Более высокое ускорение позволит той же скорости достигнуть на меньшем расстоянии. Следовательно, меньший по площади и массе парус позволить использовать меньше лазерной энергии, что бы достигнуть той же самой скорости. Это так же означает, что и времени для ускорения понадобится меньше.
Максимальное ускорение ограничено тепловой стойкостью паруса вследствие того, что материал паруса не является идеальным отражателем и та часть света, которая им поглощается, его нагревает. Термальное ограничение ускорение паруса-зеркала a:

    (4) * (см. примечание внизу)

Где R - коэффициент отражения для материала зеркала, e - его излучательная способность, r - коэффициент поглощения (вообще-то 1-R прим. пер.), k - постоянная Стефана-Больцмана, P - плотность материала паруса, t- его толщина. Таким образом, если отражательная и излучательные способности приблизительно одинаковы, то величина ускорения - четвертая степень от температуры разделенной на плотность. Назовем это отношение коэффициент качества. Все другие параметры термально-ограничивающие ускорение данного паруса - примерно равны коэффициентам исходного металла.
Рассчитывая повысить мощности направленную на парус, Форвард надеялся добиться, и того, что отражательная способность (r) c тыльной стороны (обращенной к лазеру) будет высокой, и того, что излучательная способность (e) передней стороны, тоже будет значительной. Но остается неясным, достижимо это технически без пропорционального увеличения массы? Поэтому такая идея здесь не рассматривается. Излучающую способность материала для парусов (e) мы примем, как постоянную 0.06. Форвард, при разработке своей мисси предположил, что установившаяся температура поверхности паруса должна быть 2/3 от температуры плавления его материала. Это разумная оценка и мы тоже ее используем как приемлемое конструкционное отношение.

Были изучены различные материалы-кандидаты для паруса. Помимо явно негодных, были отклонены и некоторые на первый взгляд очень перспективные. Они выбыли из списка по иным причинам. Так серебро, несмотря на более высокую температуру плавления, чем у алюминия, при высокой температуре собирается в тонко-пленочную структуру (Форвард 1984) и не годится для тонкой пленки-паруса. Металлы тантал и цирконий имеют серый цвет и высокий коэффициент поглощения. Бор, имея высокую температуру плавления и низкую плотность, является скорей полупроводником, чем металлом и тоже серый, плохо отражает свет.
Таблица 2 показывает свойства и коэффициент качества (в сравнении с алюминием) для тех некоторых металлов-кандидатов у которых получились лучшие температурные показатели чем у алюминия.

Бериллий с температурой плавления 1550 K является очевидным лидером среди кандидатов для металлической зеркала-пленки. Исключительно высокая температура плавления бериллия для паруса была отмечена (Matloff 1984).
Два металл обладают еще лучшим коэффициентом из-за высокой температуры плавления - скандий и ниобий. Скандий в настоящее время чрезвычайно редкий и дорогой металл. Возможно, в будущем этот металл станет более доступным и менее дорогим, что позволит развивать идею его использования, но в настоящий момент, очевидно, что он очень редкий и дорогой для применения в таком качестве. Ниобий, напротив, является блестящим металлом с хорошим коэффициентом отражения, добывается в промышленных масштабах, доступен в больших количествах и широко используется, например, для сверхчистой сварки или в сверхпроводниках.
Таблица 3 показывает результат расчета для случаев использования лучших из выбранных металлов в сравнении с базовым алюминиевым парусом. Ускорение вычислено для максимального его значения и показано, для удобства, в земных гравитациях (в отношении к ускорению свободного падения). Отключение луча (отсечка) производится при достижении скорости V= 0.11 скорости света. Зная это расстояние мы можем вычислить диаметр паруса который нам понадобится.

