Г РИЗОНТ
в_о_з_м_о_ж_н_о_г_о______________________________________
[ оглавление ]
Корабль из водородного льда
для полета межзвездного
робота-зонда
Джонатан В. Пост
Jonathan Vos Post, F.B.I.S.
Британское общество межпланетных путешествий
["Компьюче Фьюче инкорпоретед". Активный член:
Британского Межпланетного общества, Национального космического общества,
Всемирной космической ассоциации, Института космических исследований,
Планетологического сообщества.]*
Материал подготовлен для конференции "Автоматический межзвездный полет: готовы ли мы?", проходившей в Нью-Йоркском университете с 29 августа, по 1 сентября 1994 г. и опубликован в Журнале Британского межпланетного общества, JBIS, в апреле 1996 г.
*…и прочее, и прочее, и так далее, и тому подобное…:-)
Hydrogen Ice Spacecraft for Robotic Interstellar Flight by Jonathan Vos Post, F.B.I.S. (C.E.O., Computer Futures Inc.; Active Member: British Interplanetary Society, National Space Society, World Space Foundation, Space Studies Institute, Planetary Society)
Appears in: the Proceedings of Practical Robotic Interstellar Flight: Are We Ready?, New York University, New York City, 29 Aug-1 Sep 1994, and in Journal of the British Interplanetary Society, April 1996
РЕЗЮМЕ
Космический корабль, изготовленный из замороженного водородного льда (или дейтерия и трития) может использовать его как конструкционный материал, радиационную защиту, хладоген (радиатор) и топливо одновременно. Такой тип корабля, называется "автофагом" (autophage) самопожирателем (self-consuming) и позволяет достичь чрезвычайно низкой доли "мертвой" массы конструкции - показателя который является очень критическим при оптимизации межзвездной ракеты.
Для снижения нестабильность водородного льда (таяние, испарение), в данной работе рассматривается специальная система его самоохлаждения. Сам по себе водородный лед является плохим материалом для силовых элементов конструкции, поэтому ниже обсуждаются различные варианты армирования его волокнами из углерода или бора.
Также проведена оценка различных вариантов термоядерного топлива, способного храниться в качестве льда, то есть в твердой форме, включая дейтерий, тритий, бор-11. Рассматривается идея упрочнения льда пропиткой лития ангидридом аммиака.
В заключение сделана оценка релятивистской кинематики многоступенчатой ледяной ракеты (iceship). Показано, что если в качестве топлива применить замороженный дейтерий, то для пятиступенчатой ракеты с односторонней миссией (без торможения у цели) и долей мертвого веса на каждой ступени 10-1 , а так же полной долей полезной нагрузки на каждой ступени 10-5, зонд-исследователь на последней ступени приобретет скорость 0.64 с. Подобная миссия при постоянном ускорении ледяной ракеты в 0.0485 g достигла бы Альфа Центавра за 12.81 год, а при ускорении 1g, исследовательский зонд пронесется через соседнюю систему через 6.7 лет с момента запуска.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Титульный лист, резюме, оглавление.
1.0 Введение
2.0 Проект корабля из ледяного льда.
2.1 Тепловой анализ: и тут появляется солнце.
2.2 Литий или бор в водороде: ледяные изотопы.
3.0 Релятивистская кинематика.
3.1 Пять ступеней. Многоступенчатый подход / Результаты.
4.0 Перспективные исследования.
5.0 Выводы и Заключение
6.0 Ссылки
1.0 ВВЕДЕНИЕ
Будущие космические исследовательские миссии предъявляют необычно жесткие требования к конструкционным материалам космического корабля. Во многих случаях лучшим выходом будет использовать нетрадиционные материалы и решения. Космический корабль, созданный из замороженного твердого водородного льда (или дейтерия и трития) может использовать этот лед, как в качестве топлива, так и в качестве конструкционного материала, радиационного щита и даже охладителя (радиатора) [2,3,4,5,6,7].
