения, с — скорость света.
Если поверхность поглощает все кванты, то этот им-
пульс и будет представлять собой давление электромагнит-
ного потока; если поверхность отражает часть квантов,
уносящих импульс обратного направления, она получит
дополнительный импульс R • —, и полный импульс будет
определяться той же зависимостью, что и зависимость
(3, 1).
Для обеспечения энергетических и тяговых потребно-
стей звездолета необходимо найти способы интенсивно и
нацело превращать ядра атомов в электромагнитное излу-
чение, минуя сложную и тяжелую электростанцию. Такие
процессы могут быть получены при разработке ряда новых
принципиально возможных направлений.
Одно из них заключается в использовании явления,
которое возникает при слиянии частиц с античастицами.
Античастицей принято называть такую элементарную ча-
стицу вещества, которая по заряду противоположна обыч-
143
ной частице, имеющей ту же массу. Например, электрон
имеет отрицательный заряд, а его античастица позитрон —
положительный. Нейтрон совсем не имеет заряда, но и для
него нашлась частица «навыворот» — антинейтрон, имею-
щий противоположное направление вращения. Веще-
ство, состоящее из античастиц, называется антивеще-
ством.
Античастицы в нашем мире недолговечны: столкнув-
шись с обычными частицами и пройдя цепочку реакций,
они аннигилируют — нацело «исчезают» с выделением
всей массы и энергии в форме гамма-частиц, фотонов, ме-
зонов и других излучений. При аннигиляции, например,
протона и антипротона образуются, помимо у-квантов
(электромагнитное излучение), другие частицы, например
л--мезопы. Эти мезоны за время 2,5 • 10“8 сек. распадают-
ся на ц±-мезопы и нейтрино, а затем мезоны через
2 • 10~6 сек. распадаются на [^-излучение (позитроны и
электроны) и два нейтрино. За это время мезоны успева-
ют пройти в среднем расстояние порядка сотен метров,
километров. Примерно такие же расстояния проходят и
другие частицы, образующиеся в других вариантах анни-
гиляции до момента, пока они полностью превращаются в
электромагнитное излучение.
При аннигиляции на единицу массы, участвующей в
физической реакции, выделяется энергия, соответствую-
щая излучению массы покоя вещества или ее части:
Е — М • с2. Быть может, будут найдены и другие эффек-
тивные способы получения значительной части энергии,
заключающейся в массе покоя вещества.
Однако в сколько-нибудь значительных масштабах по-
добные процессы пока осуществить не удалось. Для кван-
толета понадобилось бы создать на Земле мощные источ-
ники — устройства для получения античастиц и добиться
большого их запаса на борту квантолета. Напомним, что
энергетическую проблему решает только запас антиве-
щества, представляющего собой очень емкий аккуму-
лятор.
Можно предполагать, что если бы удалось, например,
создать антижелезо, то его можно было сохранить, удер-
живая «на весу» в вакууме вдали от стенок бака с по-
мощью постоянного магнитного поля. Существует прин-
ципиальная возможность удерживать и немагнитные за-
ряженные тела в переменном магнитном поле и с помощью
144
этого же поля сосредоточивать их в узкий пучок при вы-
брасывании.
Вакуум должен быть очень глубоким. Даже та плот-
ность материи, которая существует в космическом про-
странстве у Земли, может вызвать местную аннигиляцию
и перегрев антивещества. Последует его испарение и взрыв
при контакте со стенками.
Советский физик А. Дмитриев предполагает, что для
хранения антиматерии — позитронов возможно использо-
вание «магнитных бутылок». Такая «бутылка» представ-
ляет собой систему магнитных полей, создаваемых за счет
циркуляции сильных токов по замкнутым катушкам из
сверхпроводящих сплавов, что обеспечит прочность «сте-
нок» без дополнительной подпитки катушек энергией.
«Бутылки» могут быть расположены попеременно в шах-
матном порядке, чтобы по возможности уравновесить вза-
имодействие зарядов. Укрепить равновесие предполагает-
ся с помощью электростатических полей.
Энергия магнитных и электрических полей «бутылок»
по мере их опорожнения, как и материал катушек, также
могут использоваться для обеспечения энергетических по-
требностей корабля.
Следует иметь в виду, что при попытке осуществления
аннигиляции между сколько-нибудь плотными струйками
антивеществ реакция, начавшись на соприкасающихся по-
верхностях, привела бы к мгновенному разбрасыванию
остальной части «топлива» и его использование было
бы ничтожным. Это значит, что антивещества должны
подаваться в весьма разреженном состоянии. Как пока-
зывают расчеты, их плотность не должна превышать
10~10 г1см2.
Излучение, возникающее при аннигиляции, будет вред-
но действовать на экипаж и приборы космолета.
Ниже показано, что в будущем, по-видимому, возмож-
но создание таких комбинированных экранов или такое
преобразование электромагнитной радиации, которое поз-
волит устранить недопустимое воздействие излучений на
экипаж и конструкции звездолета. В то же время экраны-
отражатели обеспечат направление мощного электромаг-
нитного луча, создающего тягу, в сторону, противополож-
ную направлению движения корабля.
14$
Скорости и сроки межзвездных
путешествий
Оценим скорости и время, необходимые для соверше-
ния межзвездного путешествия, а затем запасы топлива,
которые могут понадобиться разведчикам Вселенной. По-
пробуем также предугадать способы обеспечения энерге-
тических потребностей звездолетов.
Как уже отмечалось, для звездолетов в обозримом бу-
дущем будет характерна незначительная величина абсо-
лютной тяги по сравнению с их массой (весом). Ясно, од-
нако, что чем меньше тяга, тем медленнее разгоняется
звездолет, и время, которое должно быть затрачено на пу-
тешествие, может стать чрезмерным. С другой стороны,
наибольшее значение тяги ограничивается тем, что стано-
вятся чрезвычайно велики необходимые запасы горючего.
Примем, что ускорение составляет 0,2 ж/сея2, для чего
тяга двигателя в ньютонах должна составлять примерно
Vs собственной массы звездолета. Предусматривается, что
разгон продолжается до половины пути с последующим
торможением на второй его части, а значит, двигатель ра-
ботает непрерывно (рис. 38, траектория 1—1'). В этом
случае возможна несложная оценка времени полета, на-
пример к Проксиме Центавра с возвращением в Солнеч-
ную систему.
Пройденное расстояние при равноускоренном движе-
нии
Ь = ^-м, (3,3)
где а — ускорение, м!сек2\ ta — время, сек.
Отсюда время полета с разгоном до половины пути к
цели
(3,4)
Расстояние до Проксимы Центавра составляет 4,24 све-
товых лет. Половина этого расстояния (до точки А) равна
2 • 1013 км( 20 триллионов км). Тогда время полета с раз-
гоном составит
2-2-1016
0,2 ~
4,47-108 сек. = 14,2 года.
146
38. Некоторые схемы полетов к Проксиме Центавра
1 — 1' — схема полета «минимального» звездолета при а = 0,2 м/сек2;
2 — 2' — а = 0,4 м/сек2 с постоянно работающим двигателем;
3 — 3' — 3 — а = £зем= 9,81 м/сек2 до rK = 105 км/сек с последующим
выключением двигателя и новым включением для торможения; 4 — 4'—
а — 1 м/сек2 с постоянно работающим двигателем; 5 — 5' — а =
=2 м/сек2 с постоянно работающим двигателем; 6— 6'— 6— а = g3eM =
—9,81 м/сек2 до v к— 2,9-10б км/сек с выключением двигателя и новым
включением для торможения
Столько же времени займет последующее торможение
ракеты до входа в систему Проксимы. Все время путешест-
вия в один конец составит примерно 28,4 года, а в оба
конца — 56,8 лет. Наибольшая скорость к моменту окон-
чания разгона
= ata = 0,2 • 4,47 • 108 = 9 • 104 км/сек.
Аналогично определяется время межзвездного путе-
шествия, если предположить ряд других постоянных уско-
рений: а = 0,4 м/сек2, а = 1 м/сек2, а = 2 м/сек2 (см.
рис. 38, траектории 2—2', 4—4' и 5—5'). Результаты этих
расчетов сведены в табл. 4.
Предположим далее, что постоянное ускорение равно
земному и составляет 9,81 м/сек2. Ракета с этим ускоре-
нием разгоняется до 105 м/сек (рис. 38, траектория
3—3'—3), затем часть пути летит с выключенным двига-
телем (участок 3') и вновь включает его для торможения
147
Таблица 4
К определению характеристик звездолетов, обеспечивающих полет к Проксиме Центавра
Характер работы двигателя Траектория на рис. 38 Ускорение, м/сек2 Наибольшая достигнутая скорость, г?к, км/сек Время путешествия для экипажа годы Необходимый запас массы покоя на каждые 100 т старто- вой массы, т q ——
м0
Двигатель рабо- 1—Г 0,2 0,9-105 56,8 20 0,8
тает непрерывно
2—2' 0,4 1,26-Ю5 40,0 23 0,77
4—4' 1,0 2*105 25,3 48 0,52
5—5' 2,0 2,82-Ю5 18,2 83 0,16
Двигатель рабо- З—З'—З 9,81 105 26,1 10,5 0,77
тает часть вре-
мени 6—6'—6 9,81 2,9-Ю5 10,6 99,2 (Ц=О,52) 0,008
93,8 (ц=0,55) 0,062
86,0 (Ц=О,6) 0,14
перед входом в планетную систему Проксимы Центавра.
Нетрудно рассчитать, что полет в один конец займет все-
го 12,4 + 0,64 = 13 лет, а на все путешествие потребуется
26 лет. Траектория 6—6'—6 отвечает полету при том же
ускорении и разгоне до 2,9 • 105 км!сек.
Однако, поскольку в этом случае скорость полета близ-
ка к скорости света, при оценке срока путешествия для
земного наблюдателя необходимо учесть изменение хода
времени на Земле по сравнению с временем, проходящим
в ракете.
Для определения наименьшей возможной продолжи-
тельности путешествия следует оценить наибольшую ско-
рость, которая может быть достигнута галактическим ко-
раблем. Разгон и торможение на пути к другому миру и
снова разгон и торможение на обратном пути — обязатель-
ные элементы траектории. Напомним также, что только
в том случае, когда вся масса космолета превратится в
электромагнитное излучение, в кванты, им может быть
достигнута предельная световая скорость.
На двукратный разгон до скорости света и на двукрат-
ное фактически полное торможение понадобилось бы че-
тыре полных массы покоя (собственных масс) звездолета.
Неразрешимость этой задачи очевидна. Насколько же мо-
жет приблизиться скорость квантового корабля к скоро-
сти света? Чтобы ответить на этот вопрос, воспользуемся
обобщенным уравнением3 К. Э. Циолковского, которое
может быть использовано в случае, когда аппарат движет-
ся со скоростью порядка скорости света
с
2©п т-
/ \ ₽
/1 — —\
4= —£ (3-5)
где рк — конечная скорость ракеты (скорость в данный
момент); z?p.T.— скорость истечения рабочего тела (для
электромагнитной ракеты при ур.т = с степень выражения,
стоящего в скобках, будет равна V2).
3 В частном случае, когда скорости полета и истечения суще-
ственно меньше скорости света, несложно получить формулу
К. Э. Циолковского для полетов с относительно малыми скоро-
стями.
149
ЛА гъ -WО
39. Зависимость отношения масс для четырехступенчатого
галактического корабля и его стартового «земного» веса (при
возвращенном весе 200 т) от наибольшей относительной
скорости — . Зависимости получены для ряда скоростей ис-
[ с \ *
течения ^параметр т ) при «балластировании» реакции ан-
нигиляции
Выразив -у из уравнения (3,5) при получим
(3,6)
Видно, что для движения со скоростью света надо, чтобы
Мк л
^-=0, т. е. необходимо полное излучение массы покоя
звездолета.
Принимая с = Ур.т. и подставляя в уравнение (3,5)
ряд отношений масс , отвечающих случаю одно-
го набора скорости при равноускоренном движении, по-
150
лучим соответствующие каждому из них наибольшие до-
стижимые скорости ук (рис. 39, кривая 7). Поскольку
преодолеваются четыре этапа разгона — торможения для
всего космолета, следует учетверить полученное отноше-
I Мк V
ние масс, т. е. определить! J > которое и будет соответ-
ствовать отношению масс корабля от момента старта из
солнечной системы до момента возвращения в нее.
В рассмотренном случае для достижения скорости
соответствующей 0,94% скорости света, нужно на каждом
из этапов обеспечить отношение масс, отмеченное точ-
1
кой а, т. е.-д^ ~ у . Условившись, что такое отношение
масс (близкое к отношению масс для одноступенчатых хи-
мических ракет) удастся обеспечить и в одной ступени га-
лактического корабля, приходим к выводу, что ракета
должна состоять из четырех ступеней. В ее головной ча-
сти необходимо разместить грузы, продовольствие, снаря-
жение и экипаж. Тогда общее отношение масс для нее
/1x4 1
составит всего лишь Ц) = {3QQ.
Аналогичные расчеты можно выполнить и для тех слу-
чаев, когда при реакции аннигиляции, помимо квантов
излучения, образуется поток частиц, например мезонов,
и средняя скорость сфокусированного пучка меньше ско-
/ с 1 3
рости света (значения параметра ^“т >2 и Равны 4
и 1 — кривые II и III на рис. 39). Как видно из рисунка,
уменьшение скорости истечения частиц реактивного луча
приводит к необходимости значительного увеличения от-
ношения масс для достижения той же скорости рк-
На рис. 39 приведены также кривые IV—VI, показы-
вающие зависимость стартового веса (массы) четырех-
VK
ступенчатого галактического корабля от того значения— ,
которое должно быть достигнуто. Эти кривые рассчитаны
в предположении, что при возвращении в солнечную сис-
тему последняя ступень звездолета с экипажем, аварий-
ными запасами и оставшимся снаряжением будет иметь
на Земле вес всего 200 т. Как видно из графика, даже при
ур.т. = с (точка А) для достижения 94% скорости света
вес звездолета при старте должен составлять около
1S1
210 тыс. т, а при 95% скорости света (точка Б) — уже
300 тыс. т! Вот почему в технически обозримом будущем
максимальная скорость звездолетов едва ли превысит
0,9—0,94% скорости света.
Энергетические потребности
галактических кораблей
Каковы же действительные энергетические потребно-
сти звездолетов и способы, которые позволили бы их обес-
печить?
Предположим, что звездный корабль имеет при старте
массу Mq = 1000 т = 106 кг.
Предположим, что постоянное ускорение аппарата
а = 0,2 м)сек2. Примем также при первоначальной оценке,
что дополнительное возрастание скорости вследствие
уменьшения массы аппарата в связи с ее расходованием
за время разгона не происходит или относится в запас
расчета.
Стартовая тяга, пропорциональная массе и ускорению,
составит тогда Р = 2 • 105 ньютон, что соответствует в
технической системе единиц примерно 2 • 104 кГ, или 20 т.
Если принять, что двигатель работает, создавая эту тягу,
в течение всего времени путешествия к Проксиме Центав-
ра и обратно, то суммарный расход энергии составит
2?s= P-2L = 2-105 - 2 - 4,05-1016 = 16,1 • 1021 дж = 16,1 •
• 1018 кет • сек = 4,5 • 1015 квт-ч,
где L = 4,24 световых лет = 4,05 • 1016 м — расстояние до
Проксимы Центавра.
Энергетические возможности всех химических горю-
чих ископаемых Земли оцениваются примерно в 23,5 •
• 1015 квт-ч. Следовательно, вычисленное количество энер-
гии, необходимое для полета 1000-тонного корабля, состав-
ляет более одной пятой всех энергетических запасов хими-
ческого топлива на Земле.