Другой возможный класс материалов для паруса - диэлектрические тонкие пленки. Диэлектрики прозрачны. Но, делая тончайшие пленки 1/4n длины волны отражаемого света, можно получить весьма высокое отражение (Лэндис 1989). Коэффициент отражения пленки толщиной в четверть длины волны будет:

    (5)

Где n - коэффициент преломления данного материала.
Форвард (1986) рассматривал многослойные пленки из диэлектрика, где слой диэлектрика, толщиной в четверть волны, чередовался со слоем вакуума, толщиной в четверть длины волны. Такое решение может увеличить коэффициент отражения почти до 1 но отношение коэффициента отражения к массе паруса для одиночного слоя материала толщиной в одну четверть длины волны максимально, поэтому только такой вариант мы здесь и рассмотрим.
Таблица 4 показывает три из рассмотренных кандидатов-диэлектриков. Другие материалы тоже исследовались (Лэндис 1989). Для диэлектриков принята толщина в четверть (максимальное отражение) длины излучения для 500 nm света. Максимальная рабочая температура T_опт принята в 2/3 от Т_melt - температуры перехода алмаз-графит - 1800 K. Показатель качества (который снова представленный относительно алюминия) RT⁴/tP показывает, что пленка является частично прозрачной, а также тот факт, что толщина, указанная как четверть длины волны не константа в 16 nm.

Тонкая алмазная пленка в настоящее время производится самыми разнообразными методами. Однако пока не возможно произвести стабильные алмазные пленки без подложки. Аналогично неясно, можно ли произвести тончайшие пленки карбида кремния. Кремниевый карбид к тому же хотя и позиционируется как материал с высоким показателем качества, является не столь прозрачным как хотелось бы. Пленки из двуокиси циркония хотя и получены путем электроннолучевого напыления для оптических покрытий, но технология для удаления подложки для него тоже все еще не существует.
Хотя коэффициент отражения для двуокиси циркония (50%) и выше чем, например, у метала ниобия, котонный ниже и составляет 42%, нужно учитывать, что в силу прозрачности материала полупроводника, половина световой энергии направленной на такой парус будет потеряна. Это означает, что, не смотря на возможно более короткую дистанцию разгона, парус из двуокиси циркония требовал бы более мощного лазерного излучателя чем парус из ниобия.
Простое использования коэффициента качества, будет соответствовать реальности, только если коэффициент поглощения (r) и излучающая способность (е) идентичен соответствующим коэффициентам у алюминия. Реально же пленки диэлектриков будут иметь и ниже поглощение, и выше излучающую способность. Это тема для будущих исследований вне направления текущей работы.

Эффективность лазеров

Теперь рассмотрим эффективность лазерных генераторов. Высокий КПД при превращении электрической энергии в излучение напрямую ведет к понижение энергетических затрат и стоимости. Лазеры, с самым высоким КПД изготовленные на сегодняшний день - лазеры на полупроводниковых диодах. Полупроводниковые лазеры, широко доступные сегодня, демонстрируют КПД до 40%. 60% было достигнуто в лабораторных условиях (Friedman et al. 1994). Необходимая нам синяя длина волны тоже была получена, например с ZnSe лазерным диодом на 500 nm, то есть, и эта задача должна быть для подобных приборов выполнима. Трудность применение лазерных полупроводниковых диодов проявляются в том, что типичная мощность таких излучателей, приблизительно 1 Ватт. Так как необходимо чтобы лазерный луч был когерентным вдоль всей апертуры излучающего блока, потребуется управлять по фазе миллиардом отдельных испускающих элементов как единым целым. Это может быть в принципе сделано, нечто подобное реализовано в MOPA (Master Oscillator/Power Amplifier) конфигурации. Однако громадная сложность этой проблемы пугает и является огромны техническим вызовом.
Другая трудность при использовании лазеров на диодных полупроводниках в том, что с повышением температуры, генерация срывается, а это означает, что длительная работа таких лазеров потребует поддержания температуры перехода, грубо говоря, комнатного уровня, а желательно и ниже. Это означает, что потребуется активная система охлаждения с мощными радиаторами.
Еще одна технология для повышения эффективности лазеров - лазеры на свободных электронах. Для повышения энергетической отдачи потребуется, после прохождения через вигглер пучка электронов, рекуперировать поток частиц (использовать его энергию повторно). С рекуперацией, заявляют в Новосибирском FEL (Литвиненко и др. 1994) "легко" добиться рециркуляции электронного луча, при которой КПД всей установки "может превышать 30%". КПД в 40% и выше, предсказывается как вполне достижимое даже для столь коротких волн как 500 нм.
Так как имеется, по крайней мере, две технологии (а возможно и больше) достигают высокого КПД преобразования электрической энергии в световую, и КПД в 40% по крайней мере является возможным, такой показатель можно вполне принять как разумную экстраполяцию для перспективной системы.
Так же возможны лазеры с накачкой непосредственно от солнца. Лэндис (1994) предположил, что непосредственно накачивающийся от солнца полупроводниковый лазерный диод вполне мог бы быть получен на современной технологии и его КПД был бы сопоставим с таковым у GaAs (арсенид - галлиевого) фотоэлемента. Это могло бы уменьшить стоимость энергии, если стоимость лазерной энергии будет такой же, как стоимостью энергии массива фотоэлементов подобной площади. Но трудности с фазовым совмещением большого числа таких отдельных излучающих диодных ячеек крайне велики.