Такой тип конструкции называется "автофаг" (сапопожиратель) и позволяет добиться крайне низкого значения доли мертвой массы ракеты (доля неполезной массы, оставшегося после сгорания всего топлива), которая является очень критическим параметром при оптимизации конструкции межзвездного корабля. [9]
Хорошо известно, что водород из-за минимального молекулярного (атомарного) массы - идеальное вещество в качестве отбрасываемой реакетной материи. Но здесь куда важней соображения, связанные с минимизацией метровой массы судна, что существенно для многоступенчатой ракеты.
Для того чтобы подавить нестабильность (летучесть) водородного льда, нужно охладить его до 50 Кельвина (К) и мы должны поддерживать этот холод все время пока судно монтируется и заправляется возле Земли, сохранить этот холод в течении всего путешествия, несмотря на нагрев корабля от радиационного излучения, ударное воздействие межзвездной пыли и звездную ультрафиолетовую радиацию. Для этого ниже предложена специальная схема самоохлаждения льда. Водородный лед как конструкционный материал не способен выдерживать необходимые силовые нагрузки, поэтому специальные методы усиления его (армирование) углеродными или боровыми волокнами так же потребуют отдельного рассмотрения. Еще одно возможное решение по усилению механических свойств материала - пропитка льда дейтерида ангидридом амония.
Для ракеты на ядерном делении [12, 16] доля массы, превращенной в энергию приближенно составляет 7х10-4, для термоядерного синтеза дейтерия грубо 4х10-3. Предположим, что мы уже имеем двигатель на синтезе дейтерия с конверсионной долей (epsilon) = 4х10-3, детали оставим инженерам. Предположим, что конструкционный материал, из которого построен корабль и есть топливо для него, а именно замороженный дейтерий. Предположим, что мы намерены совершить односторонний исследовательский полет без торможения у цели (с торможением массовое число увеличилось бы в квадрате). Примем, как принято в классическом случае [Subotowicz 19], что каждая ступень ракеты имеет одинаковое массовое отношение и скорость истечения реактивной массы. Тогда, как мы увидим в разделе по релятивистской кинематики, заметную скорость "по отсечке" (выключении) двигателя последней ступени можно добиться, если мы сможем сохранить долю мертвой массы ниже 10-1 для каждой ступени. То есть только десятая часть от полезной массы будет бесполезно теряемой частью, после того как все топливо данной ступени израсходовано. Например, в случае ограничения только дейтериевым льдом в качестве топлива и пятиступенчатой схеме ракеты, в случае доли полезной нагрузки 10-5, окончательная скорость пятой ступени будет составлять 0.64c. Если такое судно имеет постоянное ускорение 0.0485g, то оно достигнет Альфа Центавра через 12.81 лет. Это же судно, ускоряемое с 1g, пронесется через эту же систему спустя, примерно, 6.7 года.
Количественный анализ представлен в разделе о релятивистской кинематике многоступенчатой ледяной ракеты. Детали инструментария для пятиступенчатой системы так же показаны, период ее разгона и полета рассчитаны. Необходимые направления перспективных исследований отмечены. 43 ссылки перечислены.
2.0 ПРОЕКТ КОРОБЛЯ ИЗ ВОДОРОДНОГО ЛЬДА
Джейм Б. Стефенс (James B. Stephens) в JPL первым (в 1984 и 1985 соответственно ссылкам автора) предложил накапливать водородное топливо на низкой орбите Земли без использования для этого топливных баков, основываясь на своем опыте 20-и летнего изучения ядер комет. Он указал массу преимуществ (перечислен ниже) включая и возможность использование "самородного" (переохлажденного) водородного льда на орбите для сверхпроводящих электронных систем в низко-шумных высокочувствительных длино-волновых датчиках. Джеймс Стефенс представил эту свою идею в 80-х годах как в NASA, так и в Департамент Обороны, но она не вызвала большого интереса. Тогда автор предложил концепцию межпланетной и межзвездной ледяной ракеты, которая будет использовать один и тот же материал как топливо и как структурный элемент, радиационную защиту и хладоген. [2,3,4,5,6,7] Идеальный космический корабль может быть легким и недорогим, использовать эффективное топливо в виде шаров из водородного льда, которые к тому же будут служить и структурным элементом, каркасом ракеты.