Масса химического топлива — смеси спирта с кислоро-
дом (1 кг такой смеси дает при сгорании примерно
2-103 ккал, или около 2 квт-ч) при коэффициенте полез-
ного действия источника энергии ц = 0,5 оказалась бы в
152
миллиард раз больше, чем стартовая масса корабля. Сле-
довательно, она не может быть непосредственно взята на
борт. При этом же коэффициенте полезного действия по-
требная масса ядерного горючего U235 в 400 раз превыша-
ла бы принятую стартовую массу корабля. Ясно, что и
ядерное горючее на борту корабля не может обеспечить
энергетические потребности звездолета.
Оценим возможность обеспечения потребностей звездо-
лета за счет использования энергии, получаемой в ходе
термоядерной реакции в результате синтеза легких эле-
ментов, когда происходит слияние двух легких ядер в одно
более тяжелое ядро.
При весьма трудно осуществимом процессе превраще-
ния водорода в гелий 4Н1 = Не4 + 2е+, из единицы веса
исходного сырья принципиально возможно получение в
восемь раз большего количества энергии, чем при исполь-
зовании единицы веса ядерного горючего U235. Однако да-
же в этом случае необходимая масса топлива почти в 50
раз превышает принятую исходную массу корабля. Сле-
довательно, придется отказаться йот этого «топлива».
Наконец, обратимся к возможностям использования
предполагаемой реакции, в ходе которой масса покоя ве-
щества полностью излучается. Представим, что эта слож-
нейшая проблема решена. Тогда полная энергоемкость
килограмма вещества равна Е = тс2 = 1 (3 • 108)2 = 9 •
• 1016 дж. Это соответствует 2,5 • 1010 квт-ч/кг, или 2,15 •
• 1013 ккал/кг. Как видно, энергоемкость массы покоя
в 1010 раз больше, чем у самой высокосортной химической
смеси. В последнем случае следует уточнить расход мас-
сы покоя с учетом уменьшения массы аппарата по мере
выработки «топлива» и сбрасывания промежуточных сту-
пеней.
Подставляя в обобщенное уравнение Циолковского
максимальную скорость, которая достигается при ускоре-
нии 0,2 м!сек2 за время преодоления половины расстояния
в конце первого участка разгона, получим при ур.т. = с
(0,9.105л72
3-105
А , 0,9-105
1+ 310s
Условимся, что ускорение во время полета постоянно и
лишь четыре раза меняется по знаку (см. рис. 38, траекто-
=0,733.
153
рия 1—Г). Ракета дважды разгоняется и дважды тор-
мозится. Для всего полета в оба конца
(£;)4 = 0,7334^0,29.
Тяга связана с массой и ускорением простым соотно-
шением:
Поскольку принято, что = а = const, и масса ап-
парата по времени изменяется линейно, то и тяга должна
изменяться линейно, т. е.
P = Mq — kt, (3,7)
, Мо — М'
где к =----~t- (Л/ — масса аппарата в конце участка,
для которого определяется средняя тяга).
Средняя тяга, необходимая для определения запасов
«топлива» на участке, будет равна
р д- р
Pcp=^l_2L, (3,8)
где Pq и Рк — начальное и конечное значения тяги.
Тогда, например, на участке 1 (см. рис. 38), т. е. при
разгоне, необходимый расход энергии на каждые 1000 т
стартовавшей массы будет равен около 0,81 • 1015 квт-ч, или
0,8 -1018 ккал и необходимый запас массы покоя на этом
участке
М — Е°~1 = - 0,81-1018 _ ,yg qqq
т)Яед 0,5-2,15- 1013 ~ ' UUU кг.
С учетом уменьшения РСр вычисляются затраты массы
покоя на остальных участках траектории. Общее потребное
количество массы покоя при ее использовании с к. п. д.
Цдв = 0,5 на траектории 1—1' составит 205 т.
Таким образом, запас массы покоя, необходимый для
обеспечения энергетических потребностей «минимального»
звездолета при использовании всего запаса внутренней
энергии вещества с к. п. д. Цдв = 0,5, представляется при-
емлемым. Если предположить, что не исключена возмож-
ность хотя бы частичного набора «топлива» — расходуе-
154
мой массы — для обратного путешествия на достигнутой
планете, то решение задачи облегчается.
Аналогично вычисляются затраты массы покоя при
разгонах с другими ускорениями и траекториями, пока-
занными на рис. 38, отвечающими как случаям постоян-
ной работы двигателя, так и случаям, когда после разгона
до некоторой скорости корабль часть пути преодолевает с
выключенным двигателем, а затем он включается для тор-
можения.
Итак, чтобы обеспечить звездолет энергией, нужно
проникнуть в сокровенные глубины материи, овладеть
процессами получения энергии за счет излучения массы
покоя вещества. Только проникновение в тайны микроми-
ра открывает людям путь к другим звездным мирам и га-
лактикам.
В межзвездной среде
Для галактического корабля межпланетное пространст-
во, пронизанное потоками сильно ионизированного газа,
состоящего из электронов и протонов, выбрасываемых с
поверхности звезды, «засоренное» метеорными частицами,
будет существенной преградой на пути в межзвездное
пространство как при отлете из любой звездной системы,
так и при возвращении в нее. Преодоление этой преграды
облегчается тем, что околозвездные участки пути относи-
тельно невелики и поэтому корабль, преодолевая их, еще
только начнет разгоняться или уже затормозится. Его
скорость, например, до границ солнечной системы не пре-
высит, по-видимому, 104 км/сек. Наконец, можно принять,
что галактические корабли должны стартовать от крайних
планет звездных систем.
Несомненно, что главные и неизведанные опасности,
все своеобразие которых сейчас трудно предвидеть, ожида-
ют галактические корабли в самом межзвездном прост-
ранстве. Оценим трудности полета в межзвездной среде и
одновременно выясним, существует ли возможность ис-
пользования межзвездной материи для снабжения корабля
массой покоя, обеспечивающей его энергетические потреб-
ности. При нашем приближенном рассмотрении мы не бу-
дем принимать во внимание собственную скорость меж-
звездного газа, которая может быть весьма мала по
155
сравнению со скоростью аппарата. Кроме того, мы ограни-
чимся пока рассмотрением собственных скоростей аппара-
та лишь одного порядка со скоростью света.
Пространство, которое должны пересечь звездолеты,
заполнено реальным веществом — межзвездной средой, а
также электромагнитными излучениями и гравитацион-
ными полями. Из всей массы нашей Галактики, состав-
ляющей примерно 26 • 1038 т, существенная часть прихо-
дится на межзвездный газ, пыль и т. п. Звезды словно по-
гружены в туман из газа и мелких пылинок, размером по-
рядка одной десятитысячной доли миллиметра, располо-
женных одна от другой на расстоянии десятка метров.
Средняя плотность межзвездной материи за пре-
делами планетных систем, если бы она была распределена
равномерно, составляла бы ничтожную величину 4 : ре =
-= 10~2з’5±1 г/сл*3 « 10-24 г/см3. Это отвечает наличию от
0,2 до 20 атомов в 1 слг3 пространства, или содержанию в
объеме Луны от 7 до 70 г материи. Напомним, что в 1 см3
объема вблизи Земли содержится 2,7 -1019 молекул.
Межзвездная материя концентрируется в плоскости
Млечного Пути и собирается в облака различных размеров
и плотности, которая в несколько раз выше средней плот-
ности межзвездной среды. В газо-пылевых туманностях
концентрация межзвездной материи увеличивается в
в 103—104 раз. Пыль перемешана с газовыми частицами,
которых в 100 раз больше по массе, чем пыли. Размеры
космических пылинок 10~4—10“5 см. Эти пылинки погло-
щают свет и поэтому делают невозможным наблюдение
объектов, находящихся в галактической плоскости на рас-
стояниях, превышающих 2—3 тысячи парсеков. Поэтому
астрономы могут наблюдать объекты на расстояниях сотен
миллионов световых лет лишь в том случае, если направ-
ление на них составляет значительный угол с галактиче-
ской плоскостью. Может быть, и в случае полетов к дале-
ким звездным мирам, расположенным в этой плоскости,
придется прокладывать маршрут в обход, «вертикально»,
за пределы газо-пылевого слоя. Затем движение будет про-
изводиться параллельно ему и галактической плоскости с
последующим входом в газо-пылевой слой вблизи цели.
Считают, что около 90% межзвездного газа —атомар-
ный водород, остальное — натрий, калий, кальций и дру-
4 В физической системе единиц (CGS).
15в
гие. Физические свойства межзвездного газа зависят от
того, на каком расстоянии от горячих звезд он находится.
Ультрафиолетовые излучения горячих’ звезд полностью
ионизируют межзвездный водород на огромных расстояни-
ях. И. С. Шкловский отмечает, что звезда спектрального
класса 0,5 ионизирует вокруг себя водород в области ра-
диусом выше 100 парсеков. Все же большая часть меж-
звездной материи настолько удалена от горячих звезд, что
большинство атомов водорода не ионизировано. Это важ-
но в связи с проблемой «очистки» пространства перед ко-
раблем от межзвездной материи.
В последние годы установлено, что с облаками меж-
звездного газа связаны магнитные поля. Напряженность
их силовых линий совпадает по направлению со спираль-
ными ветвями Галактики, представляющими собой маг-
нитные силовые трубки гигантских размеров. Вдоль сило-
вых линий межзвездных магнитных полей по винтовым
траекториям движутся частицы космических лучей. Это
протоны, ядра более тяжелых элементов, а также электро-
ны, энергии которых превышают сотни миллионов элект-
рон-вольт. Электроны, двигаясь в межзвездных магнитных
полях, излучают радиоволны, наблюдаемые нами как ра-
диоизлучение Галактики. Облака межзвездной материи
перемещаются со скоростью от нескольких километров до
десятков километров в секунду. Сделаем самую прибли-
женную оценку количества межзвездной материи, кото-
рая может взаимодействовать с ракетой за время ее поле-
та, например, от Земли к Проксиме Центавра.
Подсчитаем массу межзвездной материи тп, заключен-
ной в столб, у которого основание равно 1 с,м2, а длина —
расстоянию между Землей и Проксимой Центавра L = 4 •
•1018 см. Поскольку средняя плотность межзвездной среды
р ~ 10~24 г!см\ в первом приближении можем написать:
т — peL 4-10“6 г/см*. (3,9)
Если попытаться собрать межзвездную материю с по-
мощью заборника, имеющего входную площадь Ф = 1 км2,
то за время полета к Проксиме Центавра внутрь ракеты
удалось бы ввести массу, равную всего лишь т' = тФ ~
« 4 • 10~6 • 1010 « 40 кг. Это в 5000 раз меньше наимень-
шей массы покоя аннигилирующих веществ (205 т), нуж-
ной для полета к ближайшей звезде корабля с массой
1000 т. Иначе говоря, для обеспечения полета звездолета
187
с такой массой понадобилось бы собрать межзвездную ма-
терию с площади 5 • 103 клЛ По-видимому, эта задача не
может быть решена ни «жестким» заборником, ни какими
бы то ни было силовыми полями. Таким образом, обеспе-
чить энергетические потребности звездолета за счет соби-
рания и использования межзвездной материи невозможно.
Быть может в отдаленном будущем более успешным
окажется использование масс, сосредоточенных в «дорож-
ках вещества», соединяющих отдельные галактики. В та-
ких «дорожках» плотность вещества может быть в 1000
раз больше, чем в межзвездной среде.
Оценим тормозящее влияние межзвездной материи на
движение ракеты, летящей с околосветовыми скоростями.
В случае, когда скорость движения межзвездного газа,
имеющего собственную плотность по отношению к раке-
те ре, равна vr, для экипажа ракеты плотность этого газа
будет большей, чем ре. Это закономерно 5, так как, с одной
стороны, масса, содержащаяся в единице объема преодоле-
ваемого звездолетом пространства, для экипажа представ-
ляется увеличенной в отношении
т 1
2 ’
и, с другой стороны, вследствие сокращения длины в на-
правлении движения в отношении
-= 1
Г fv \2
С
В результате плотность окружающих масс для экипажа
при движении ракеты равна:
/ _ mL ____ Рв
Ре ~
(3,10)
5 Собственная скорость полета для ракеты ve с учетом реля-
0г
тивистского сокращения расстояния ve = с arctgy может быть
больше единицы, так как за собственную скорость принимается
скорость, вычисленная по времени, прошедшему на ракете, и прой-
денному ракетой расстоянию, замеренному с Земли.
Х58
40. Торможение, создаваемое меж-
звездной материей в зависимости
от — при двух значениях ее
плотности
Тогда масса газа, попадающая на поперечное сечение
ракеты Ф за собственную секунду ее полета, со-
ставит:
™сек
РеФг>г
(3,11)
Таким образом, тормозящий импульс,
на поперечное сечение ракеты Ф, равен
р _ dh _ dm'e _ Рефг>?
е dt? dtg ‘ рг \2 ’
приходящийся
(3,12)
Это и будет давление масс, препятствующих движению.
V
При — 1 последние уравнения переходят в класси-
ческие зависимости
ТПсек = ре^Ф И Ре = ре^2Ф. (3,13)
15»
Результаты вычислений по уравнению (3, 12) после
введения в него собственной скорости ракеты ие представ-
лены для ряда значенией на рис. 40.
Ve
Как видно из рис. 40, когда —«1, торможение раке-
ты в межзвездной среде должно становиться значитель-
ным. В этом случае единственный способ компенсации
сопротивления состоит в том, чтобы принимая эту среду
в ракету, затем непрерывно ее выбрасывать со скоростью
света при полном превращении энергии набегающей мас-
сы в излучение. Конечно, разгон или торможение при этом
могут осуществляться лишь с использованием массы, хра-
нящейся в ракете.
Остановимся далее на опасности контакта корабля с
межзвездным газом, соударений с ним. Скорость движе-
ния уже первых галактических кораблей должна быть по-
рядка световой, а это значит, что скорость встречи внеш-
них стенок ракеты с частицами пыли и межпланетного
газа будет близка к скорости проникновения бомбарди-
рующих частиц в ядра атомов конструкционных материа-
лов ракеты.
Таким образом, помимо эрозии и взрывного взаимодей-
ствия оболочки ракеты с мельчайшими пылинками, а так-
же неизбежного взаимодействия с атомами газа (особенно
опасным при их тангенциальном попадании на стенки)
и космическими частицами, появляется опасность изме-
нения свойств материала оболочки в связи с бомбардиров-
кой ядер его атомов. Все эти воздействия могут при-
вести к размыванию оболочки аппарата и возникно-
вению ливней частиц, губительных для экипажа и аппа-
ратуры.
В этом нетрудно убедиться, познакомившись с рис. 41.
По его горизонтальной оси отложена скорость полета, от-
несенная к скорости света. На первой вертикальной шка-
ле слева — энергия протона, встречающегося с оболочкой
ракеты, на второй шкале — энергия протонов межзвезд-
ного газа, приходящаяся за год полета на 1 м2 поперечно-
го сечения ракеты (при плотности межзвездного газа
ре = 10~24 г/сл*3).
На первой вертикальной шкале справа показано весо-
вое количество тринитротолуола, которое должно быть
«взорвано» на 1 м2 поперечного сечения лобовой брони
160
ее полета
ракеты, чтобы выделилось столько же энергии, сколько
выделяется на этой же площади при соударении с атома-
ми межзвездного водорода. На второй шкале справа пока-
заны примерные количества карбида кремния, которые
могут испариться с 1 м2 лобовой брони ракеты в результа-
те столкновений с частицами газа (при условии, что обо-
лочке передается вся его энергия). Таким образом, график
позволяет судить о массе тугоплавкого материала, кото-
рая нужна для защиты корабля.
Возможности защиты галактического корабля от со-
крушительного взаимодействия с межзвездным газом пред-
ставляются по-разному в зависимости от скорости его дви-
жения: защита при скорости, примерно в десять раз мень-
шей, чем скорость света, при скорости того же порядка,
что и световая, но существенно меньшей, и наконец,
при скорости, вплотную приближающейся к скорости
света.