Анализ

Таблица 5 демонстрирует результаты применения предложенных выше усовершенствований. Мы изменили длину волны, поменяли ускорение за счет других материалов, рассчитали новый диаметра паруса и линзы, наконец, вычислили новую общую массу (паруса, такелажа и полезной нагрузки) зонда.

Материал паруса	Длина волны l	Ускорение     a	диаметр линзы Dlens	диаметр паруса Dsail	масса зонда
	[ nm ]	[ g ]	[ km ]	[ km ]	[ kg ]
Алюминий ( Al )	1000	0.036	1000	3.6	1000	базовый
Алюминий ( Al )	500	0.036	707	2.5	500
Бериллий ( Be )	500	0.42	212	0.764	30
Ниобий ( Nb )	5000	0.82	148	0.534	72

Обратите внимание, что несмотря на более высокое ускорение, парус из Nb будет иметь большую массу чем бериллий, в силу большей плотности ниобия.
Эти вычисления показывают, насколько уменьшением длины волны и выбором более "быстрого" материала паруса можно добиться уменьшения диаметра линзы, паруса и сокращения массы зонда.
Усовершенствования по сравнению с базовой концепцией - впечатляют. Вместо использования пара-линзы в 1000 км диаметр ее уменьшился до 212 (для Be). Полная масса линзы уменьшилась от половины миллиона до 23 000 тонн. Аналогично указанные выше требования по точности позиционирования линзы и источника ослаблены в 5 раз.
Диаметр паруса уменьшен от 3.6 км до 760 метров.
В нашем анализе полезная нагрузка была принята константой в 27% от общей массы зонда. Тогда использование всех предложенных усовершенствований позволяет нам уменьшить по сравнению с базовым зондом Форварда массу с 1000 кг (включающую 333 кг полезной нагрузки), до 30 кг (с 8 кг полезной нагрузки). Насколько реально рассматривать полезную нагрузку корабля настолько маленькой, как 8 кг? Таблица 6 показывает эволюцию конструкции космических зондов за последнее времени.
Усовершенствование их конструкции привило к снижению массы полезной нагрузки со 100 кг у "Вояджера" до 19 кг у "Пролета Плутона" чуть более чем за 25 лет. Снижение массы полезной нагрузка до 8 кг вполне может быть достигнуто, если текущие тенденции в ее снижении сохраняться и дальше вплоть до 2030 г. Так как это пролетная миссия, то зонд пройдет через систему исследуемой звезды на большой скорости и не будет выходить на орбиты гипотетических планет. Его приборы будут более похожи на оборудование телескопа "Хаббл" (Hubble), чем на приборы обычной межпланетной станции. Это потребовало бы, например, большого надувного зеркала высокого качества. Альтернативное решение: можно было бы предположить, что сам парус-зеркало мог бы служить оптическим элементом для телескопа. Это, возможно, потребовало адаптивной вторичной линзы, так как поверхность самого паруса вряд ли будет оптической поверхностью требуемой точности (Для использования ее в качестве только паруса-отражателя нужна очень незначительное геометрическое качество поверхности)
Связь с Землей так же вызовет определенные трудности. Межзвездный зонд, возможно, будет использовать оптическую связь. Возможно, он будет использовать для этого тот же самый оптический элемент, что использует для зеркала телескопа. Другое решение - сам парус уже является большим металлическим отражателем. И он мог бы использоваться как рефлектор параболической антенны для микроволнового или миллиметрового передатчика. Нет никаких технологических трудностей для использования такого большого светового паруса как подобного микроволнового отражателя. А обладая технологией используемой для управления большими пара-линзами в качестве концентраторов энергии, мы здесь не должны испытывать никаких трудностей в получении и усилении относительно слабых сигналов посланных через межзвездные расстояния.
Таким образом, кажется, нет никаких физических барьеров препятствующих снижению массы корабля до требуемой величины.
Прогноз тенденции в Таблице 6 базируются на том, что все улучшения в технологиях и снижение в связи с этим массы кораблей происходят эволюционно. Если же произойдет революционный технологический скачек (например "Starwisp", появление нанотехнологии), то любая подобная экстраполяция становится невозможной.