Водород в качестве конструкционного материала выглядит очень "экзотично", так как имеет механический предел прочности как у масла, но он составляет более чем 75% всего вещества во вселенной и стоит 10$ за фунт. Этот материал можно сделать прочным, армируя его, то есть, пронизывая лед тонкими волокнами углерода или бора, а так же смешивая его с другими частицами-наполнителями.
Шары из упрочненного водородного льда будут служить как несущий элемент конструкции, затем они отделяются и плавятся или превращаются в талый снег (шугу) которая направляются в термоядерный реактор как топливо. Таким образом, почти все вспомогательные части корабля используются в процессе разгона как топливо. Как полагал автор, подобная технология подобна сцене в фильме братьев Маркс "На Запад!", где Грушо, Харпо и Чико сжигают в топке локомотива сначала дрова, потом мебель, а потом и сам вагон. Подобная сцена имеется и в "Вокруг света за 80 дней", где Вилли Фог сжигает части отделки парохода "Генриетта" чтобы завершить в срок последнюю часть своего путешествия. [8]
Такой тип корабля называют "автофаг" (самопожиратель) и в нем достигается крайне низкое значения доли мертвой массы, величина которой очень критична при оптимизации межзвездного судна [9].
Несколько раньше, но более консервативно, Астон (Aston [10]) предложил использовать отработанное ядерное топливо как реактивную массу. (В ядерной ракете урановое топливо-энергоноститель не выбрасывается за борт, а остается мертвым грузом в реакторе, питающем например ионный двигатель. Астон предложил выкидывать через такой двигатель и отработанное ядерное топлива из реактора. Прим. переводчика)
Нордлей (Nordley[11]) развивает идею Астона и говорит следующее:
"В качестве потока реактивных ионов могут использоваться не только тяжелые атомы, но и все что только возможно, дабы максимизировать отношение отброшенной массы к массе корабля и таким образом минимизировать размер конструкции и массу. Это особенно важно при межзвездном полете, где нужна очень высокая скорость истечения реактивной массы и может потребоваться уменьшения массы энергетического модуль. Но если использовать более легкое горючее, это снизило бы необходимое напряжение поля в разгонных ступенях [ионного двигателя] для достижения заданной скорости истечения. Таким образом, эта идея [Астона] могла бы быть расширена также и на уже ненужные части космического корабля. Заряженные атомы алюминия или кремния достигли бы [в ионном двигателе] примерно в 4.7 раза большей скорости по сравнению с заряженными атомами Ксенона и приблизительно в 8.7 раза большую скорость по сравнению с ионами урана в одном и том же электрическом поле."
Автофаг из водородного льда доводит концепцию Астона и Нордлея к логическому концу и является в этом смысле самым экстремальным решением.
Чтобы уменьшить летучесть водородного льда Джеймс Стефенс детально разработал специальную схему самоохлаждения, которую количественно проанализировал Джеймс Сэльвэйл (James Salvail) в Гавайском университете (University of Hawaii). Она показана на рис. 1 и описана ниже.
Рис1. Схема самоохлаждающейся ледяной сферы.
(восстановлена по описанию. Оригинальный рисунок в исходном тексте отсутствовал. прим. перев.)
1 - внешний экран-оболочка с порами.
2 - силовые стержни из теплоизолятора, скрепляющие оболочки.
3 - кристаллический водородный лед при 50К
4 - внутренние тепловые концентрические экраны-отражатели с порами для утечки сублимированных молекул водорода.