И. И. Чудаков писал о том, что защита от радиации
при скорости корабля 30 тыс. км!сек, т. е. 0,1 с,
легко осуществима. Протоны и электроны при такой
скорости, контактируясь с ракетой, не создают проникаю-
6*
1в1
щего излучения и электромагнитного излучения. При
увеличении скорости до 100 тыс. км/сек (близкой к наи-
большей для «минимального» звездолета) масса необхо-
димой защиты возрастет, но все же останется приемле-
мой.
Когда скорость достигает примерно 1000 км!сек, на по-
верхности брони будут происходить ядерные процессы.
Приблизительно тысячная часть соударяющейся массы га-
за будет переходить в излучение, а остальная энергия пой-
дет на разогрев и разрушение брони.
Чтобы представить себе объем «брони», который испа-
рится под воздействием частиц, отметим только, что 1 г
частиц, соударяющихся с кораблем, вызовет примерно та-
кой же эффект, что и 22 тыс. т тротила.
Чтобы 1 см2 поверхности «брони» встретил 1 г вещест-
ва при его плотности в пространстве 10-24 г!см3, ракета
должна пройти путь в 1024 см. Поскольку расстояние до
Проксимы Центавра примерно в 250 тыс. раз меньше
(h = 4 • 1018 см), 1 см2 поверхности ракеты встретит на
этом пути всего лишь четыре миллионных грамма меж-
звездного вещества, что эквивалентно воздействию 80 кг
тротила. Полет будет продолжаться около 10 лет
(3-108 сек.), следовательно, каждую секунду на поверх-
ность ракеты как бы будет воздействовать 2,7 • 10“4 г тро-
тила, т. е. за один час на 1 см2 взорвется примерно грамм
тротила.
Предполагается, что для защиты от воздействия меж-
звездного газа, помимо специальных щитов — экранов, ко-
торые предлагались Ф. Ясинским6, можно будет исполь-
зовать многослойные экраны, поглощающие энергию
взрыва, а также у-лучи, образующиеся при ядерных взаи-
модействиях, и даже античастицы. Такие экраны могут
заменяться по мере их израсходования.
Приведем еще один пример, свидетельствующий о
принципиальной возможности защиты оболочки ракеты
при скоростях порядка скорости света. Установка мало-
* Экран устанавливается в отдалении от корабля и смещается
в сторону, с которой метеорные потоки наиболее интенсивны.
Толщина экрана выбирается такой, чтобы опасный метеорит
пробил его. Тогда за щитом образуется газовый сгусток, который
до подхода к обшивке корабля успевает остыть и частично
рассеяться.
162
мощного сравнительно с основным двигателем излучателя,
бросающего перед собой электромагнитный луч,— еще
один вариант активной защиты, позволяющей расчистить
дорогу для галактического корабля. Например, использо-
вав всего Vio ооо часть массы корабля, можно «уни-
чтожить» космические частицы, препятствующие его
движению.
Быть может, удастся создать и электромагнитную за-
щиту. Эта защита представляется как магнитное поле,
специально возбуждаемое при прохождении опасных зон.
Оно отклонит в сторону встречные заряженные частицы.
Не несущие заряда частицы могут быть предварительно
ионизированы излучением, направленным вперед по
движению корабля, и затем также отклонены с его
пути.
Выше отмечалось, что яркие звезды ионизируют во-
круг себя межзвездный газ на сотни парсеков. Это позво-
ляет в определенных зонах пространства рассчитывать на
возможность отклонения газа с пути корабля специальны-
ми магнитными полями без затраты энергии на его иони-
зацию.
Помимо элементарных частиц на пути корабля могут
встречаться и метеориты, способные пробить его броню.
С возрастанием скорости корабля все труднее осуществить
даже самое незначительное отклонение от курса для того,
чтобы избежать столкновения, поэтому при скорости по-
рядка скорости света придется искать способы уничтоже-
ния метеоритов, а частицы межзвездного газа «отгонять»
с пути или принимать на защитные экраны и броню ко-
рабля.
Естественно, что в ходе преодоления трудностей, свя-
занных с размыванием материала ракеты и изменением
его свойств, могут быть найдены новые материалы и кон-
структивные решения.
При скорости корабля, вплотную приближающейся к
световой, возможности защиты стенок становятся, на пер-
вый взгляд, парадоксальными. По-видимому, в этом слу-
чае при взаимодействии корпуса ракеты с частицами меж-
звездного газа возникнет излучение, исходящее из брони
ракеты и направленное вперед. Оно и будет воздействовать
на новые частицы, летящие навстречу ракете, и они,
в свою очередь, превратятся в излучение. Установится
такой режим обтекания ракеты потоком частиц, когда на
6 Р. Г. Перельман
1в8
некотором расстоянии от нее практически вся масса
встречного газа будет переходить в излучение. Для под-
держания режима самоэкранировки достаточно, чтобы на
поверхность ракеты падала всего лишь миллионная доля
встречных частиц.
Поверхность, где совершается «переработка» космиче-
ских частиц в излучение, будет находиться на большом
расстоянии от звездного корабля, и поэтому излучение,
дошедшее до кабины, будет, по-видимому, в сотни тысяч
раз меньше, чем при непосредственном взаимодействии
частиц со стенками. Сравнительно тонкий свинцовый
зонт — экран, расположенный перед кораблем, позволит
уменьшить воздействие межзвездной материи на стенки
до вполне умеренных пределов.
Мы отмечали, что наряду с областями, в которых пла-
вают облака с повышенной концентрацией материи, есть
и такие, где концентрация межзвездного вещества мала,—
своеобразные прозрачные дороги. По ним и должны будут
направляться звездные корабли.
Облик звездолета
(о системе, формирующей тяговый луч)
Еще только начинают изучаться сложнейшие пробле-
мы, возникающие в области создания галактических ко-
раблей, однако уже сейчас должны вестись разработки, ко-
торые в конечном счете позволят приступить к техниче-
скому решению задачи.
Поскольку одним из основных узлов корабля является
система, обеспечивающая направленное отражение пото-
ка электромагнитного излучения, создающего тягу, рас-
смотрим возможности создания этой системы и ее разме-
ры. Остановимся на четырех типах экранов:
экраны «оптические», отражающие кванты видимого
света — фотоны;
экраны «стержневые», отражающие электромагнитные
волны — кванты радиолокационного диапазона;
экраны «электромагнитные», образованные электриче-
скими и магнитными полями заданной формы, способные
отражать все частицы, составляющие радиацию энергети-
ческого источника звездолета;
экраны «плазменные».
164
Коэффициент поглощения энергии в материале экра-
на равен
4лЛ
8 =
(3,14)
где X — длина электромагнитной волны, Д — глубина ее
проникновения в материал.
Отсюда следует, что по мере увеличения длины вол-
ны поглощение ее энергии в отражающем экране умень-
шается.
Обращаясь к спектру электромагнитного излучения,
представленному на рис. 37, мы видим, что очень корот-
кие волны должны быть особенно «жесткими» по отноше-
нию к материалу экрана. Например, для у-излучений, ко-
торые могут образовываться при слиянии частиц и анти-
частиц, даже идеально полированные оптические экраны
подобны решету. Вместе с тем, значительная часть других
образующихся частиц, а значит, и энергии излучения бу-
дет поглощаться веществом оптического экрана.
Несколько меньше поглощается в экране и лучше отра-
жается видимый свет — фотоны. Однако и в этом случае
даже самое лучшее полированное серебряное зеркало по-
глощает до 5 % энергии падающего на него света (8 = 0,05).
С увеличением длины волн их поглощение уменьшается.
Так, при длине волны 10 см коэффициент поглощения ее
энергии в отражающем экране составляет около одной
стотысячной, при длине волны 2 м он в три раза меньше.
Естественно было бы начать рассмотрение возможно-
стей создания экранов в соответствии с рис. 37 «слева на-
право», т. е. с электромагнитных экранов для жестких
лучей. Однако на принятый порядок их рассмотрения ре-
шающим образом повлияла научно-популярная и научно-
фантастическая литература. Дело в том, что последние
годы при любом обсуждении возможностей создания меж-
звездного корабля его называют фотонным, т. е. кораб-
лем, отбрасывающим видимый свет. Такая схема — сверх-
мощный сияющий ярче десятков солнц поток света, по-
видимому, была наиболее эффектной и в наибольшей
степени соответствовала привычным представлениям.
Видимо поэтому ее первой обсудили и специалисты.
Первоначальное впечатление оказалось весьма неутеши-
тельным. В самом деле, если 5% энергии света, падающей
6*
165
на самый лучший полированный серебряный экран, в нем
поглощается, создание фотонного звездолета представляет-
ся почти невозможным. Напомним, что для получения
тяги в 1 т (около 104 ньютон) необходим источник излу-
чения мощностью около 1,66 млрд, кет7 — примерно мощ-
ность 2500 таких электростанций, как Днепрогэс. А для
полета к ближайшим звездам потребуются тяги в десятки
и сотни тонн, понадобятся гигантские мощности излучате-
лей и управление огромными потоками излучения. При
излучении 20 млрд, кет экраном поглощалась бы энергия
около 1 млрд, кет, или 0,24 млрд, ккал/сек, что сделало
бы реальной опасность испарения экрана. Чтобы спра-
виться с такими тепловыми потоками, сопло звездолета
должно иметь огромную поверхность излучателей.
Как отмечал Г. И. Бабат — первый ученый, попытав-
шийся оценить размеры «оптического» экрана звездолета,
даже если принять, что концентрация потока излучения
на экране звездолета только в 10 раз больше, чем у по-
верхности Солнца, то и тогда отражатели излучения долж-
ны обладать площадью в несколько квадратных километ-
ров. Технические трудности создания оптического экрана
представлялись непреодолимыми. Это и заставило в свое
время обратиться к рассмотрению «радиолокационного» —
стержневого экрана для галактического корабля.
Примером радиоволн, которые успешно направляются
экранами и в ничтожной степени поглощаются ими, могут
служить волны радиолокации или телевидения. Любая
радиолокационная установка может быть прототипом дви-
гателя корабля. Правда, удельный вес такого двигателя
был бы чрезмерно большим, ибо потребуются очень мощ-
ные электростанции и у известных источников чрезвычай-
но мала эффективность преобразования других видов
энергии в радиоволны.
Что очень важно, из-за большой длины волны в соот-
ветствии с (3,14) экраны — отражатели радиоволн можно
делать не сплошными, а в виде редкой решетки, что поз-
волит значительно снизить вес двигателя. Это делает при-
менение радиоволн, например метрового диапазона, для
квантолета весьма заманчивым.
7 Соответственно в случае, когда тяга создается за счет «ак-
тивного» излучения с самой поверхности экрана, в котором излу-
чение почти не поглощается, для получения тяги в 1 т необходим
источник излучения мощностью около 3 млрд. кет.
166
В радиолокационной технике для определения диамет-
ра антенны (экрана) пользуются зависимостью
= (3,15)
41
где фл — ширина диаграммы направленности в радианах,
взятая при таком изменении направления от оси антенны,
при котором мощность излучения падает наполовину
(значением <рл обычно задаются).
Для квантолета уравнение (3,15) может быть исполь-
зовано лишь при определении угла раствора луча. Чем
меньше этот угол, тем меньше потери тяги. Далее мы бу-
дем принимать, что угол раствора луча не должен превы-
шать 1°.
Определяющей для выбора размеров экрана космолета
будет абсолютная величина мощности, потерянной в экра-
не. Оценим эти размеры.
При отношении масс аппарата М, определенном с по-
мощью. уравнения (3,5), его масса на старте должна со-
ставлять
Мо = МКМ. (3,16)
Для сообщения звездолету необходимого постоянного
ускорения в начале участка 0—1 тяга двигателя (первой
ступени) должна составлять
P = MQa. (3,17)
Для создания единицы тяги за счет электромагнитно-
го излучения при идеально отражающем экране нужно
располагать мощностью
N ^0,5кРс, (3,18)
где к — коэффициент преобразования мощности источни-
ка излучения в тягу Р.
Обозначив коэффициент поглощения мощности в экра-
не через | = 1 — 7?, где R — коэффициент отражения, по-
лучим для тепловыделения в экране
= $,ЬкРс1~. (3,19)
Звездолет представляет собой тело, находящееся в лу-
чистом теплообмене с окружающим пространством. Задав-
шись допустимой температурой экрана Г, с учетом закона
167
Стефана — Больцмана (из условия, чтобы температура
экрана не превысила допустимой), можем написать
ууэ = = Оо^еФ, (3,20)
откуда поверхность стержней экрана равна
''-ft <3'21>
где Оо — постоянная Стефана — Больцмана; с — коэффи-
циент собственного излучения стержней. Это излучение
лежит в инфракрасной области спектра (длина волн око-
ло 10 мк). Ф — площадь поверхности стержней, состав-
ляющих экран.
При длине волны Л ширина ячейки экрана может со-
I X р-р
ставлять примерно п = . Примем, что экран соби-
рается из стержней (трубок) диаметром d. Поверхность
стержня, составляющего одну сторону ячейки, равна:
f=nd- А-^о,314<а.
С учетом того, что стержни излучают в космос «внешней»
половиной своей поверхности и учитывая коэффициентом
к3 = 0,8 их взаимное затенение, получим общее число
стержней, составляющих экран
___ 2Ф ___ 2Ф ® /9 99\
Пс~ fk3 ~ 0,314 </Х-0,8 <ZV
Нетрудно показать, что число ячеек пя прямоугольного эк-
рана связано с количеством образующих их стержней
уравнением
тгс=2]ЛГя(1ЛГя + 1). (3,23)
При большом количестве ячеек в первом приближении
можно принять пя = 0,5пс. Тогда для приближенного оп-
ределения числа квадратных ячеек экрана получим зави-
симость
пя = 0,5пс= 4^. (3,24)
Принимая экран плоским, квадратным и зная число его
ячеек, нетрудно написать выражение для определения
размера стороны экрана в зависимости от длины волны из-
лучения: _
Я = 0,1А,/пя (3,25)
168
или, в свою очередь,
Яэ.сф = 0,8Я, (3,26)
где Дэ.сф. — диаметр полусферы той же поверхности, что
и квадратный экран (эквивалентная поверхность полусфе-
рического экрана S).
Подставив все найденные промежуточные величины в
уравнение для определения диаметра полусферического
экрана, получим уравнение для оценки /Ээ- сф-‘
<3'27>
с учетом уравнений (3,16) — (3,18):
/kM-.Ma.cEk
• <3’28)
Для определения диаметра полусферического экрана
«минимального» звездолета, т. е. позволяющего осущест-
вить полет с минимальным ускорением а = 0,2 м/сек2, оп-
ределенным выше, необходимо предварительно определить
его полную потребную тягу. Схема полета в этом случае
представлена на рис. 38 (траектория 1—Г). Примем, что
груз, который должен быть возвращен в солнечную систе-
му, имеет массу 8 1000 т. Тогда, как это следует из при-
веденных ранее расчетов, отношение масс должно состав-
лять М » 3,5, а значит, минимальная масса аппарата
при отлете должна достичь около 3500 т (35-105 кг).
Для сообщения звездолету ускорения 0,2 м!сек2 в на-
чале участка 0—1 тяга должна составлять Р = MQa =
= 35-105-0,2 = 7-105 ньютон, т. е. около 70 т в техниче-
ской системе единиц.
Поскольку, как отмечалось, для создания 1 т тяги за
счет электромагнитного излучения при идеально отра-
жающем экране нужно располагать мощностью около
3 млрд, кет, общая необходимая мощность, согласно урав-
нению (3,18), должна составлять 210 млрд. кет. Тепловы-
деление в материале экрана будет равно 210 | млрд. кет.
Необходимые размеры экрана будут зависеть от значе-
8 Приводимая оценка справедлива для любого числа масс по
1000 т. Принципиально же столь большой все возвращающейся ча-
сти корабля принят ввиду крайне продолжительного рейса и ве-
роятного несовершенства силовой установки корабля «первой оче-
реди».
169
ния % — коэффициента потерь от поглощения мощности
в экране.