Таблица 6. Эволюция массы кораблей

Тип коробля	Год	Масса
Вояджер (Voyager)	1977	800 кг
Клементина (Clementine)	1994	200 кг
Быстрый пролет Плутона (Pluto Fast Flyby)	возможно 2000+	100 кг
Межзвездный зонд	возможно 2020+	???

Таблица 7 демонстрирует влияние предложенных усовершенствований на уровень потребляемой мощности. Наиболее существенные изменения связаны с изменением длины волны от 1 микрона до 500 нм и заменой лазеров с КПД преобразования от 10% до 40%. Эти два фактора способны снизить необходимую нам электрическую мощность с 650 GW до 81 GW, то есть в 8 раз.
Более высокое ускорение становится возможным теперь в связи с более высокой температурой и более низкой плотностью материала паруса. Поэтому требуется и пропорционально более высокая лазерная мощность в области фокусируемого пятна. Но вся необходимая на разгон энергия уменьшается пропорционально площади паруса (и массы) которая уменьшается с уменьшением необходимого фикусного расстояния в силу пропорционального увеличения ускорения. Если площадь линзы остается неизменной, а площадь паруса уменьшается пропорционально увеличению ускорения, тогда общее количество необходимой энергии уменьшилось пропорционально увеличению ускорения. Однако, примененный нами принцип проектирования разделил преимущество более короткой дистанции разгона между парусом и линзой, позволив уменьшить диаметр обоих. А значит, площадь паруса уменьшилась не пропорционально увеличению ускорения. Это не приводит ни к каким изменениям в требуемой мощности луча, которая связанным только с термальным ограничением ускорения. Плотность - единственный фактор, влияющий на мощность. При использовании бериллиевого (Be) паруса, использование менее плотного материала понижает массу и приводит к сокращению требуемой мощности. А вот ниобиевый (Nb) парус из-за большой плотности требует, фактически, большей мощности луча, чем даже у первоначального вариант зонда Форворда.

Таблица 7. Мощность и энергия

Материал паруса	Длина волны l	Мощность лазена Wlaser	КПД лазера	Мощность потребл. Welectr	Время работы	Необходимая энергия Eelectr
	[nm]	[GW]	[%]	[GW]	[лет]	[GW-час]
Алюминий ( Al )	1000	65	10	650	3	17.1 x 106
Алюминий ( Al )	500	32	10	320	3	8.5 x106
Алюминий ( Al )	500	32	40	81	3	2.1 x106
Бериллий ( Be )	500	22	10	220	0.27	0.52 x106
Ниобий ( Nb )	500	107	10	1065	0.13	1.21 x106
Бериллий ( Be )	500	22	40	54	0.27	0.13 x106