Концентрические сферы из очень тонкого металла (например, лития) или металлизированного майлара (тип пластмассы) покрывают более толстые сферические оболочки водородного льда, которые связаны, по крайней мере, двумя стержнями сделанными из материала с крайне низкой теплопроводностью. Они необходимо чтобы сферы внешнего уровня не двигались по поверхности льда нижнего. Внешняя оболочка зеркальная и имеет достаточную толщину, чтобы обеспечить необходимую защиту и прочность. Внутренние оболочки из того же материала, но гораздо тоньше (намного меньше 0.1 см) поскольку их функция - просто выполнять роль тепловых экранов-отражателей.
Внешняя оболочка и внутренние экраны-отражатели должны иметь достаточно крупные отверстия или поры для того, чтобы сублимированные (высокоэнергитичные) водородные молекулы быстро могли просочиться наружу, в открытый космос. Изолированное экранами пространство между медленно убывающей ледяной поверхностью и внешней оболочкой, таким образом, имеет небольшую газовую утечку, потому что газ очень текуч. Утечка газа из-за тепловой конвекции так же имеется, но он крайне незначителен.
При таких условиях испарение сублимированного водорода наружу охлаждает и скрепляет остальные концентрические сферы льда, поддерживая температуру значительно ниже 200K - точки плавления водорода. Нормальная температура такой системы 50K.
Система в целом, как задумал Джеймс В. Стефенс, состоит из:
1) Встроенной в лед изоляции.
2) Охлаждаемой за счет испарения изоляции.
3) Изомерно-конверсионный катализатора, который внедрен в изоляцию.
4) Экрана-отражателя инфракрасного излучения с паропроводящими порами.
5) Газопроводящий кристаллический водородный лед, полученный магнитно-резанансным охлаждением из не-кристаллического льда.
6) Самоорганизующаяся волокнистая изоляция из внедренных в лед частичек, которые должны связываться в процессе очистки льда.
Достоинства системы включают:
1) Интегральнсть решения (синергизм) - переохлажденный водородный лед одновременно является топливом, экраном, абсорбентом (поглотителем), источник энергии, прозрачным экраном (иллюминатором) и системой длительной теплоизоляции в течении полета.
2) Криостатом для сверхпроводников (менее чем 50K для водорода).
3) Само-изолирующийимся твердым криостатом.
4) Возможен длительный срок службы системы на Земной орбите.
5) Основной материал имеет низкую стоимость (менее 10$ за фунт).
6) Дешевизна процесса (процесса заморозки и отливки).
7) Низкая стоимость запуска (вполне противостоит нагрузке при высоком ускорению).
8) Дешевизна операций с материалом (твердый материал который способствует сверпроводимости).
9) Акустическая бесшумность (колебания частиц минимально).
10) Термическая устойчивость (большая теплоемкость, хорошая изоляция).
11) Хорошая проницаемость льда для газового отвода и постоянная температура, что позволяет избежать механических напряжений в изоляционных экранах и конструкционных элементах, внедренных в лед.
Стефентс так же подчеркивал свойство водородного льда поглощать нейтроны, поглощать и отражать микроволновое излучение, защищать от мощного лазерного излучения, экранировать от жестких нейтральных и заряженных частиц, невидимость для радаров и широкие возможности для внедрения в лед всевозможной авионики. Последнее включает радары с фазированной решеткой, ионные двигатели на солнечных батареях, сверхпроводящие магнитные энергогенераторы, сверхпроводниковые системы управления и датчики.
Как развивал свою идею автор (см. рис. 2), отдельные водородные ледяные сферы могут управляться на орбите маленькими бустерами (ракетными двигателями) и позже быть собраны в один большой космический корабль. Твердый водород гораздо более безопасен, чем жидкий водород. Сферы могут иметь внедренную в них авионику, обеспечивая тем самым распределение функций управления и максимальную эффективность ее за счет сверхпроводящих температур. Однажды, будучи собранной, при низком ускорении свойственном ионным, ядерным и термоядерным приводам, сборка из сфер не будет подвергаться опасности разрушения в связи с низким пределом прочности водородного льда как конструкционного материала. Так, ускорение, приведенное в разделе 3.1. составляет всего 0.0485g. Кроме того водородный лед будучи размещенным между полезной нагрузкой (экипажем) и ядерной ракетной установкой, будет выполнять роль нейтронного щита, поглощая эти частицы без дополнительных затрат на экранирование.