Оценка размеров экрана выполняется при ряде значе-
ний g. Очевидно, придется добиваться такого значения g,
чтобы размеры экрана оставались технически приемлемы-
ми, или, напротив, при большом значении g, если не
удастся его уменьшить, изыскивать конструкции экрана,
которые позволили бы сохранить его прочность и работо-
способность 9 *.
Для дальнейшего расчета воспользуемся уравнением
(3,27). В нем могут быть приняты следующие значения
ряда величин: согласно вычисленному выше, N =
= 210 млрд, кет = 210-1012 eT = 5-1013 кал! сек; Х =
= 200 см; По = 1,36 • 10“12 кал!см2сек-град^; - е = 1;
Т = 573° К.
С ростом абсолютной температуры стержней, состав-
ляющих экран, возрастает и его нагрев вследствие увели-
чения коэффициента поглощения. Ввиду этого мы и оста-
новились на допустимом подогреве Т = 300° С = 573° К.
Диаметр стержней предварительно принят равным 1,3 см,
при этом на единицу его длины приходится поверхность
~ 4 см2. Целесообразно использовать не стержни, а труб-
ки того же диаметра, что позволит уменьшить массу кон-
струкции без существенного ущерба для прочности экра-
на. Напомним также, что экран находится в состоянии
невесомости и нагружается только равномерно распреде-
ленной нагрузкой — силой тяги Р = 70 т.
Приняв в первом случае g = 10“9 и подставляя извест-
ные величины в уравнение (3,27), получим диаметр экра-
на, равный 11,6 м. При увеличении g размер экрана будет
расти: ___
РЭ = Р81]/^-. (3,29)
Результаты соответствующего расчета сведены в
табл. 5; на рис. 42 построена кривая D = /(g).
Обратимся к оценке размеров экранов ступеней «мак-
симального» квантолета, развивающего скорость порядка
94% световой, чему отвечает, согласно уравнению (3,5),
9 По мере выработки массы звездолета для сохранения а =
= const тяга должна уменьшаться, а значит, могут уменьшаться
и размеры экрана. Эта задача может решаться, например, путем
постепенного сбрасывания внешних кольцевых частей экрана.
170
42. Примерная зависимость разме-
ров стержневого экрана первой
ступени галактического кораб-
ля от коэффициента поглоще-
ния энергии в материале экрана
1 — «минимальный» звездолет; 2 —
«максимальный» звездолет (с пред-
полагаемой максимальной относи-
тельной скоростью v = 94% с)
М = 1300. Задаемся условием, что масса, возвращающаяся
в Солнечную систему, равна 200 т, а тяга и мощность дви-
гателя первой ступени звездолета для получения ускорения
а = 0,2 м!сек2 соответственно равны Pq = 5,1 • 107 ньютон
(5,2 • 103 т); N — 15,6 • 103 млрд. кет.
Таблица 5
Размеры стержневого экрана при различных значениях
коэффициента потерь £
Коэффи- циент потерь £ «Минимальный звездолет» «Максимальный звездолет»
площадь, м2 диаметр, м удельное давление, г/ и® площадь, м2 диаметр, м удельное давление, г/м2
IO'9 210 11,6 3,33.105 15,6-Ю3 100 3,33-105
IO"8 2,1•103 36,6 3,33.104 15,6-104 316 3,33.104
10"7 2,1•104 116 3,33. Ю3 15,6-Ю5 1000 3,33-10»
10~в 2,1-105 366 3,33. Ю2 15,6-108 3160 3,33-10а
10"5 2,1 - 10е 1,16.103 33,3 15,6-Ю7 10 000 33,3
В результате для ряда значений g получим размеры
(диаметр и поверхность стержневого экрана), представ-
ленные в таблице 5 и на рис. 42. Как видно, коэффици-
ент потерь следует уменьшать по возможности до § =
«= 10-7, В наше время экранов с такими ничтожными ко-
171
эффициентами поглощения не существует. Значение !• для
экрана из медных трубок при X = 2 м составляет 0,3-10~5.
Получение £ = 10~6 и затем £ = 10~7 несомненно будет
связано с преодолением больших трудностей. Тем более
что для экранов из других конструкционных материалов
коэффициент поглощения волн одинаковой длины больше,
чем у меди (например £ для волны длиной 2 м в железе
примерно в 2,5 раза больше, чем в меди). Желательно
увеличить диаметр стержней экрана, это будет больше со-
ответствовать конструктивным размерам звездолета и поз-
волит уменьшить исходную массу экрана.
Вторая ступень рассматриваемого звездолета имеет
массу, равную Ve первой, и поверхность решетчатого экра-
на ее двигателя составляет Ve поверхности экрана первой
ступени. Диаметр ее экрана равен D% ~ 0,3 V Si. В том же
отношении к поверхности экрана второй ступени находит-
ся экран третьей ступени, и наконец, к экрану третьей
ступени — экран последней, четвертой ступени. Четвертая
ступень и ее экран оказываются близкими по размерам к
тем, которые необходимы «минимальному» звездному ко-
раблю.
Для защиты экипажа звездолета от излучений собст-
венного энергетического источника, даже если экипаж
расположен на большом расстоянии от него, понадобятся
дополнительные отражающие экраны, размещенные один
за другим. Этой же цели смогут служить и экраны про-
межуточных ступеней и, кроме того, многослойные экра-
ны кабин, расположенные со стороны источника. При от-
сутствии таких экранов расстояние между аннигиляцион-
ным энергетическим источником и кабиной должно со-
ставлять тысячи километров, что неосуществимо.
Технические трудности, связанные с созданием «стерж-
невого» экрана галактического корабля, по-видимому,
преодолимы, если мы научимся получать мощные (в на-
шем примере до 15,6 -103 млрд, кет) пучки излучения
определенной длины волны X без использования специ-
альных электростанций, которые в пашем примере долж-
ны были бы иметь совершенно фантастические удельные
веса порядка 25 • 10~10 кг!квт.
Оптический экран — это более «мелкое сито», которое
отражает большую часть спектра излучения. Поэтому в
квантолете с оптическим экраном можно непосредственно
использовать хаотические энергетические процессы. Ие-
172
которые трудности его создания, казавшиеся непреодоли-
мыми, мы уже упомянули. Однако, как и в стержневом
экране, увеличивая размеры, можно получить приемле-
мые решения.
Возможности создания «фотонного» экрана были недав-
но вновь рассмотрены в работе группы советских инже-
неров 10. Авторы также исходили из условия равенства
поглощаемой и излучаемой энергии в экране.
Если предположить, что некоторый экран обладает по-
стоянным коэффициентом потерь (поглощения), то с воз-
растанием энергии, падающей на него от источника, преж-
няя часть этой энергии поглощается в экране и излучает-
ся им. Однако каждый новый равновесный режим, естест-
венно, отвечает все большей абсолютной температуре
экрана.
После простых преобразований уравнений (3,1) и
(3,20) при е = 1 уравнение для определения удельного
давления на поверхности плоского экрана может быть на-
писано в виде:
р = (3,30)
С использованием этой формулы рассчитаны табл. 6
и график на рис. 43. В таблицу внесены данные по пло-
щади и эквивалентному диаметру экранов для «макси-
мального» и «минимального» звездолетов. Видно, что наи-
большую мощность может воспринять и отразить поверх-
ность из вольфрама. В расчете не учитывалось испарение
вольфрама в вакууме при больших температурах. С учетом
времени полета можно скорректировать необходимую тол-
щину экрана и его температуры.
Для обеспечения необходимого давления при наиболь-
шей возможной температуре экрана нужно иметь опреде-
ленное значение коэффициента отражения R. Оно зависит
от длины волны света. Напомним, что длина волны умень-
шается с увеличением температуры излучающего тела —
источника. При длине волны меньше 4 • 10-5 см = 0,4 мк —
нижней границы видимого спектра электромагнитных волн
коэффициент отражения резко падает. Это вынуждает ог-
раничивать температуру источника, что в свою очередь
10 В. Казневский, Ю. Меркулов, И. Фаткин. Экран фо-
тонного двигателя. «Авиация и астронавтика», 1963, № 2.
173
Таблица 6
Влияние материала на размеры оптического экрана
Показатели Серебро Железо Бериллий Молибден Вольфрам
(с покрытием) (с покрытием) (с покрытием) без покрытия] с покрытием
Температура, °К 870 1650 1420 2600 3300 3300
Коэффициент отражения .... 0,95 0,99 0,99 0,99 0,6 0,99
Коэффициент потерь 5-10—2 io-2 IO’2 IO’2 4-10-1 io-2
Вес 1 м2 при толщине 10"2 мм, кг 0,105 0,078 0,018 0,102 0,193 0,193
Удельное давление, г/м2 .... 0,43 29,2 15,9 178 9,2 450
О шосительный вес, кг (экрана)/»? (давления) .... Относительная площадь 242 2,65 1,13 0,57 21,0 109 0,425 2,2
м2 (экрана)/»? (давления).... Потребная мощность излучения 2330 34,2 63 5,6
к к ал 0,3 20,7 11,2 125 65 317
л»2 •10
кет -10-4 мг 0,13 8,8 4,76 5,35 2,76 135
«Минимальный» звездолет
Площадь экрана, м2 Эквивалентный диаметр, м . . . 16,3-107 1,02-10* 2,39-Ю6 1.24-103 4,4-Ю6 1,68-Ю3 3,92-Ю5 5,02-102 76,3-10* 22,1-10* 15,4-10 3,14-102
«Максимальный» звездолет
Площадь экрана, м2 Эквивалентный диаметр, м . . . 12,1-10» 8,8-Ю4 1,77-108 1,06-Ю4 3,27.10е 1,45-lG4 29,1 • 106 4,32.1(Я 5,66-Ю8 1,9-10* 11,4.10е 2,7-Ю3
43. Зависимость давления света от коэффици-
ента отражения при различных температу-
рах оптического экрана
ведет к нежелательному увеличению его размеров. Во вся-
ком случае, источник должен излучать волны, которые
наилучшим образом отражаются экраном.
На графике (рис. 44) нанесены предельно допустимые
расчетные удельные давления в зависимости от темпера-
туры источника, определяемой необходимой длиной волны
излучения. При этом сама длина определяется величиной
коэффициента отражения экрана. График свидетельствует
о том, что важно найти способ отражения коротких волн,
высоких частот (X < 0,4 мк).
Если принять вольфрамовый экран со специальным
покрытием, обеспечивающим коэффициент потерь (по-
глощения) Z = 0,01, т. е. R = 0,99, то при температуре
173
. Зависимость давления на экран от его температуры
и материала при различных коэффициентах отра-
жения R материала
1 — т = 5 103 °К, X = 0,6; 2 — Т = 7,25-103 °К,
X, = 0,4 (нижняя граница видимого спектра); 3 — Т «
= 15-Ю3 °К, X = 0,2
источника около 10 000° К удельное давление на экран
может составлять по нижней границе температур для
вольфрама (см. точку Б ~ 2700° К) всего 250 г!м2, и для
«минимального» звездолета потребуется экран площадью
2,8 • 105 м2, т. е. диаметр эквивалентного экрана будет ра-
вен 420 ж. Для «максимального» звездолета в этом же случае
площадь экрана составит 5,2-106 м2 и диаметр 1820 м.
Площади экранов, полученные в результате расчета, ока-
зались того же порядка, что и для холодных «стержневых»
176
экранов при коэффициентах потерь £ = 10“б, т. е. дости-
жимых для стержневых экранов.
Авторы рассматривают также эффективность экранов
различной формы. Предполагается, что источник излуче-
ния имеет форму цилиндра большого удлинения и экраны
представляют собой цилиндрические поверхности. По-
скольку давление в каждой точке экрана действует по
нормали к его поверхности, а излучение падает на экран
из центра (см. рис. 44), то при R = 1 часть этого излуче-
ния не создает тяги. Интегрирование давления по всему
экрану (глубина экрана ограничивается углом 180°) поз-
воляет получить коэффициент экрана кэ — отношение
тяги экрана к тяге, которая могла бы быть создана при
полном использовании энергии источника, плоском экране
и плоском источнике.
Для параболического экрана кд « 82%, для кругового
kQ ~ 64%. Однако длина дуги параболического экрана,
а значит, и его вес получаются большими, чем для круго-
вого. Кроме того, по краям параболического экрана по от-
ношению к его центральной части возникает градиент
температур, неблагоприятно сказывающийся на прочно-
ности. Поэтому в случаях, когда экран велик и его вес
может быть решающим при выборе схемы, предпочтение
должно отдаваться круглому экрану.
В заключение, однако, следует отметить, что темпера-
тура экранов рассмотренного типа весьма высока и, по-ви-
димому, неизбежны чрезвычайные затруднения с обеспе-
чением их долговременной прочности, особенно в услови-
ях испарения в вакууме.
Весьма заманчивая по своей легкости металлическая
пленка в несколько микронов толщиной, отражающая фо-
тоны, испарится в первые же месяцы работы. Поверхность
зеркала должна подкрепляться решеткой, позволяющей
воспринять нагрузку от тяги на экран. Вес экрана фотон-
ного квантолета будет больше, чем у квантолета, работа-
ющего на длинных волнах, так как к весу решетки стерж-
невого экрана прибавится вес пленки. Сохранение це-
лостности и отражающей способности тонкого экрана
огромной площади при околосветовых скоростях и взаимо-
действиях с частицами межзвездной среды также весьма
затруднительно.
Обратимся к рассмотрению возможностей электромаг-
нитного отражателя. Известно, что в определенных усло-
177
виях аннигиляция позитрона и электрона в магнитном
поле большой напряженности может происходить с испус-
канием не двух у-квантов, разлетающихся под большими
углами в противоположные стороны, а одного. При этом
импульс отдачи воспримет поле, в котором произошла ан-
нигиляция. Такое поле и могло бы играть роль экрана.
К. П. Станюкович показал принципиальную возмож-
ность создания мощного кольцевого магнитного поля, ко-
торое должно выполнять роль «магнитного зеркала», точ-
нее, своеобразного электромагнитного ствола. «Камера
сгорания» и сопло звездолета, вероятно, могут быть снаб-
жены отражателями и «магнитной изоляцией» такого ха-
рактера.
Каким же должен быть магнитный отражатель?
Давление магнитного поля выражается как
где ц — коэффициент, Нп — напряженность магнитного
поля.
Давление потока радиации (потока частиц), стремя-
щегося вырваться за пределы магнитного зеркала,
Рч = -о-рчС2, (3,32)
О
где рч — плотность потока частиц.
Для создания экрана необходимо удовлетворить усло-
вие
UH* 1
V->T^2- (3-33)
Последнее соотношение позволяет оценить напряжен-
ность поля, необходимую для отражения частицы.
Например, при р = 1 и рч = 10-10 г/сж3 получим
Нп & 9-105 эрстед. При малых плотностях радиации моле-
но затормозить составляющие ее частицы магнитным по-
лем на расстоянии от 10 м до 1 км.
Торможение может быть достигнуто также электриче-
ским полем. Рассматривая прямолинейное движение заря-
женной частицы (например, мезона) в тормозящем элект-
рическом поле вплоть до ее полной остановки, нетрудно
получить значение энергии поля, обеспечивающего полное
торможение:
ect ’
(3,34)
178
где 8Ч — энергия частицы. Для процесса аннигиляции
характерна энергия частиц порядка 10-3 эрг = 6-108 эв =
= (500 Мэв; е = 4,8 • 1О-10 г^см3,2сек~х — заряд частицы
(равный заряду электрона); t = 10-6 сек.— время до оста-
новки частицы.
Тогда Е = 1,8-106 в/м. При этом путь частицы также
порядка нескольких сот метров или километров.
Комбинированное действие электрического и магнит-
ного поля, как замечает К. П. Станюкович, обеспечит тор-
можение и отражение частиц на существенно меньшем
пути, чем раздельное действие полей. Сравнительно неболь-
шой части всей энергии аннигиляции достаточно для
отражения большей части потока радиации. Таким обра-
зом, на оптическое зеркало попадет лишь незначительная
часть полной энергии и нейтральные частицы, которых
в десятки раз меньше, чем всех частиц, создающих поток
радиации. Итак, принципиально возможно создание
и электромагнитного экрана.