И так, с предложенными изменениями необходимая мощность уменьшается с 650 до 54 GW. Даже если в будущем не произойдет никаких сокращений издержек на капитальное строительство электростанций по сравнению с сегодняшним днем и предположив, что лазеры с прямой накачкой от солнца невозможны, стоимость необходимой энергоустановки уменьшается на порядок. По консервативной стоимости 2$ за ватт, стоимость дополнительной электрической мощности, грубо говоря, будет стоить 100 миллиардов долларов и это сопоставимо со стоимостью программы "Аполлон". Предположив продвинутую технологию и стоимость за ватт 0.05$, капитальные вложения в энергетику проекта составит 3 миллиарда, цифра сопоставима со стоимостью сегодняшней миссии типа "Cassini". И следует подчеркнуть, источник генерирующий энергии остается там где расположен после того, как зонд Форварда уже запущен и таким образом может использоваться либо для запуска нового зонда либо обеспечивать электроэнергией другие нужды.
Глобальное производство и потребление электроэнергии в 1992 г - 1200 GW. (см. примечание внизу) Исходная миссия требует, грубо говоря, половину от мирового производства электроэнергии. Усовершенствованная миссия требует, приблизительно 4% мировой энергетической мощности. Так как рост производства и потребления электроэнергии в мире за период с 1970 г. по 1992 приблизительно 2.3 GW в год, необходимая энергетическая мощность для запуска мисси чуть меньше чем прирост за шесть лет.
Дополнительный метод оценить издержки на электроэнергию состоит в том, чтобы смотреть на общее количество необходимой для запуска энергии в киловатт-часах. Так как требуемое количество гораздо меньше, чем производится в мире, интересно вычислить стоимость, исходя из текущей стоимости электроэнергии, принятой в Соединенных Штатах, которая составляет 5.1$ за киловатт-час промышленно произведенной мощности. В результате сто тридцать тысяч гигаватт-часов электроэнергии будет стоить 6.63 миллиарда долларов. Это очень разумная величина для предложенной мисси!

Заключение

Последние экспертные оценки идеи межзвездного полета подчеркивают крайне высокую стоимость даже очень небольшого межзвездного зонда. Майликовский, например, вычисляет стоимость 1000 кг. межзвездного зонда с миссией флай-бай (исследование на пролетной траектории), летящего со скоростью 0.3С в 130 триллионов (1.3 x 10¹⁴) долларов! К счастью проблема не настолько серьезная!
В данной работе первоначальный проект разгоняемого лазером светового паруса был перепроектирован с точки зрения концепции "лучше, меньше, дешевле". При использовании более короткой длины волны, более высокой температуры паруса и более низкой его плотности за счет использования бериллия, мы добились того, что необходимые размеры паруса и линзы уменьшаются в 5 раз, ускорение увеличится в 12 раз, масса зонда уменьшается в 33 раза, необходимая мощность излучения уменьшилась в 12 раз, а количество электроэнергии на разгон - в 130 раз по сравнению с первоначальным проектом.
Дополнительные усовершенствования, связанные с использованием в качестве материала паруса вместо металла диэлектриков, еще не были оценены количественно.
Хотя и так ясно: межзвездный зонд осуществим с технологиями сегодняшнего дня.

---

[ вверх ]

Приложение: Стоимость энергии

Майликовский (1994) отмечает, что тысячекилограммовый зонд, путешествующий со скоростью 0.3С имеет кинетическую энергию 1180 миллиардов киловатт-часов. Анализируя разгоняемый лазером зонд предложенный Форвардом (1984), и приняв КПД преобразования электричества в свет равным 30%, а эффективность преобразования света в кинетическую энергию зонда 6-7%, получается что нам нужен источник энергии мощностью в 65 000 GW в течении 900 часов. При капитальной стоимости 2$ за ватт, строительство электростанции обойдется в 130 триллионов (1.3 x 10¹⁴) долларов. По текущей стоимости электроэнергии в США в 3$ за кВт-час стоимость используемой энергии 1.77 триллиона (1,77 x 10¹²) долларов.