Рис 2. Сборка ледяной ракеты на орбите.
(Опять же рисунок - вольность переводчика. В первоисточнике рисунки отсутствуют. Прим. перев.)
В ранних работах автор предложил следующие исследовательские космические миссии:
1) Зондирование Солнца.
2) Исследование внешних планет.
3) Полет к границам Солнечной системы на 1000 а.е. (TAU)
4) Подповерхностное зондирование планет.
5) Пилотируемая миссия на Марс.
6) Орбитальная станция-топливозаправщик для накопления и хранения горючего.
Тогда же автор предложил эксперимент по взрывному "волновому" двигателю использующему чередующиеся слои водородного и кислородного льда и сделал детальные оценки по применению переохлажденного льда на Меркурии, Луне и Марсе. [25,26,27].
2.1 ТЕПЛОВОЙ АНАЛИЗ: И ТУТ ПОЯВЛЯЕТСЯ СОЛНЦЕ…
Компьютерное моделирование диф. уравнений теплового анализа выполненное Джеймсом Сэлвэйлом (James Salvail) [2,3,4] показало, что на расстоянии 1 a.e. (Астрономической единицы) с 50-ю вложенными сферическими экранами и радиусом 1 м остается почти изотермической при начальной температуре 50K, незначительным температурным градиентом и почти постоянной утечкой массы 17.8 нанограмм/см2 за секунду. После моделирования 10-и летнего периода изначальная сфера из водородного льда сжалась до ледышки в 21 дюйма радиусом и полный срок ее жизни составил 12 лет. Уменьшение количества тепловых экранов с 50 до 10 не оказало никакого влияния. Окраска внешнего экрана в черный цвет (для невидимости) дала утроение утечки массы до 53.8 нанограмм/см2 за секунду и подняла температуру поверхности до 5.20К. В этом случае время жизни сократилось до 4.2 года. Очевидно, что для нашего космического корабля зеркальность и длинный срок жизни предпочтительнее (ходя DOD предпочел бы невидимость).
Даже на расстоянии 0.1 а.е. глубоко внутри орбиты Меркурия сфера радиусом 1 м с 50-ю экранами на солнечной стороне нагревалась до 5.810 K, имела утечку 1.06 микрограмм/см2 за секунду и прожила 75 дней.
На расстоянии 0.1 а.е. метровая сфера с 10-ю экранами на повернутой к Солнцу стороне имела температуру 6.390K, имела утечку 10.5 микрограмм/см2 за секунду и просуществовала 35 дней. Эффект радиационных экранов важен при больших тепловых нагрузках, что понадобится учитывать если, скажем, миссия ледяной ракеты нуждается в гравитационном маневре вблизи Солнца.
Эффект влияния близкого ядерного или термоядерного взрыва, который мог бы произойти в случае сбоя работы двигателя или в результате аварии одного из путешествующих рядом космического корабля дублера моделировалось как временное, на 20 секунд, изменение гелиоцентрической дистанции от 0.1 до 0.01 а.е. где температура теплового равновесия для абсолютно черного тела 28080 K. Если металлическая оболочка не расплавится при максимуме температуры (23610 K), то водородный лед прилегающий к внешней оболочке достигнет максимума - 8.730 K. cо скоростью испарения 4.7 миллиграмм/см2 за секунду. Через 10 минут температура оболочки упадет до 5.580 K (50-и слойная сфера) или до 5.790 K (10-и слойная сфера), и за это время лед испарится на 2.5 см.