В заключение остановимся на возможностях так назы-
ваемых «плазменных» или электронных зеркал. Изыски-
вая способы увеличения отражательной способности экра-
нов по отношению к электромагнитным колебаниям вы-
сокой частоты, немецкий исследователь Е. Зенгер предло-
жил путь, заключающийся в увеличении концентрации
электронов в материале экрана. Такой способ, в частности,
может позволить увеличить отражательную способность
рассмотренных оптических экранов.
Дальнейшим развитием этой идеи было предложение
создать зеркала в виде достаточно плотных облаков элект-
ронов или плазмы. Поскольку высокочастотное излучение
постепенно преломляется и отражается от электропрово-
дящей среды, этот путь представляется перспективным11.
Плотность электронов в «экране-облаке» должна быть
по крайней мере в 103 раз большей, чем в твердых ме-
таллах. Однако для создания электронного облака такой
плотности необходимы, в частности, колоссальные давле-
ния, приближающиеся к давлениям в эпицентре ядерного
взрыва. Этого обстоятельства достаточно, чтобы предста-
вить себе трудность создания плазменного зеркала. И все
же возможности плазменных зеркал должны изучаться. 11
11 Е. Sanger. Uber das Richtproblem der Photonenstrahlaut-
riebe und Waffenstrahlen. Miincben, 1959; E. Sanger. «Missiles
and Rockets», 27. Ill 1961.
179
Кроме рассмотренных, предлагались и другие способы
создания экранов звездолета.
Развивая идею К. П. Станюковича, можно предложить
комбинированный экран. Дело в том, что ни один из пред-
ложенных экранов не может полностью отразить падаю-
щее на него многообразие излучений. В то же время каж-
дый из них в состоянии справиться с отражением волн
определенной длины. Таким образом, наряду с исследова-
ниями, ставящими целью создание преобразователей, поз-
воляющих получить излучения с определенной длиной
волны, могут оказаться плодотворными и разработки ком-
бинированного экрана, состоящего из экранов разных ти-
пов, каждый из которых отражает волны определенного
диапазона. Такой комбинированный экран отразит об-
ширный диапазон волн, излучаемых аннигиляционным
источником.
По-видимому, радиотехнике придется сказать решаю-
щее слово при создании экрана-отражателя — одного из
основных узлов двигателя галактического корабля.
Столь же важно решение проблемы создания источни-
ка и преобразователя энергии, устойчиво излучающего
электромагнитные волны определенного диапазона частот.
Интересна система из аннигиляционного источника,
питающего квантовый аккумулятор лучистой энергии.
Такой генератор может разрешаться узкополосным пуч-
ком излучения с длиной волны, которую сможет отра-
зить специально подобранный отражатель.
Высказанные соображения о принципиальных возмож-
ностях и путях создания звездолета еще не позволяют от-
четливо представить себе его технические детали, кон-
структивные формы. Однако они достаточны для того,
чтобы представить принципиальные схемы галактических
кораблей (рис. 45).
По-видимому, звездолеты будут выглядеть не совсем
так, а может быть, и далеко не так, как мы можем пред-
ставить это сегодня. Однако создание таких аппаратов
принципиально возможно, и они безусловно будут соз-
даны.
В 1958 г. К. П. Станюкович выдвинул идею об исполь-
зовании в качестве рабочего тела для звездолета массы
крупного астероида, который при этом служит и основной
ступенью звездолета. Гигантский двигатель, способный
перерабатывать массу покоя астероида в электромагнит-
180
45. Возможно так будут выглядеть звездолеты
слева — примерные размеры «минимального» и «максимального» звез-
долетов по сравнению со зданием МГУ при £ = 10-6: 1 — 4 —
экраны первой, второй, третьей и четвертой ступеней; 5 — оранже-
реи; 6 — межпланетная ракета с кабиной экипажа справа — «ми-
нимальный» звездолет в большем масштабе: 1 — экран-отража-
тель электромагнитных волн, квантов (показаны*1 первая, вторая
и третья части экрана, которые могут сбрасываться, использо-
ваться, в конце каждого последующего участка разгона или тор-
можения); 2 — устройства, обеспечивающие превращение массы
покоя вещества в материальное электромагнитное излучение; 3 — излу-
чатель; 4 — запас массы покоя; 5 — элементы крепления; 6 — оран-
жереи; 7 — межпланетная ракета с кабиной
ное излучение и с помощью кольцевых магнитных полей
выбрасывать реактивный луч, позволил бы перегнать
часть астероида в систему другой звезды. Мысль об ис-
пользовании материи астероидов интересна, так как при
этом астронавты избавляются от необходимости достав-
лять запасы материи к космодрому. Но следует иметь
в виду, что увеличение стартовой массы потребует для
7 Р. Г. Перельман
181
полета в реальные сроки соответствующего увеличения
тяги, а значит, и расхода массы.
Однако каждая смелая попытка наметить пути преодо-
ления трудностей, возникающих на пути создания звездо-
летов, кажется нам оправданной.
Сборка галактического корабля
и связь с ним
Создание звездолета в космическом пространстве с по-
мощью орбитальной станции, прототипом которой, воз-
можно, будет ОРСС, подобная описанной выше, потребует
точного вывода на орбиту станции ее деталей, а также
деталей и узлов корабля. Все они должны быть сосредо-
точены в одном месте для сборки.
Галактический корабль может быть собран подобно
тому, как ныне собирают стандартные дома, пользуясь
крупными блоками, панелями, заранее изготовленными
на предприятиях. Вероятно, к этому времени многие де-
тали солнечных ракет и доставляемые ими грузы будут
стандартизованы. Эти узлы, кабины, пустые топливные
баки, корпуса последних ступеней ракет и послужат осно^
вой конструкции звездолета. Конечно, определенная часть
элементов будет изготовляться специально для него.
Сборщики звездолетов должны будут часть времени
работать в условиях космического пространства. В качест-
ве защиты от воздействия перегрева, холода и опасных
излучений будут использоваться, по-видимому, специаль-
ные костюмы. Возможно также применение кабин с не-
большими реактивными двигателями и манипуляторами
для проведения внешних работ.
Изогнутые зеркала и компактные линзы, концентри-
рующие солнечные лучи, станут сварочными аппаратами
космических сварщиков, использующих достижения ге-
лиотехники. Сварочные швы, полученные в условиях глу-
бочайшего вакуума космического пространства, обеспечат
полную герметизацию отсеков звездолета. После того как
отсек герметизирован, монтаж его внутренних узлов мо-
жет выполняться в искусственно созданной атмосфере.
В первых же отсеках звездолета будут собраны его бор-
товые мастерские, а их оборудование использовано для
создания остального корабля.
182
Представляется целесообразным отправлять в меж-
звездное путешествие не один, а одновременно несколько
галактических кораблей. Это увеличит надежность реше-
ния задачи, позволит оказать помощь любому из кораб-
лей, увеличит шансы благополучного исхода экспедиции.
В некоторых предложениях по организации полета на
Марс уже предполагается, что в путешествие должно от-
правляться по крайней мере два корабля. При поврежде-
нии одного из них, его команда переходит в кабину второго.
Следует отметить и некоторые другие обстоятельства,
специфические для звездолета.
Силовая установка звездолета, его бортовая аппарату-
ра, оборудование корабля должны быть рассчитаны на
очень длительный срок эксплуатации, (по крайней мере
на 50 лет). Они должны сохранять надежность в условиях
очень продолжительной работы при различных ускоре-
ниях, а также работать в условиях невесомости. Столь же
долговечными должны быть энергетические источники
питания. Очевидно, придется предусматривать обеспече-
ние питанием наиболее ответственных узлов звездолета
от двух источников: от основной двигательной установки
и от автономного аварийного источника энергии, напри-
мер атомной энергетической установки, позволяющей
обеспечить работу механизмов корабля при остановке
основного двигателя.
Совершенно обязательно также создание надежной
двусторонней связи корабля с Землей. Такая связь нужна
не только для передачи информации, но и для того, что-
бы у экипажа не создалось состояния оторванности от
Земли, от пославшего его общества.
Надежная космическая радиосвязь была обеспечена
уже в первом полете Ю. Гагарина. Хорошо работала связь
между кораблями В. Николаевой-Терешковой и В. Бы-
ковского. С помощью первой безоператорной телевизион-
ной аппаратуры были выполнены телевизионные передачи
с борта космических кораблей.
Рекордная дальность радиосвязи, достигнутая во время
сеансов с советской межпланетной станцией, отправлен-
ной к Марсу, достигла 100 млн. км. Под руководством
академика В. Котельникова в СССР создана аппаратура,
позволившая осуществить радиолокацию Венеры, Мерку-
рия, Марса и Юпитера. Радиоволны при радиолокации
Юпитера прошли 1 млрд. 200 млн. км.
7*
18»
Несомненно, что радиосвязь с кораблями^ трасса кото-
рых лежит в пределах солнечной системы, будет обеспе-
чена. Неизмеримо труднее создать средства связи с га-
лактическим кораблем. Даже если такую связь удастся
осуществить, она будет удивительно неоперативной — на
двусторонний обмен телеграммами между кораблем, нахо-
дящимся, например, в районе Проксимы Центавра, и Зем-
лей уйдет 8,54 года. Так долго будут путешествовать
в оба конца радиоволны. Кроме того, им придется преодо-
левать многочисленные преграды.
В атмосфере Земли есть «окно прозрачности», через
которое проникают электромагнитные излучения опреде-
ленной длины волны; чрезвычайно разнообразные атмо-
сферы (а значит, и ограниченные окна прозрачности) есть
и у некоторых других планет. Это первое «припланетное»
препятствие. Содержащиеся в межзвездных облаках сво-
бодные электроны также создают своеобразные ионосфе-
ры, поглощающие и отражающие радиоволны.
Потоки космического радиоизлучения, излучение меж-
звездного газа и соседних галактик — источники помех
для приемных устройств. Наконец, пояса повышенной
радиации, подобно ореолу окружающие Землю и имеющие
просветы только в приполярных областях, могут оказы-
вать вредное влияние на работу радиоустройств.
Необходимы не только станции радиосвязи с кораблем,
но также станции, обеспечивающие обнаружение метео-
ров, решение задач навигации и т. д.
Для посылки радиосигналов на межзвездные расстоя-
ния необходимы сверхмощные передатчики и антенны
с огромным усилением, излучающие узкий пучок радио-
волн. Это, в свою очередь, заставляет точно наводить ан-
тенну и, кроме того, требует, чтобы корреспондирующие
пункты находились на линии прямой видимости или же
чтобы использовались промежуточные ретранслирующие
станции.
Радиоастрономия внесла неоценимый вклад в косми-
ческую радиотехнику. Крупнейшая из современных под-
вижных антенн, установленная в Джодрелл Бенк (Анг-
лия), имеет параболическое зеркало диаметром 73 м. Не-
подвижная антенна Пулковской обсерватории протяну-
лась на 120 м. Отметим, что диаметр антенн, которые мо-
гут располагаться на планетах с атмосферами, ограничен
в связи с искажением фронта волны в атмосфере. Так,
1М
при длине волны 3 см наибольший диаметр параболлоида
в условиях земной атмосферы составляет 150 м.
По-видимому, целесообразно выносить станции связи
за атмосферу планет на искусственные спутники или
космические тела, подобно Луне не обладающие атмо-
сферой. Во всех случаях основной передатчик, располо-
женный на базе, должен быть наиболее мощным и совер-
шенным, что позволит увеличить дальность при ограни-
ченной мощности бортовых устройств. Возможно, что для
аппаратуры радиосвязи, действующей на галактических
кораблях в космосе, где господствует почти идеальный ва-
куум, удастся создать сверхэкономичные сверхмощные
передатчики.
С ростом расстояний, на которых должна осуществ-
ляться радиосвязь, размещенные на борту энергетические
мощности должны увеличиваться. Следует иметь в виду
и то, что мощность, необходимая для работы передатчи-
ков, растет с усложнением их задач. Так, для передачи
телевизионных изображений со спутника на Землю нужна
мощность в 1000 раз большая, чем для простой пеленга-
ции. Несомненно, что с решением главной задачи — обес-
печения энергетических потребностей квантового двига-
теля — можно будет выделить для средств связи десятки
тысяч киловатт.
Но именно в случае приближения к световой скорости,
т. е. скорости распространения самих радиоволн, возник-
нут эффекты, ограничивающие возможности надежной
радиосвязи. Например, при удалении от нашей планеты
истинная мощность сигнала, принимаемая на Земле, будет
ослаблена больше, чем если бы это уменьшение обуслов-
ливалось только увеличением расстояния. Так, при скоро-
сти удаления, составляющей половину скорости света,
мощность сигнала уменьшится в пять раз. Естественно,
что отношение мощности сигнала к мощности «шума»
Галактики, остающегося примерно постоянным, будет
уменьшаться, и «шум» будет мешать все сильнее.
Корабль сможет поддерживать двустороннюю связь
с Землей, только обладая достаточно мощными приемни-
ками и передатчиками высокой чувствительности с нич-
тожными собственными шумами. Радиостанции, создан-
ные в настоящее время на базе квантовых усилителей,
позволяют увеличить чувствительность аппаратуры в сот-
ни раз. С их помощью, по-видимому, удастся ПОЛу-
188
чить тонкие и чрезвычайно мощные пучки электромагнит-
ных волн и световых лучей и осуществить радиосвязь на
расстояниях в несколько световых лет.
При «убегании» корабля от Земли со скоростью по-
рядка скорости радиоволн сдвинется и частота сигнала,
приходящего на Землю. Например, звуки, принимаемые
с корабля, станут более низкими и даже могут уйти в об-
ласть инфразвука.
С очень большим приближением скорости галактиче-
ского корабля, уносящегося из Солнечной системы, к ско-
рости света связь станет односторонней. Сигналы с Земли
слишком долго будут догонять звездолет. В то же время
с корабля можно будет посылать радиосообщения на Зем-
лю. При этом, наряду с автоматическими системами, пе-
редающими сведения на Землю независимо от экипажа,
должна также вестись передача сообщений и сведений
самими астронавтами.
На части пути, пока поток квантов, отбрасываемых эк-
раном-отражателем двигателя, будет направлен в сторо-
ну Солнечной системы, возможно, удастся осуществить
передачи, накладывая закономерные колебания на этот
поток. Во всяком случае, прием этого луча радиоустройст-
вами, расположенными в системе Солнца, будет свиде-
тельствовать о том, как работает двигатель корабля.
Но не только радиосвязь позволит обеспечить передачу
сообщений на Землю или на базу — спутник в Солнечной
системе. Экипаж звездолета, например, в начале пути
сможет образовывать искусственные сигнальные кометы
(успешный опыт автоматического создания такой кометы
был проведен при запуске первой советской космической
ракеты). Наконец, не исключено, что в Солнечную систе-
му будут отправляться автоматические «возвратные» ра-
кеты с наиболее ценными сообщениями, снабженные отно-
сительно небольшими квантовыми двигателями. Возможно,
при сборке таких ракет удастся использовать элементы
конструкции ступеней, которые должны быть сброшены
при разгоне или торможении звездолета.
4
Сквозь панцири
времени
и расстояния
Парадокс? Нет, закономерность!
Когда будет создана квантовая ракета, человечество
совершит решительный шаг в овладении не только прост-
ранством, но и временем.
Согласно одному из выводов специальной теории от-
носительности А. Эйнштейна, ход времени зависит, в ча-
стности, от того, с какой постоянной скоростью некоторое
тело перемещается относительно другого, неподвижного
тела. Чем быстрее движется тело, тем меньше времени
проходит для наблюдателя на нем по сравнению с вре^
менем для неподвижного наблюдателя. Относительное
уменьшение интервала времени на движущемся теле
значительно только при скоростях, близких к скорости
света. Поэтому в повседневной жизни на Земле мы его
не замечаем. Однако только это проявление законов при-
роды позволяет рассчитывать на то, что человеку удастся
проникнуть в глубины мирового пространства, удаленные
от нас на сотни световых лет.