Капитальная стоимость в 2$ за ватт - типичная стоимость промышленной установки, используемой в США сегодня, для энергии добытой из угля и природного газа, генерированной из нефтепродуктов. Капитальная стоимость у ядерной энергетики сейчас несколько выше. Сегодняшняя эксплуатационные затраты за кВт-час где-то 3$. Это чуть ниже чем нужно было потратить энергетикам в 1990 на топливо, обслуживание и ремонт. Общая стоимость электроэнергии продаваемая промышленному потребителю, включающая и капитальные затраты и эксплуатационные расходы составила 5$ за кВт-час, если усреднить по всей территории США, так как цена несколько меняется в зависимости от местности и слегка ниже на северо-западе, где много гидроэнергии, а на северо-востоке несколько выше.
Космические генераторы электричества в настоящий момент являются куда более дорогими. Типичная цена - 1000$ за ватт.
Источником энергии для лазерной системы, вероятно, должна быть батареей солнечных фотоэлементов. Мы можем создать батареи фотоэлементов работающие на поверхности Земли по стоимости 2$ за пиковый ватт. "Пиковый ват" определен как генерация одного ватта энергии при полном освещении в 1 kW/м² (то есть полдень, безоблачный день). Однако к космическим солнечным батареям предъявляются значительно более жесткие требования, типа стойкости к ультрафиолету, радиации, выносливость при перепадах температур и они должны быть значительно легче наземных систем. Однако, разумно предположить, что разворачивание космических технологий в огромных масштабах (много-гигаваттные генераторы) могли бы приблизить стоимость (а возможно даже сделать меньше) к стоимости наземных фотоэлементов. Таким образом, мы можем принять значение в 2$ за ватт принятое для сегодняшних технологий. Такая система вероятнее всего производила бы энергию без существенных эксплуатационных расходов и, следовательно, эксплуатационные 3$ за кВт-час, принятые Майликовским скорей всего явно завышены. Однако так как это составляет всего один процент от стоимости энергии, различие не принципиально.

Все наши рассуждения касаются энергетических станций расположенных на поверхности Земли, но если мы будем использовать внеземные солнечные батареи, то есть возможность снизить затраты, так как большая внеземная солнечная электростанция может располагаться ближе к Солнцу чем орбита Земли, а значить получать большую интенсивность солнечного света на квадратный метр. К сожалению, вырабатываемая фото-преобразователем энергия не увеличивается линейно с увеличением интенсивности света. С некоторого момента, конверсионная эффективность фотополупроводника уменьшается из-за увеличения рабочей температуры. Однако, крайне неразумно предполагать, что в инновационных проекте пассивные терморадиационные системы не могут производить в десять раз больше мощности без огромного увеличения их стоимости. Это уменьшило бы капитальную стоимость на порядок с 2$ дл 0.2$.
В 1977 году Департамент Энергетики США развернул программу исследований по фото-преобразователям, задача которой - добиться цены 0.5$ по тогдашнему курсу. Такая стоимость, как считали, вполне достижима и даже могла быть ниже 0.30$ или даже 0.10$. [Maycock 1978]. Хотя по нынешнему курсу доллара эти цены будут выше, все равно видно, что технология производства солнечных батарей не была развита до максимально возможного уровня и вполне возможно, что будущие цены солнечных фото-преобразователей будут значительно ниже теперешних. Переход на производство сотен гигаватт электрической мощности таким способом привело бы к экономическому эффекту масштабирования. Уменьшение в 4 раза цены в результате улучшения технологии и применения низко-затратных методов производства панелей, кажется вполне разумным и даже консервативным предположением. Это бы привело к тому, что капитальная стоимость произведенного в космосе электричества упала бы до 0.05$ за ватт.
Суммарное влияние этих двух факторов по сравнению с базовой стоимостью, должно снизить генератора электрической мощности с 130 триллионов долларов по оценке Майликовского, до приблизительно 3 триллионов (3 x 10¹²). Это все еще слишком большая цена в современном мире и неприемлема в нынешней социально-политической среде, за любую миссию которую мы хотели бы осуществить.
Как отметил Эндрю (Andrews [1993]) энергетическая станция, однажды построенная, остается в рабочем состоянии после того как зонд запущен. Следовательно, капитальная стоимость может быть амортизирована на множество запускаемых этой станцией экспедиций что значительно понизит стоимость "за рейс". Другое решение - энергетическая система может использоваться для иных целей, возмещая капитальные затраты на нее.