При прочих равных условиях, срок жизни само-охлаждающейся водородной ледяной сферы, согласно оценкам модели, пропорционален к всем начальным параметрам для единичного радиуса в этих расчетах. Таким образом сфера радиусом 2 м имеет 24-х летний период жизни на расстоянии от Солнца 1 а.е. и два года на расстоянии 0.1 а.е. Для миссий в глубокий космос, и для сферы уже в несколько метров радиусом утечка становится чрезвычайно маленькой. [24]
Подобное моделирование было выполнено так же для плит и льдин цилиндрической конфигурации. [24]
Водородный лед сам по себе несовершенен как конструкционный материал. Исследовались различные методы армирования его волокнами из углерода и бора, а так же подмешивания частичек связывающей субстанции (montmorillonite clay).
Анализ криогенных льдов и шуг (талый снег) был представлен в более ранней работе автора [4]. Для данной работы достаточно обратить внимание, что водородный лед имеет плотность 70.6 г/л при -2620 C, тает при 200 К в жидкое состояние с плотностью 70.8 г/л при -2530 C. Шуга имеет промежуточную плотность, но выделяется рядом преимущества, и перед жидким, и перед твердым состояниями.
Предложенный ранее ракетный привод на антиматерии [29,30] предполагает, что запас водорода по сравнению с антиводородом будет больше, что позволит оптимизировать энергетику системы. В таком случае космический корабль следует создавать из водородного льда, но с дополнительным блоком в котором очень осторожно подвешен и изолирован запас антиводорода для которого концепция само-охлождения явно неприемлема.
Тяга на антиматерии требует ряда крупных научных достижений. Ядерной ракетной тяге крупные прорывы не требуется, а требуется обычный водород как отбрасываемая масса, предварительно разогретая реакцией деления, как это имеет место происходить в любом реакторе/двигателе. Но реакция деления не анализируется в этой работе. Двигатель на энергии термоядерного синтеза тоже пока требует крупных достижений [31]. Но если предположить что уже существует подходящий термоядерный реактор, который можно использовать в космосе, мы можем перевести наше внимание с водородного льда на более необычное топливо.
2.2 ЛИТИЙ ИЛИ БОР В ВОДОРОДЕ: ЛЕДЯНЫЕ ИЗОТОПЫ
В определенном смысле обычный водород (протий) - идеальным материал/реактивная масса, поскольку он чрезвычайно дешев и имеет самую маленькую молекулярную массу среди всех материалов в качестве отбрасываемой ракетой массы. Но можно рассматривать его как горючее в реакции синтеза [20] обычного водорода, где соединяются два протона и рождают дейтрон (ядро дейтерия), позитрон (антиэлектрон) и нейтрино. При этом так же выделяется и энергия 0.42 МэВ (миллионов электрон-вольт). Это условно 2.0 x 1013 Дж на килограмм топлива:
p + p -> D + e+ + v
Но воспользоваться этим не получится, потому что данная реакция не является истинной реакцией синтеза. Это видно по эмиссии нейтрино. Это скорей "слабосила" реакция чем "сильная" реакция. Кроме того, много энергии уносит нейтрино. Реакция крайне тяжело запускается. Общий выход энергии - относительно ничтожен. С гораздо меньшим усилием и с более хитрым топливом мы можем получить куда лучшие результаты.
Если наш водородный лед изготовлен из равных частей протия и дейтерия, то мы можем соединить эти две частицы чтобы получить гелий-3 и гамма-квант с выделением 5.49 МэВ энергии. В пересчете это 1.75 x 1014 Джоулей в килограмме топлива:
p + D -> He3 + gamma
Но это не намного лучшая идея. Гамма-излучение разлетаться во всех направлениях и будет иметь тенденцию "поджарить" полезную нагрузку. Мы могли бы избавиться от протия полностью и использовать либо чистый дейтериевый лед, либо смесь дейтерия с тритием.