В основе частной теории относительности лежит прин-
цип относительности Эйнштейна, гласящий, что законы
электромагнитных, тепловых, механических и других яв-
лений тождественны во всех инерциальных, т. е. находя-
щихся в состоянии абсолютного равномерного и прямо-
линейного движения системах. Это значит, что никакие
эксперименты только внутри системы без привлечения
иных, соседних систем не позволяют установить, находит-
187
ся ли она в движении или нет. Этого не удастся сделать
и изучая электромагнитное поле (свет — тоже электро-
магнитное поле), ибо оно распространяется в любой инер-
циальной системе, в пустоте во всех направлениях с одной
скоростью — примерно 300 тыс. км/сек. Примем это поло-
жение и рассмотрим некоторые следствия частной, или
специальной, теории относительности.
Представим себе, что с некоторого космодрома старто-
вал звездолет, у которого сохраняется постоянным отно-
шение его массы к силе тяги двигателя. Для земного
наблюдателя межзвездные расстояния остаются постоян-
ными. В то же время по мере приближения звездолета
к предельной скорости т- скорости света в пустоте — на-
блюдатель на Земле заключил бы, что звездолет получает
все меньший прирост скорости и его ускорение падает.
Однако для самого звездолета (т. е. в той системе отсчета,
в которой ракета неподвижна) уменьшения ускорения не
М
происходит, так как -у = const.
Это происходит потому, что по мере разгона звездолета
в земной системе отсчета проходят все большие интерва-
лы времени относительно интервалов времени, протека-
ющих на звездолете. Только в этом случае можно логиче-
ски обосновать наблюдаемое замедление темпа прироста
скорости звездолета.
С другой стороны, для наблюдателя в звездолете — си-
стеме с постоянным ускорением — темп прироста его ско-
рости, а следовательно, и сама скорость не перестают
равномерно возрастать по времени.
Но ведь возможная предельная скорость полета не
может превысить скорости света в пустоте. Значит, с при-
ближением к скорости света при постоянном ускорении
для галактического корабля должны начать сокращаться
расстояния. Только в этом случае он может преодолеть
их за все меньшие собственные промежутки времени. Это
и будет действительное время полета для вычисления ко-
личества горючего, необходимого кораблю.
Вот почему земной наблюдатель, определяя скорость
по замеренным с Земли расстояниям, а время, срок по-
лета — по часам звездолета, мог бы заключить, что тот
двигался «в несколько раз быстрее скорости света». На
самом деле скорость света не превышалась, так как в си-
стеме звездолета сократились и расстояния, преодолевае-
ма
мые кораблем, и время полета, а земной наблюдатель
лишь использовал не тот метр, или не те часы.
Подчеркнем, что система инерциального наблюдателя,
такая, как, скажем, Земля, двигающаяся по своей орбите,
и система звездолета неравноправны. Звездный корабль,
прежде чем лететь на скорости порядка скорости света,
должен был разогнаться, потом при возвращении затор-
мозиться, т. е. его скорость изменялась, база же продол-
жала двигаться равномерно.
Чрезвычайно трудно на основе привычных нам пред-
ставлений почувствовать непреложность фактов, следую-
щих из теории относительности.
Кажущиеся парадоксальными следствия теории отно-
сительности объясняются тем, что расстояния между од-
ними и теми же материальными точками и промежутки
времени между одними и теми же событиями различны
в разных системах и преобразуются по определенному
закону при переходе от одной системы к другой. Этот
закон получен из условия предельности скорости, ограни-
ченной скоростью света в пустоте, и дает возможность
объяснить этот полученный экспериментально факт по-
стоянства скорости света, измеренной при его распростра-
нении по движению и против движения Земли.
В наши дни парадокс хода времени, связанный со ско-
ростью, подтвержден огромным количеством наблюдений
над превращениями в микромире и, в частности, с косми-
ческими частицами, движущимися со скоростью, близкой
к скорости света. Так, для космических частиц, пролета-
ющих земную атмосферу с околосветовыми скоростями,
промежутки времени, например, между их столкновения-
ми могут быть в тысячи раз меньше промежутков времени
между этими же столкновениями в системе Земли, что
приводит к многочисленным особенностям поведения та-
ких частиц.
Интервал времени, в течение которого существуют
космические частицы, падающие на Землю, также зави-
сит от скорости их движения, и эти времена согласуются
с расчетными, полученными по формулам теории отно-
сительности.
Теория относительности не только подтверждена экс-
периментально, но и нашла инженерно-техническое при-
менение. Ни один из ускорителей атомных частиц и ядер-
ных реакторов не смог бы работать, если бы положения
189
теории относительности оказались несправедливыми, ибо
они рассчитываются на основе этой теории.
По формулам частной теории относительности путь
и время преобразуются в зависимости от скорости движе-
ния следующим образом:
(4,1)
(4,2)
где 1а и ta — путь и время в системе покоящегося наблюда-
теля (на Земле); 1К и tK — в системе движущегося наблю-
дателя (в ракете); ук — скорость в системе движущегося
наблюдателя (относительно Земли).
Отсюда видно, что для покоящегося наблюдателя
звездолет пройдет путь Za = и для него (на Земле)
проходят большие интервалы времени, чем на звездолете.
Так, за год полета корабля со скоростью 94% скорости
света на Земле пройдет более 2,9 года.
До сих пор мы рассматривали непреложность некото-
рых следствий частной теории относительности. Однако,
если связывать систему координат, систему отсчета наблю-
дателя не с инерциальным телом — в нашем случае с Зем-
лей, а со звездным кораблем, то для выявления особен-
ностей хода времени в этих двух системах необходимо об-
ратиться к общей теории относительности.
Общая теория относительности устанавливает более
глубокую связь между материей, пространством и време-
нем, чем ньютоновская физика. В последней пространство
и время не зависели от плотности материи. Устанавлива-
ется, что геометрические свойства пространства и течение
времени определяются плотностью материи в любой обла-
сти пространства. Там, где имеется скопление масс и, сле-
довательно, интенсивное гравитационное поле, простран-
ство деформируется, искривляется, ход времени замед-
ляется.
Так, промежуток времени между двумя событиями,
происходящими в системе Солнца, меньше промежутка
времени между теми же событиями на Земле, так как гра-
витационная масса Солнца значительно больше зем-
100
ной и сокращение времени на Земле, обусловленное ее
движением относительно Солнца, вдвое уступает со-
кращению времени на Солнце, обусловленному гравита-
цией.
Гравитация и деформация пространства ’ возникают
совместно при наличии массивных тел. Земля притягива-
ется к Солнцу, как бы стремясь скатиться в гравитацион-
ную яму, образованную в пространстве. Конечно, это
лишь внешняя аналогия, так как в действительности про-
исходит деформация пространства и времени.
Собственное время в системе течет тем медленнее, чем
больше абсолютная величина гравитационного потенциала
Ф (где ф < 0), чем сильнее в данной точке гравитацион-
ное поле. Показания часов т, находящихся в гравитацион-
ном поле, связаны с показанием часов t, находящихся
вне поля, уравнением
Т = (4,3)
Так называемый принцип эквивалентности Эйнштей-
на, который имеет локальный (местный) характер, гла-
сит, что все физические процессы протекают одинаково
при одинаковых условиях в инерционной, достаточно ма-
лой системе отсчета, находящейся в однородном постоян-
ном гравитационном поле, и в достаточно малой системе
отсчета, движущейся с постоянным ускорением, при от-
сутствии гравитационного поля. Иными словами, грави-
тационные силы тождественны силам тяготения. Отсюда
следует, что, например, разгоняя корабль в космосе, мож-
но создать в нем искусственное гравитационное поле.
Напротив, если дать возможность кораблю свободно па-
дать в однородном гравитационном поле, можно это поле
искусственно «уничтожить». Поэтому и наблюдается, на-
пример, невесомость в искусственном спутнике Земли.
Гравитационные поля, вызванные наличием больших масс,
уменьшаясь по интенсивности, исчезают на большом рас-
стоянии от них. Искусственные поля, обусловленные уско-
рениями, не обладают этим свойством.
При разгоне или торможении корабля в месте его рас-
положения изменяется направление гравитационного по-
тенциала. Оно противоположно тому, в котором корабль
разгоняется или тормозится, т. е. направлено туда, куда
направлена сила инерции. Следовательно, там потенциал
191
гравитации больше, а где потенциал гравитации больше,
время течет медленнее. Кроме того, потенциал гравитации
растет с увеличением гравитационных сил и расстояния
между точками их приложения.
Рассмотрим течение времени на Земле с точки зрения
наблюдателей «минимального» корабля, отправляющегося
к Проксиме Центавра.
При разгоне корабля, уходящего от Земли, сила инер-
ции, препятствующая разгону, направлена к солнечной
системе и, следовательно, потенциал этой силы больше
там, где располагается Земля, а значит, река времени на
Земле течет медленнее. Однако расстояние, а следователь-
но, разность потенциалов гравитации между Землей и ко-
раблем относительно небольшие, поэтому невелико и за-
медление времени.
Но вот половина пути до Проксимы Центавра пройде-
на. Корабль поворачивается соплами двигателей в сторо-
ну звезды. Теперь силы инерции, препятствующие
торможению, направлены от Солнечной системы, от Земли
к кораблю (потенциал этой силы больше в системе ко-
рабля), и на корабле по сравнению с Землей происходит
замедление времени. Поскольку расстояние между кораб-
лем и Землей огромно, река времени на Земле становится
стремительным потоком, смывающим, скажем, недели зем-
ной жизни за дни полета корабля.
На обратном пути изменение интервалов проходящего
времени повторяется в обратном порядке. На большом
расстоянии от Солнечной системы разгон при возвращении
будет осуществляться в ее сторону, а значит, сила инер-
ции будет направлена от Солнечной системы к кораблю
и на нем в связи с большим расстоянием от Земли (боль-
шой разностью потенциалов гравитации) будут проходить
значительно меньшие интервалы, большее замедление
времени, чем на Земле.
Затем при торможении на подходе к Земле течение
времени на Земле замедляется по сравнению с корабель-
ным, но корабль относительно близок к ней, потенциал
гравитации мал, и убежавшее далеко вперед земное время
не успевает выравниваться с корабельным. В результате
за все путешествие на Земле проходит значительно боль-
ше времени, чем в звездолете.
При оценке тех же явлений с точки зрения земных
наблюдателей замедление времени на Земле вышло бы
192
таким же, как то, которое получается с точки зрения
экипажа корабля.
Относительное изменение интервалов времени в случае
полета с ускорением а при расстоянии между звездолетом
и солнечной системой I в первом приближении выража-
ется уравнением
М al
t с2
(4,4)
При малых ускорениях относительное изменение ин-
тервалов времени даже при больших расстояниях невели-
ко. В самом деле, пусть, как это принималось раньше для
случая полета «минимального» звездолета к Проксиме
Центавра, а = 0,2 м/сек2, с = 3-105 км/сек = 3-108 м/сек.
Тогда при расстоянии на участке разгона до половины
пути к Проксиме Центавра I = 2-1016 и получим замедле-
ние времени на Земле по сравнению с ракетным
Д* _ 0,2-2-1016
t “ 9-Ю16
^0,04^ 4%.
На втором участке пути в конце торможения у Прокси-
мы Центавра, когда расстояние I возрастет вдвое, убыст-
рение хода времени на Земле по отношению ко времени
корабля составит 8%, и всего за время полета в один
конец на Земле пройдет на 4% больше времени, чем на
ракете. Эта закономерность соотношения проходящего
времени сохранится на обратном пути. В конечном счете
за все время полета в оба конца, т. е. за 56,8 года, вы-
игрыш времени для экипажа ракеты составит 8%:
№ = 0,08-56,8 = 4,54 года.
Относительное изменение интервалов проходящего
времени резко возрастает при значительных ускорениях.
Так, при ускорении а = 9,81 м/сек2, примерно равном
земному, на первом этапе, к моменту завершения разгона,
на Земле пройдет времени меньше в
Д* 9,81-2-Ю16 о п
t q.4Ai6 раза.
Соответственно к концу второго участка пути, к концу
торможения, времени на Земле пройдет в 4,4 раза больше»
Всего за время полета в один конец на Земле пройдет
103
примерно в 2,2 раза больше йременй, чем на борту раке-
ты, а за время полета в оба конца на ракете пройдет
в 4,4 раза меньше времени, чем на Земле.
Таблица 7
Время на Земле и в ракете при полете к Проксиме
Центавра и обратно, годы
Этап В системе Земли В системе ракеты
Земля ракета Земля ракета
Разгон от Солнечной си- стемы 1,45 1,14 0,8 1,14
Полет по инерции .... Торможение при подлете 3,33 1,85 1,03 1,85
к цели 1,45 1,14 4,4 1,14
Пребывание в системе цели 1,00 1,00 1,00 1,00
Разгон к Солнцу 1,45 1,14 4,4 1,14
Полет по инерции .... Торможение при подлете 3,33 1,85 1,03 1,85
к Солнечной системе . . . 1,45 1,14 0,8 1,14
Всего . . . 13,46 9,26 13,46 9,26
На рис. 46 и в табл. 7 приведен расчет времени полета
по маршруту Солнце — Проксима Центавра — Солнце для
двух систем — Земли и ракеты, выполненный И. Д. Но-
виковым по схеме: разгон с ускорением а = 10 g до ско-
рости 2,5-102 км/сек, полет по инерции с этой скоростью,
торможение при подлете к Проксиме Центавра с повто-
рением этих же этапов на обратном пути к Солнцу 1.
В заключение следует специально остановиться на био-
логическом аспекте теории относительности. За последние
годы в опубликованных заметках о парадоксе времени
этот эффект «используется» либо для «продления» жизни
космонавтов, чтобы сделать возможным более глубокое
проникновение в космос за срок жизни одного поколения,
1 См. К. П. Станюкович, В. А. Бронштэн. Межзвезд-
ные перелеты. Сб. «Космос». М., Изд-во АН СССР, 1963.
194
46. Графики времени
1 — часы Земли в системе Земли; 2 — часы
Земли в системе ракеты; 3 — часы ракеты
в системе ракеты
либо для того, чтобы поразить слушателей тем, что «и та-
кое возможно», либо, наконец, ради занимательности оче-
редного фантастического сюжета.
Группой ученых в 1963 г. сделана первая научная
попытка постановки вопроса о принципах конструирова-
ния и использования приборов для проверки биологиче-
ских следствий теории относительности2. В качестве
объекта наблюдения предложены микроорганизмы, спо-
собные долгое время находиться на корабле без питания
и кислорода.
Эти микроорганизмы — микробы маслянокислого бро-
жения—должны помещаться в биоэлементы АМН-1, уже
испытанные в полете на втором советском космическом
корабле, или другие элементы этого типа. Такой элемент
обеспечивает сохранение спор микроорганизмов более,
2 См. Н. Жуков-Вережников, В. Копье в, И. Май-
ский, А. Пехов, Г. Трибуле в, В. Яздовский. Биологиче-
ский аспект теории относительности. «Авиация и астронавтика»,
1963, № 2,
195
десяти лет и их автоматический посев по сигналам с Зем-
ли или от программного устройства. Затем биоэлемент
позволяет регистрировать ход размножения микроорганиз-
мов во времени вплоть до достижения их максимальной
концентрации в питательной среде. В зависимости от сро-
ков размножения микробов в элементе создается опреде-
ленное давление газов. Датчик давления передает через
телеметрическую систему на Землю всю динамику давле-
ния, а значит, и размножения микробов. Средний срок
полного цикла развития колонии микроорганизмов может
быть принят равным 24 земным часам с отклонениями
на 10%, т. е. от 19,6 до 26,4 часа.
Для четкого выявления влияния парадокса времени
скорость полета надо выбрать такой, чтобы на Земле
должно было пройти, с учетом теории, еще на 10% больше
времени, т. е. примерно 29 часов. Контрольный элемент
с аналогичной колонией микробов может храниться
в идентичных условиях космического полета на спутнике.