Одно из возможных решений может состоять в том, чтобы снизить стоимость станции на несколько порядков, создавая космические инфраструктуру самовоспроизводящихся фабрик-автоматов, включающую в себя фабрику производящую солнечные фото-преобразователи. Эндрю например оценивал для такого подхода снижение затрат по сравнению с существующими сегодня на 3/4. В принципе такой подход мог бы снизить цену энергетического блока к стоимости первой самовоспроизводящейся фабрики-автомата. Но эта технология все еще пока очень спекулятивна.

Я не исследовал затраты на создание накапливающих и распределяющих систем, которые предварительно были оценены как относительно незначительные. Но детальный анализ проекта должен был бы включать и эти детали. Дополнительная тема для анализа - стоимость лазеров. Лазеры, изготавливаемые сегодня, имеют типичную цену 1000$ за ватт. Ясно, что должно произойти значительное снижение стоимости лазеров и их технологии, прежде чем парус, разгоняемый лазерным лучом, может рассматриваться как реалистичная идея.


Ссылки:

• Andrews. Dana G., and Zubrin, Robert (1988), "Magnetic Sails and Interstellar Travel," paper IAF-88-553, 39th Congress of the International Astronautical Federation, Bangalore, India.
• Andrews. Dana G. (1993), "Cost Considerations for Interstellar Missions," paper IAA-93-706; also presented at Conference on Practical Robotic Interstellar Flight, New York University, August 29-Sept. 1, 1994.
• Forward. Robert L. (1984), "Roundtrip Interstellar Travel Using Laser-Pushed Lightsails," J. Spacecraft and Rockets, Vol. 21, Mar-Apr., pp. 187-195.
• Forward. Robert L. (1985), "Starwisp: an Ultra-light Interstellar Probe," J. Spacecraft and Rockets, Vol. 21, May-June, pp. 345-350.
• Forward. Robert L. (1985/1989), private communications to G. Landis (letters).
• Forward. Robert L. (1986), "Laser Weapon Target Practice with Gee-whiz Targets," presented at Laser Propulsion Workshop, Lawrence Livermore National Laboratories, 7-8 July.
• Forward. Robert L. (1991), "21st Century Space Propulsion," Journal of Practial Applications in Space, Winter, Vol. 2, No. 2, 1-35.
• Friedman, Herbert, et al. (1994), "Scaling of Solid-state Lasers for Satellite Power Beaming Applications," SPIE Optics, Electro-optics & Laser Conference, Los Angeles CA, Jan. 24-28; Laser Power Beaming, SPIE Proceedings Volume 2121, 49-57.
• Landis. Geoffrey A. (1989), "Optics and Materials Considerations for a Laser-Propelled Lightsail," paper IAA-89-664, 40th Congress of the International Astronautical Federation, Oct. 7-12 1989, Malaga, Spain.
• Landis. Geoffrey A. (1991), "Laser-Powered Interstellar Probe," APS Bulletin, Vol. 36 No. 5, 1687-1688.
• Landis. Geoffrey A. (1994), ""Prospects for Solar Pumped Semiconductor Lasers," SPIE Optics, Electro-optics & Laser Conference, Los Angeles CA, Jan. 24-28; Laser Power Beaming, SPIE Proceedings Volume 2121, 58-65.
• Landis. Geoffrey A. (1994A) "Laser-Powered Interstellar Probe," presented at Planetary Society Conference on Practical Robotic Interstellar Flight, NY University, Aug. 29-Sept. 1.
• Litvinenko, Vladimir N. et al., "Component Technologies for a Recirculating Linac Free-electron Laser," SPIE Optics, Electro-optics & Laser Conference, Los Angeles CA, Jan. 24-28; Laser Power Beaming, SPIE Proceedings Volume 2121, 21-37.
• Mallove, Eugene and Matloff, Gregory (1989), Chapters 5-6, The Starflight Handbook, John Wiley and Sons, NY, 71-105.
• Matloff, Gregory L . (1984), "Interstellar Solar Sailing: Consideration of Real and Projected Sail Materials,: J. Brit Interplanetary Soc., Vol. 37, Mar., 135-141.
• Maycock. Paul D. (1978), "The Development of Photovoltaics as a Power Source of Large-Scale Terrestrial Application," Proc. 13th IEEE Photovoltaic Specialists Conference, IEEE, NY, 5-8.
• Mileikowsky, Curt (1994), "Cost Considerations Regarding Interstellar Transport of Scientific Probes with Coasting Speeds of About 0.3c," paper IAA-94-655, 45th Congress of the International Astronautical Federation, Oct. 9-14, 1994, Jerusalem, Israel. An earlier version of this paper was presented as Mileikowsky (1994A).
• Mileikowsky, Curt (1994A), "How and When Could We Be Ready to Send a 1000 kg Probe With a Coasting Speed of 0.3c to a Star?" Conference on Practical Robotic Interstellar Flight, New York University, August 29-Sept. 1, 1994.