Лед из чистого дейтерия сгорал бы по двум возможным цепочкам реакций, которые заканчивались бы появлением смеси ядер гелия-3, трития, протия и нейтронов:
D + D -> He3 + n 3.27 Mev (7.8 x 1013 J/kg)
D + D -> Т + p 4.03 Mev (9.65 x 1013 J/kg)
Дейтерий легкодоступен в большом количестве, так как он составляет примерно 1/6000 часть всего водорода здесь на Земле [23]. Окись дейтерия, тяжелая вода D2O стоит от 0.06$ до 1$ за грамм в зависимости от количества и чистоты [23]. Дейтерий-дейтериевую реакцию относительно просто запустить для чего нужно достигнуть температуры около 10 миллионов градусов. Но нейтроны, возникающие в реакции, создают неприятности. Так как они незаражены, то разлетаются во всех направлениях и не поддаются управлению никакими электрическими или магнитными полями. Они пронизывая все на своем пути и наводя радиоактивность в полезной нагрузке. Тем не мнение именно это топливо используется по умолчанию везде в этой работе.
Энергетика дейтерий-тритиевой реакции на первый взгляд имеет явные преимущества. Это наиболее изученная на сегодня реакция из-за низкой температуры поджега, грубо 10 миллионов градусов:
D + Т -> He4 + n 17.6 Mev (3.37 x 1014 J/kg)
Это, по сути, самая легкая из реакций синтеза для воспламенения и таким образом может быть первой использована для земной термоядерной энергетики. Но тритий радиоактивен, его период полураспада около десятилетия и нейтроны по-прежнему очень неприятны.
Имеется ряд интересных реакций использующих в качестве топлива гелий-3, но мы их игнорируем по двум причинам. Прежде всего, гелий-3 очень тяжело добыть, хотя это можно сделать из верхнего несколько-сантиметрового слоя лунного реголита где этот газ накапливался из солнечного ветра. Во-вторых, технология самоохлаждения, описанная в моей статье для водорода, не годится для изотопов гелия, которые в таком случае должны быть охлаждены ниже фоновой температуры вселенной. Замороженный в лед гелий будет слишком энергозатратен.
В результате мы остались с несколькими еще более экзотическими реакциями. Мы рассмотрим литий. Литий существует в природе [21] в относительном изобилии и 7.39% его составляет изотоп литий-6 (Li6). 92.61% составляет литий-7 (Li7). Литий тает при температуре 1800 C и кипит при 13260 C. Если мы построим корабль из равных частей лития и протия то мы имеем:
p + Li6 -> He4 + He3 3.90 Mev (5.53 x 1013 J/kg)
Тогда мы использовали бы водородный лед с литиевой фольгой плюс стены и несущие балки из лития. Литий - мягкий металл, но в области криогенных температур (и без воды) он достаточно прочный и твердый чтобы удовлетворить требованиям предъявляемым к конструкционным материалам. К сожалению, это достаточно трудная для поджигания реакция.
Мы заключим несколько более выгодную сделку, если используем изотопно-чистый литий-7 для реакции, которая порождает хорошо фокусируемые магнитным полем альфа-частицы:
p + Li7 -> He4 + He4 17.00 Mev (2.0 x 1014 J/kg)
Но опять же, это слишком тяжелая реакция для поджигания.
Мы можем использовать дейтериевый лед и чистый литий-6 и снова получить поток альфа-частиц:
D + Li6 -> He4 + He4 22.30 Mev (2.67 x 1014 J/kg)
Или даже рассмотреть протий плюс бор-11 для так называемой реакции "бор-распада":
p + B11 -> He4 + He4 + He4 8.80 Mev (7.0 x 1013 J/kg)
Но эти реакции еще меньше изучены и так же чрезвычайно трудно поджигаются. Требуется, возможно, в 1000 раз большая температура воспламенения, чем для дейтерия. Литий или бор могли бы начать гореть под ударами межзвездного водорода, собираемого специальным магнитной воронкой, после того как такая "прямоточка" достигнет скорости 0.02с, и подобное решение могло бы стать полезно как последняя ступень межзвездного космического корабля [28].
Если мы воспользуемся волокнами из бор-11 чтобы усилить (армировать) ими тритиевый или дейтериевый лед, то можно было бы позволить этим волокнам бора сгорать в двигателе ракеты там испаряться и частично участвовать в ядерных реакциях. Непрореагировавший бор несколько уменьшил бы энергетический выход и использовался бы как простая реактивная масса.