Для обеспечения чистоты опыта биоэлементы должны
надежно экранироваться от космической радиации. Вос-
пользовавшись уравнением (4,4), нетрудно рассчитать
что для выявления парадокса времени микробиологиче-
ским способом за 24 часа равномерного полета аппарата
по собственному времени и, соответственно, за 29 часов
по земному времени скорость корабля должна составить
160 000 км/сек = 160-106 м/сек.
Авторы справедливо полагают, что для исключения
влияния ускорения эксперимент должен начаться после
достижения этой скорости.
Напомним, что для достижения скорости 160 000 км/сек
при ускорении а — 1 м/сек2 тяга звездолета в килограм-
мах должна постоянно составлять !/ю его массы или
в ньютонах совпадать с массой, что, по-видимому, на
первом этапе «звездолетостроения» будет сопровождаться
огромными трудностями3. Тогда до набора указанной
скорости должно пройти
t = 160-106 = 16-107 сок 5,1 года,
3 Даже для минимального звездолета принималось ускорение
а = 0,2 м1сек2 и тяга, равная 1/50 его массы. В таком случае толь-
ко на разгон до 16-104 км)сек, т. е. на подготовку эксперимента
понадобилось бы более 25 лет.
196
и аппаратом будет пройдено расстояние
L = ~ = 1-(16;107)г = 128-10й м = 12,8-Ю12 км.
Затем за 24 часа полета со скоростью 160-103 км!сек звез-
долет пройдет еще 160 • 103-24-3600 = 13,8-109 км. Всего
звездолетом будет пройдено около 14 триллионов кило-
метров. Это значит, что он удалится на расстояние 1,3 све-
тового года. Поэтому должно быть учтено, что только че-
рез 1,3 года после завершения эксперимента сигнал о его
результатах дойдет до Земли.
Следует отметить, что терминологические неточности
до сих пор часто приводят к неправильным толкованиям
явлений, происходящих с биологическими объектами при
достижении очень больших скоростей.
Зачастую указывается, что при достижении извест-
ных скоростей биологические процессы на космическом
корабле будут протекать медленнее, чем на Земле, или что
все процессы на движущемся космическом аппарате про-
ходят якобы медленнее, чем на Земле, причем тем мед-
леннее, чем быстрее движется аппарат.
Может сложиться впечатление, что темп жизни на
таком космическом корабле по мере увеличения его ско-
рости все в большей степени замедляется, как в кино-
фильме, снятом в убыстренном темпе, при его последую-
щем проецировании с нормальной скоростью. Движения
становятся плавными... медленными... сердце бьется все
реже... жизнь постепенно замирает.
На самом деле ничего подобного не происходит и про-
исходить не может. Все явления природы — рост расте-
ний, распад изотопов, ход точнейших молекулярных ча-
сов,— все находящееся на борту корабля развивается и
движется в темпе, захваченном с Земли. Только со стороны,
если воспользоваться временем, которое течет на неподвиж-
ной относительно корабля Земле, эти процессы, наблюда-
емые с Земли (если бы это было возможно), казались бы
происходящими замедленно.
Однако для обитателей корабля и для явлений, в нем
происходящих, безразлично, какое время течет на Земле
или на ином астрономическом объекте. В корабле время
изменяется по собственным, находящимся там часам.
В этом собственном времени все процессы — биение серд-
197
ца, пищеварение, химические реакции — будут происхо-
дить так же, как они происходили на Земле.
Таким образом, принимая тем или иным путем инфор-
мацию о сроке жизни, прошедшем на корабле, ученые на
Земле получат сведения о меньшем сроке жизни, прожи-
том биологическими объектами на корабле, не потому, что
биологические процессы протекали там медленнее, а по-
тому, что на корабле прошло меньше времени.
Неточности терминологии не должны ставить под сом-
нение эту неоднократно описанную связь явлений. Несо-
мненно, что законы, справедливые для элементарных ча-
стиц, справедливы и для высокоорганизованных форм
материи, из них состоящих. Как известно, общие законы
природы в равной степени распространяются на тела
мертвой и живой природы (закон всемирного тяготения,
закон движения и др.). Поскольку все тела Вселенной,
включая живые организмы, состоят из элементарных ча-
стиц, для мира которых справедлива теория относитель-
ности, на все тела закономерно действуют одинаковые
законы природы. Так как физические связи и взаимодей-
ствия между элементарными частицами несравнимо мощ-
нее химических и других процессов, приводящих к про-
явлениям жизни, нет никаких оснований ожидать откло-
нения «поведения» биологических объектов от «поведе-
ния» физических объектов, развивающихся в соответствии
с теорией относительности.
В частности, исключается влияние на молекулярные
структуры живых клеток релятивистского увеличения
массы атомов. Никакого релятивистского увеличения мас-
сы атомов в мире корабля, на котором будет происходить
эксперимент, не произойдет, а поэтому и не будет ника-
кого его влияния на молекулярные структуры живых кле-
ток объекта исследования. Релятивистское увеличение
массы атомов объекта будет наблюдаться лишь по отно-
шению к Земле, с точки зрения земного наблюдателя. Но
это не может никак повлиять на биологические процессы
на самом корабле.
Мы не сомневаемся, что эксперимент будет протекать
в полном согласии с теорией относительности. Вместе
с тем его проведение следует считать полезным. Успех
такого эксперимента способствовал бы убеждению людей
в универсальности закона, который становится неотъем-
лемой частью научных и технических достижений нашего
времени.
Придет время, и человечество будет встречать первых
галактических путешественников, как мы встречали пер-
вых пилотов-космонавтов. Тогда огромное большинство
людей, убедившись на практике в справедливости положе-
ний теории Эйнштейна, привыкнет к закономерным изме-
нениям интервалов времени и сжатию пространства, про-
исходящему при околосветовых скоростях и определенных
значениях потенциала тяготения. Привыкнут настолько,
что сегодняшнее непонимание этих эффектов покажется
парадоксальным.
94 % скорости света
Для того чтобы стала вероятной встреча с обитателя-
ми планеты иной звездной системы, для человечества
должны стать достижимыми по крайней мере несколько
десятков тысяч звездных систем. Необходимость полета
к значительной части из них отпадет, когда предвари-
тельные исследования их движения с Земли покажут, что
они «беспланетны», либо в ходе пристального изучения их
особенностей с Земли можно будет установить, что пла-
неты у систем есть, но они явно безжизненны. После пред-
варительного отбора останутся, пожалуй, «лишь» сотни
систем, на которых можно будет предполагать существо-
вание жизни. К ним и должны будут устремиться корабли
разведчиков Вселенной. Если же удастся обнаружить тех-
нологически развитую цивилизацию, тем более такую,
с которой будут налажены радиоконтакты, полет к ней
будет, разумеется, особенно важным.
Попробуем оценить минимальные летные данные га-
лактического корабля, способного обеспечить решение
этой главной задачи. Условимся об ограничении собствен-
ного срока путешествия 50 годами — примерным сроком
творческой жизни человека. Можно не сомневаться, что
этот срок по мере дальнейшего упорядочения социальных
условий будет возрастать.
Предположим, что максимальная скорость, которую
может развить звездолет, не превысит 94% скорости света
(281,8 тыс. км/сек). После достижения такой скорости
двигатель выключается и дальнейший полет совершается
по инерции вплоть до момента, когда будет пройдена
большая часть пути и начнется торможение при подходе
190
и,км/сек 5 Ч Ч
31 О5
г-w5
/ ю5
о
47. Схемы полетов по времени, проходящему
на Земле и в звездолете в зависимости
от достижимых ускорений при t = 50
лет (25 лет в один конец) и г?к — 94% с.
Сплошными линиями обозначена ско-
рость по времени, проходящему в звез-
долете, пунктирными — на Земле
35 40
1—1' — а = 0,715 м/сек2; 2 — 2' — а = 1 м/сек2; 3 — 3' — а =
=4 м/сек2; 4 — 4' — а = 6 м/сек2; 5 — 5'— а — 9,81 м/сек2; гипотетиче-
ский случай а — <z>.
График внизу — время, прошедшее на Земле, при рассмотренных
схемах полетов за 25 лет, проходящих в звездолете в зависимости от
ускорения при разгоне
к системе другой звезды. С учетом всех введенных условий
схема путешествия, построенная в координатах ракеты,
выглядит, как это показано на рис. 47 (например, кри-
вая 2).
При полете на максимальную дальность желательна
наибольшая достижимая величина ускорения ракеты. Яс-
но, что чем меньше времени занимают разгон и торможе-
ние ракеты, тем большее расстояние она сможет преодолеть,
двигаясь затем на постоянной скорости при полете в один
конец за 25 лет собственной жизни астронавтов.
Естественно, что наиболее благоприятной будет пере-
грузка, обусловливающая вес, равный земному, и соответ-
ственно ускорение g = 9,81 м)сек2. Однако, как уже отме-
чалось, возникают ограничения в связи с тем, что для по-
лучения значительных тяг от квантового двигателя тре
буются излучения огромной мощности. Это ограничение,
вероятно, может быть в значительной степени снято в ходе
развития науки и техники, однако в обозримом будущем
именно оно будет определять максимально достижимые
ускорения звездолетов. Поэтому при оценке максимальной
дальности полета мы первоначально исходим из относи-
тельно небольших ускорений.
200
Начнем наш расчет с ускорения g = 1 м!сек и будем
увеличивать его до а = g = 9,81 м/сек1, равного земному.
При а— 1 м/сек2 для разгона до скорости v = 0,94, с •=
= 28,18-107 м!сек понадобится время: tK = — = 28,18-
•107 сек.— 9 лет. Тогда на разгон и торможение придется
18 лет и на полет с максимальной скоростью останется
7 лет.
Сколько же времени пройдет за это время на Земле?
На какое расстояние, измеряемое с Земли, успеют уле-
теть звездные путешественники? Чтобы ответить на этот
вопрос, необходимо прежде всего определить, сколько
времени пройдет на Земле за время одного разгона (тор-
можения) звездолета. Эту задачу нельзя решать так, как
это делают иногда в популярной литературе, непосредст-
венно используя для расчетов земного времени на этапах
движения с ускорением зависимость (4,2), позволяющую
найти лоренцово сокращение времени.
В самом деле, ик — это конечная скорость полета ра-
кеты относительно Земли, и непосредственное использо-
вание этого уравнения возможно лишь тогда, когда ракета
движется с этой постоянной скоростью. При разгоне же
звездолета первоначально скорость очень мала, и поэтому
неизбежно значительное преувеличение времени, про-
шедшего на Земле, при использовании в зависимости (4,2)
конечной скорости ук. Для получения правильного резуль-
тата зависимость (4,2) должна быть проинтегрирована
с учетом изменения скорости и преобразована к виду
, С . аьк
ta = — arc sm— •
а с
(4.5)
Для определения собственного времени — времени,
прошедшего на ракете, при известном времени ta нетрудно
получить соотношение
. С . ata С , ^ata
tK = — arc sin — — In--------
a с a c
Зависимость (4,5) используется далее для определения
времени, прошедшего на Земле при разгоне. Для упро-
щений не учитывается влияние расстояний до Земли и по-
тенциала гравитации на ход времени [см. (4,4)].
201
В случае, когда а = 1 м/сек\
* 2,998-Ю8 . 1.28,18.10’
ta "" 1 arc sin 2,998-108 ~
= 3,66-108 сек. = 11,63 года.
За 7 лет полета звездолета с постоянной скоростью
28,18 -107 м/сек на Земле прошло бы, согласно уравне-
нию (4,2),
V 1,-\. 2,998-Ю8 )
Итак, за все время полета звездолета на максимальную
дальность, т. е. за 25 лет полета, прожитых экипажем,
на Земле пройдет 11,63-2—20,6 = 43,8 года, т. е. почти
в два раза больше, чем в ракете.
В действительности увеличение будет еще меньше.
Этапы торможения и разгона вдали от Солнечной системы
не равноценны по влиянию на ход времени с аналогич-
ными этапами у Земли, как это показано на рис. 46
и в табл. 7. Поэтому и приводимый нами расчет можно
считать определенным приближением.
Складывая расстояния, пройденные ракетой по земно-
му времени при разгоне, установившемся полете и тормо-
жении, получим расстояние (замеряемое с Земли), кото-
рое преодолел звездолет. Оно достигает 33,3 световых лет
(около 10 парсеков), и в сферу достижимости звездолета
попадает до 500 звездных систем.
Результаты вычислений времени, проходящего на Зем-
ле, при других значениях ускорения, соответствующих
достижимым дальностям за 25 лет жизни экипажа, при-
ведены в табл. 8. Как видно из таблицы, по мере возра-
стания ускорения корабль сможет преодолеть все большее
расстояние от Земли, все большее число планетных систем
будет попадать в сферу достижимости, и большая вероят-
ность достижения обитаемой планеты будет обеспечена.
В таблицу внесен практически невозможный случай,
в котором предполагается, что скорость, равная 94% ско-
рости света, достигается мгновенно. Условимся называть
его случаем наибольшей дальности. При рассмотренной
схеме движения он отвечает 73,5 земным годам (около 22
парсеков от Солнца).
202
Та б л и ц a 8
К определению времени, проходящего на Земле за 25 лет
полета экипажа галактического корабля в зависимости
от достижимого ускорения при vK = 94% с
Принятое ускорение а, м}сек* время разгона, годы Время установив- шегося по- лета, годы Время полета в оба конца гдля земного на- блюдателя, годы Максимальная дальность полета, световые годы
для астро- навтов для земного наблюдателя для астро- навтов для земного наблюдателя
0,715 12,5 15,25 0 0 61 17,8
1 9 11,63 7 20,6 87,6 33,3
4 2,23 2,9 19,2 56,2 124 56,5
6 1,49 1,94 22 64,8 137,1 63,7
9,81 0,31 1,18 23,2 68,2 141,2 65,4
Гипотетический случай бес- конечно большого ускоре- ния 0 0 25 73,5 147 69,6
В таблицу введен также случай минимального уско-
рения, при котором аппарат может достигнуть = 94% с
за 12,5 лет разгона (половина пути в одном направлении).
Это ускорение составляет 0,715 м/сек2. При еще меньших
ускорениях не удастся использовать все возможности ап-
парата в пределах принятых ограничений, а поэтому они
неприемлемы для полета на максимальную дальность.
Важно отметить, что при подходе к очень большим
ускорениям выигрыш в максимальной дальности стано-
вится все меньшим. Поскольку создание двигателей боль-
шой тяги чрезвычайно сложно, целесообразно ограничить-
ся минимальным достаточным ускорением.
В заключение оценим расход горючего для звездолета,
совершающего за 50 лет собственного времени полет на
максимальную дальность.
Поскольку в любом из рассмотренных случаев разгон
осуществляется до одной и той же наибольшей скорости
94% с, придется, как показывают расчеты, затратить одно
и то же количество энергии и строить аппарат с одним
3Q3
и тем же отношением масс (для одного разгона или тор-
можения) :
= 0,176, или-^- - 5,7,
которое нетрудно определить на каждом участке разгона
или торможения, воспользовавшись уравнением (3,5). Это
значит, что отношение масс четырехступенчатого космо-
лета, соответствующего четырем характерным участкам
полета, для всего полета от старта до возвращения соста-
вит (0,176) 4 = 0,00095 « 10”3. Таким образом, в Солнеч-
ную систему сможет возвратиться не более тысячной части
массы корабля, т. е. лишь одна тонна из каждой тысячи
тонн некогда стартовавшего аппарата. Все остальное
должно быть излучено в форме рабочего тела — квантов.
Это означает, что при возвращаемом весе хотя бы в 200 т
вес аппарата при отлете должен составлять не менее
200 тыс. т.
Пусть необходимое количество энергии для обеспече-
ния полета в оба конца на каждый килограмм стартового
веса равно Е = 68,1 • 1017 ккал. Тогда при энергоемкости
массы покоя А’м = 2,15’103 ккал/кг и коэффициенте
полезного использования массы покоя ц = 0,5 из каждых
1000 т стартовой массы придется 645 т израсходовать для
получения энергии. Всего одну тонну могут весить эле-
менты конструкции четырехступенчатого звездолета,
предназначенного для полета на максимальную дальность.