---

Примечание переводчика:

Рассчитав по этой формуле зонд Форварда (Таблица 1), я получил примерно в 2 раза большее ускорение. Меня заинтересовало, нет ли в формуле ошибки? Понять откуда эта формула в любом случае полезно. Импульс луча - это его энергия обратная скорости света . Отразившись от зеркала паруса, луч меняет импульс в два раза выразив через импульс силу (dp=Fdt) давящую на парус, и полагая W₀=E/dt получаем: . Те самые 6.7 Н/GW. Отсюда ускорение паруса: . W_о это та часть мощности луча W которая была отражена. Тогда: . Поглощенная мощность будет излучаться равномерно со всех сторон и суммарный импульс от этого излучения будет равен 0). Теперь подведем тепловой баланс в системе. Поглощаемая мощность W(1-R) должна быть строго равна рассеиваемой мощности: W(1-R)=ekT⁴S. Из этой формулы выражаем мощность и подставляем ее в формулу ускорения:. Теперь выразим массу через плотность и толщину паруса: m=pV=pSt. Подставляем это в нашу формулу и попутно заменяя 1-R на r : . Осталась малость. Сократить площадь в числителе и знаменателе. S - это вся площадь рассеивания энергии. У тонкого паруса это две стороны одного листа. А S_b это площадь листа. То есть S=2S_ь (поверхностью торцов мы пренебрегаем, ибо она крайне мала). Тогда получаем: . Почему же у Форварда ускорение все же в 2 раза меньше? Если мы сравним плотность только материала паруса на m² 0.043 г. и эту же плотность для всего паруса с учетом полезной нагрузки (ПН) и структуры равную 0.1 (Таблица 1), то получаем ответ. Массу самого паруса примерно в 2 раза меньше чем масса всего зонда, а значить и ускорение всего зонда будет пропорционально меньшее расчетной. То есть формула (4) дает ускорение для "чистого" паруса без такелажа и ПН. Это важный нюанс.

вернуться к тексту

По единодушному мнению разных источником мировое производство и потребление энергии уже 1994 г. составило 12 TW. Почему у Лэндиса в 10 раз меньше - не понятно. Но получается, что на запуск неоптимизированного зонда потребуется не половина мировой энергии, а только 5%.

вернуться к тексту

Перевод: Александр Семенов [Sem123(C)list.ru]
октябрь 2007 г.
__________________________________________________ [ вверх ] [ оглавление ]

Оптимизирован под Internet Explorer 1024X768
средний размер шрифта
Дизайн A Semenov