Оставшиеся 344 т представляют собой балластную массу,
превращаемую в излучение, или используются как запас по
энергоемкости.
Большая часть конструкций звездолета сбрасывается
по пути. Промежуточные ступени могут дополнительно
использоваться. Например, первая из них, выполнив свои
задачи, может вернуться в Солнечную систему. Однако
для того чтобы затормозить ее и разогнать обратно к Зем-
ле, придется существенно увеличить запасы аннигиляци-
онного горючего. Вероятно, она может быть оставлена как
своеобразный автоматический космический бакен в про-
странстве.
Вторая ступень останется на орбите у цели полета.
Третью можно использовать для переработки в анниги-
ляционном источнике излучения.
204
Отбросив ограничения
До сих пор предполагалось, что межзвездным аппара-
там удастся сообщить лишь наименьшие ускорения и ско-
рости, при которых возможны путешествия к звездам за
срок человеческой жизни, принималось отношение масс,
которое представлялось технически приемлемым. Отбросив
принятые ограничения, выходя далеко за пределы техни-
чески обозримого будущего, можно показать, что квантовая
ракета открывает перед человеком теоретически неограни-
ченные возможности проникновения в космос.
Немецкий физик Е. Зенгер, приняв, что ракета удаля-
ется от Земли с постоянным собственным ускорением
а = 10 м/сек2\ а = 30 м/сек2 й в гипотетическом случае
а = 300 м/сек2 и половину пути до цели проходит с не-
прерывным разгоном, а вторую с непрерывным торможе-
нием, вычислил сроки галактических путешествий для
экипажа ракеты в один конец для различных космических
расстояний, замеренных с Земли — £3ем.
Уравнение, использованное Зенгером, имеет вид
t* = varcsin(1 + • (4>6)
При полете на значительные расстояния, сравнимые
с размером галактик и расстояниями между ними, это
уравнение упрощается
<4-7>
При полете, например, в один конец к центру нашей Га-
лактики при постоянном ускорении (и последующем тор-
можении) а = 10 м/сек2 в первом приближении получим
около 7,25-107 сек.—примерно 22 года.
Уточненный расчет по уравнению (4,6) дает 19,7 года.
Результаты вычислений при других ускорениях представ-
лены на рис. 48, построенном в удобном для использова-
ния виде (величины по осям отложены в логарифмическом
масштабе). Видно, что для преодоления расстояния до
Проксимы Центавра космонавтам потребуется лишь
3,6 года. Это может показаться невероятным, ведь луч
света преодолеет это расстояние только за 4,27 года.
Действительно, относительная скорость ракеты ук не
может превысить скорость света. Однако, как мы уже
205
48. Зависимость расстояний, преодолеваемых ракетой, достижи-
мых скоростей полета и времени, проходящего на Земле (по-
следнее при ускорении а= 10 ле/сен2), от собственного времени
полета для экипажа ракеты и числа Эйнштейна для различ-
ных ускорений (на первой половине пути происходит рав-
номерное ускорение, на второй — равномерное торможение)
знаем, расстояния для самого звездолета, если судить о
них по замерам пути, выполненным экипажем ракеты,
сокращаются. Поэтому земному наблюдателю, для кото-
рого эти расстояния остаются неизменными, представля-
лось бы, что ракета движется со скоростью, превышающей
скорость света.
Напомним, что собственной скоростью звездолета на-
зывается отношение пройденного им пути по замерам
206
обычными астрономическими методами с Земли £3ем, т. е.
вычисленного земным наблюдателем, к интервалу време-
г . ^зем
ни, прошедшему на ракете £рак = т. е. ve = .
грак
Расстояния и время измерены в различных системах от-
счета. Эта собственно временная скорость не имеет фи-
зического смысла. Однако она покажет, какое расстояние,
замеренное с Земли за определенный срок жизни экипа-
жа, пересечет ракета, или время, которое нужно ракете
для путешествия на замеренное с Земли расстояние.
На рис. 48 по вертикальной оси представлены расстоя-
ния Н, которые удается преодолеть космолету, и время,
прошедшее на Земле ta (для случая а = 10 ж/сея2), в за-
ve
висимости от времени, прошедшего на ракете tK и—,
отложенных на горизонтальной оси.
Как видно из этого рисунка, уже при полете на полное
расстояние до Проксимы Центавра для экипажа корабля
проходят все меньшие интервалы времени по сравнению
со временем, проходящим на Земле. С другой стороны,
с точки зрения земного наблюдателя, собственная ско-
рость корабля во все большей степени превышает скорость
света.
В результате, например, путешествие до центра Га-
лактики заняло бы, как показано выше, 19,7 собственных
лет или 3-104 земных лет, путешествие к Туманности
Андромеды и обратно в Солнечную систему при ускорении,
почти равном земному, экипажу удалось бы совершить при-
мерно за 54 года или за 3 миллиона земных лет, а при
несколько больших, но еще допустимых ускорениях чело-
век сможет добраться за срок своей жизни и до самых
далеких из наблюдаемых галактик. Например, при уско-
рении всего 10 м/сек* для путешествия до самых отда-
ленных галактик, видных в мощнейшие современные те-
лескопы, и обратно понадобилось бы всего 84 года жизни
экипажа. В Солнечной системе за это время прошло бы
около 6 миллиардов лет. Естественным стал бы вопрос,
следует ли возвращаться к Солнцу? Может быть, за это
время значительная часть разумных обитателей его си-
стемы перебралась к другому, более богатому энергией
светилу? И второй, не менее важный вопрос: при каких
условиях следует отправлять космолет, который практиче-
ски не сможет возвратиться?
307
Рассмотрим сначала техническую сторону.
Поскольку расход «горючего» определяется интерва-
лом времени, проходящим в мире ракеты, масса покоя,
которая должна быть взята на борт для обеспечения ее
энергетических потребностей, остается приемлемой по
сравнению с собственной массой ракеты.
Однако отношение масс корабля, необходимое для до-
стижения относительной скорости, вплотную приближаю-
щейся к скорости света, стремительно растет, следователь-
но, растут и трудности создания корабля. Так, отношение
начальной массы к конечной — число Циолковского — для
путешествия к Туманности Андромеды и обратно состави-
ло бы 6,25 триллиона (6,26 -1012). Из 6,25 млн. т началь-
ной массы к Земле после завершения полета возвратился
бы всего лишь 1 грамм!
Один из приемов преодоления части этих трудностей
состоит в создании промежуточных энергетических баз
на пути к другим звездным мирам. Снабжение корабля
массой и энергией может производиться непосредственно
в полете, подобно заправке самолетов в воздухе. При этом
«заправочным шлангом», возможно, будет служить элект-
ромагнитный луч, подобный лучу лазера, переброшенный
с энергетической базы на корабль.
От Солнечной системы к звездам можно протянуть це-
почки энергетических станций, последовательно снабжа-
ющих энергией пролетающие корабли, с тем, чтобы от ко-
нечного звена этой цепочки — последней станции — они
отправлялись далее с наибольшими запасами горючего.
Вторая сложность решения задачи, заключающаяся в
том, что Земля невообразимо «постареет» за время полета,
в известной мере отпадет, когда человечество выйдет из
своей земной колыбели в космос и возвращение будет
просто ненужным.
Несмотря на все трудности, с частью которых познако-
мила читателей эта книга, мы уверены, что галактические
аппараты будут созданы в исторически вообразимые
сроки.
«Невозможное сегодня, станет возможным завтра»,—
писал К. Э. Циолковский. Квантовые ракеты могут стать
тем волшебным ключом, который позволит людям распах-
нуть двери для своих кораблей, отправляющихся к бес-
численным разумным мирам бесконечной Вселенной.
Заключение
Придет время, и космические лайнеры отправятся по
межзвездным маршрутам, но никогда не будут забыты
достижения советской науки и техники, позволившие че-
ловеку впервые шагнуть во Вселенную, достижения, в ко-
торые вложена частица труда каждого советского чело-
века.
Естественно, что все наши прогнозы основывались
лишь на тех исследованиях, которые известны или могут
быть намечены на тех путях, которые уже проклады-
ваются наукой. Заглядывая в будущее, мы лишь попыта-
лись пойти несколько дальше по одной из тропинок на-
шего века. Однако, по-видимому, будут найдены новые
направления развития, новые пути получения энергии,
новые способы преодоления пространства и покорения
времени. Намечается возможность использования для пи-
тания звездолета энергии электромагнитных полей косми-
ческого пространства (особенно локальных), либо магнит-
ных полей еще большего масштаба, действующих в ме-
гамире. Будущие открытия и их влияние на развитие
космических аппаратов сегодня предвидеть невозможно.
Поэтому они и называются открытиями.
Всего лишь несколько лет назад — в 1961 г. вышел на
орбиту первый космический корабль с первым космонав-
том на борту — Юрием Алексеевичем Гагариным. За этот
небольшой срок вместе с развитием космических исследо-
ваний неизмеримо расширились наши представления о до-
стижимом в космосе.
В частности, совсем недавно в области электроракет-
ных двигателей велись только поисковые работы. Теперь
209
первые из таких двигателей уже находились в космиче-
ской эксплуатации — на советских аппаратах «З'онд-2» и
«Зонд-З». Они знаменуют собой новый этап в развитии
двигателей для космических аппаратов. Всего лишь не-
сколько лет понадобилось для того, чтобы электроракет-
ные двигатели стали предметом разработки крупных кол-
лективов. То же самое можно сказать и об энергетических
источниках для космических кораблей.
Стремительные темпы изучения перспективных вопро-
сов очевидны и по проблеме обмена информацией с циви-
лизациями других миров. Два года назад эта проблема
затрагивалась со множеством оговорок. Теперь уже широ-
ко известен ряд работ, в которых эта проблема освеща-
ется с максимально возможной полнотой.
Заканчивая книгу, хочется еще раз подчеркнуть, что
одна из причин закономерного проникновения человече-
ства в космос — это стремление расширить познания об
окружающем нас мире и, в частности, познакомиться с
прошлыми и современными космическими цивилизациями.
По-видимому, еще несколько десятилетий понадобится
людям, чтобы для блага Земли утвердиться в системе
своего Солнца. Но может быть, уже в начале следующего
века создание звездных кораблей станет делом рук че-
ловеческих.
Завоевав пространство Солнечной системы, коммуни-
стическое человечество уверенно шагнет дальше — к звез-
дам нашей Галактики, а затем и других галактик, посетит
и изучит планетные системы и цивилизации других ми-
ров, чтобы отдельные острова разума объединились в си-
стему великого кольца, характерную для космической
фазы развития разумной жизни.
Литература
Александров С. Г., Федоров Р. Е. Советские спутники и
космические ракеты. Изд-во АН СССР, 1961.
Баум Ф. А., Каплан С. А., Станюкович К. П. Введение в
космическую газодинамику. Физматгиз, 1959.
Б о к Б., Б о к П. Млечный Путь. Под ред. П. П. Паренаго. Физмат-
гиз, 1959.
Бронштэн В. А., Новиков И. Д. Полет к звездам. «Наука и
жизнь», 1960, № 4.
Варваров Н. А., Фадеев Е. Г. Философские проблемы астро-
навтики. «Вопросы философии», 1961, № 8.
Гильзин К. А. Двигатели невиданных скоростей. Машинострое-
ние, 1965.
Гордеев Л. Н., 3 а к а л я ж н ы й В. П. и др. Космические маяки
в навигации. Воениздат, 1964.
ЗенгерЕ. К механике фотонных ракет. Под ред. М. Халатникова.
ИЛ, 1958.
Ионные, плазменные и дуговые ракетные двигатели (Доклады Аме-
риканского ракетного общества). Атомиздат, 1961.
Каструччио П. А. Связь и навигация при межпланетных по-
летах. «Зарубежная радиоэлектроника», 1958, № 7.
Крошкин М. Г. Земля начинается в космосе. Изд-во «Советская
Россия», 1964.
Левантовский В. И. Ракетой к Луне. Физматгиз, 1960.
Ляпунов В. В. Ракеты и межпланетные полеты. Воениздат, 1961.
Межзвездная связь. Сб. статей. Изд-во «Мир», 1965.
Меркулов И. А. Полет ракет в мировое пространство.
Овенден М. В. Жизнь во Вселенной. Изд-во «Мир», 1965.
Опарин А. И., Фесенков В. Г. Жизнь во Вселенной. Изд-во
АН СССР, 1956.
Перельман Р. Г. Звездные корабли. Изд-во «Советская Россия»,
1961.
Перельман Р. Г. Двигатели галактических кораблей. Изд-во АН
СССР, 1962.
Перельман Р. Г. Ядерные двигатели. Изд-во «Знание», 1958.
Преобразование тепла и химической энергии в электроэнергию в
ракетных системах. Сб. статей. Иноиздат, 1963.
Сенченков А. П. Атомные ракеты и проблемы освоения космо-
са. Атомиздат, 1964.
Феодосьев В. И., Синярев Г. Б. Введение в ракетную техни-
ку. Оборонгиз, 1960.
Шкловский И. С. Вселенная, жизнь, разум. Изд-во «Наука»,
1965.
Штернфельд А. А. От искусственных спутников к межпланет-
ным полетам. Гостехтеоретиздат, 1957.
Цандер Ф. А. Проблема полета при помощи реактивных аппара-
тов. Межпланетные полеты. Сб. статей. Оборонгиз, 1961.
Циолковский К. Э. Вне Земли. Изд-во АН СССР, 1958.
Энергетические установки для космических аппаратов. Сб. статей.
Изд-во «Мир», 1964.
Оглавление
1. Астронавтика (закономерности и цели)..................... 5
О закономерности наступления космической эпохи (5). Для
чего мы покоряем космос? (8). Космография (10). Великий
резервуар жизни (18). Главная цель астронавтики (25).
Космическая программа человечества (технические возмож-
ности) (33). Электрификация космоса (38). Человек в космо-
се (50).
2. В околосолнечном пространстве................... 58
Острова разума у берегов планеты (58). Силовые установки
космических аппаратов (76). Возможности «химических» ра-
кет (79). Ядерные двигатели (85). Электроракетные двигате-
ли (99). Под солнечным парусом (133).
3. В глубины Галактики.............................138
Снова в поисках двигателя (138). Скорости и сроки меж-
звездных путешествий (146). Энергетические потребности
галактических кораблей (152). В межзвездной среде (155).
Облик звездолета (о системе, формирующей тяговый луч)
(164). Сборка галактического корабля и связь с ним (182).
4. Сквозь панцири времени и расстояния.............187
Парадокс? Нет, закономерность! (187). 94% скорости света
(199). Отбросив ограничения (205).
Заключение........................................209
Литература........................................211
Роман Григорьевич Перельман
Цели и пути покорения космоса
Утверждено к печати редколлегией научно-популярной серии
Академии наук СССР
Редактор Л. А. Квасников
Художник Е. В. Крылов
Технический редактор Р. М. Денисова
Сдано в набор 26/XI 1965 г. Подписано к печати 26/XI 1966 г.
Формат 84x108732. Печ. л. 6®/8. Усл. печ. л. 11,13. Уч.-изд. л. 10,8.
Тираж 30 000 экз. Т-16043. Изд. № 13/65. Зак. № 3505.
Цена 32 коп.
Издательство «Наука». Москва, К-62, Подсосенский пер., 21.
2-я типография издательства «Наука». Москва, Г-99, Шубинский пер., 10
Опечатки
Стр Строка Напечатано Должно быть
50 2 сн. нейтронов нейронов
51 3 св. нейтронов нейронов
134 14—15св. набранных из тончай- набранных на каркасе
шей из тончайшей
135 17 св. 3-10~* г*сл€2/сл€8 3-10"4 г»се«2/сл«8
Р* Г. Перельман
32 коп
Сканирование - A AW
Dj Vu-кодирование - Беспалов