Имеется хитрый способ получить литий смешанный с водородом. Литий активно растворяется в ангидриде аммиака (NH3 без воды). В результате получается жидкость с самой низкой плотностью при комнатной температуре, всего 0.51 г/л [22]. Обычный аммиак, NH3, имеет молекулярную массу 17.03, а плотность 0.771 г/л. плавится при -77.70С в то время как тридейтерит амония, ND3, имеет молекулярный вес 20.05 и плавится при температуре -740С. Литиевый раствор в аммиаке имеет металлическую электропроводность при боле чем 9 молях металла. Такая же эвтектика с 22 молями метала при температуре 880K и при более низких температурах можно получить очень твердый состав, возможно Li(NH3) [4].
Мы можем смешивать части лития-6 (или лития-7) с ангидридом аммиака или литий-6 с полностью дейтеризированным ангидридом аммиака, заморозить эту смесь в сферы со слоями перфорированной литиевой фольги и строить наш корабль из этого податливого аммиачного льда. Конечно, после сжигания компонентов мы останемся с некоторым количеством бесполезного азота, который будет загрязнять термоядерную реакцию синтеза, если его предварительно не отделить (а потом использовать как негорючую реактивную массу). Но возможно ангидридный аммиачный лед следовало бы исследовать как экзотическое химическое топливо для жидросных ракет.
И так, на чем мы остановимся? Мы не имеем ясной идеи относительно термоядерного космического корабля, который бы сжигал литий или бор [31]. Так что нам, вероятно, придется скрепя зубами, взяться за проблему нейтронного облучения и строить наш корабль из дейтерия или даже смешанного дейтерия-трития. Остальная часть этой работы опирается на эту идею. Нордей (Nordley) [32] говорит: "как только основная (дейтерий-тритиевой) реакция будет запущена, другие второстепенные реакции тоже становятся возможными. Хотя энергия нейтральных частиц, рождающихся в этих реакциях, может быть в несколько раз меньше чем у основной реакции, и таким образом не представляют интереса с точки зрения кинематики полета, но эти частицы будут все же сильно проникающими (особенно нейтроны) для электроники и биологических объектов, участвующих в межзвездном путешествии."
Нужно обратить внимание, что литий может поглощать нейтроны, нагреваясь при этом и передавать тепло водородному льду, растапливая его в жидкость или в шугу. Но в любом случае будущие исследования должны включать анализ нейтронной стойкости полезной нагрузки через дублирование (избыточность) самовосстановление (саом-ремонт) или даже нано-технологию [33].
3.0 РЕЛЯТИВИССКАЯ КИНЕМАТИКА
Космический корабль созданный из переохлажденного водородного льда может использовать один и тот же материал в качестве конструкционного материала, радиационного и прочих экранов, хладогена и топлива, [2,3,4,5,6,7], но куда более важно с точки зрения кинематики то, что очень малая часть массы корабля будет потрачена впустую как непроизводящий тягу неполезный груз.
Этот тип корабля, "автофаг" (самопожиратель), достигает чрезвычайно низкой доли мертвой массы (неполезной массы остающейся после сжигания всего топлива), что является очень ценным при запуске межзвездного корабля [8]. Вместе с тем, водород, который для этого используется, идеален как реактивная материя с минимальной молекулярной массой и следовательно имеет максимальную скорость истечения.
Как отмечают Спенсер и Джэйфф (Spencer & Jaffe) [9]:
"Всесторонне изучавшие релятивистскую ракетную динамику Акерета (Ackeret) [12,13], Тсайн (Tsien) [14], Бассард (Bussard)[15] и многие другие, сделали два неявных допущения, что сильно ограничивает возможности этих ракет. Они предположили, что ракета на ядерной энергии будет одноступенчатой и что вся полученная энергия передается оставшейся части всей массы судна. Последнее предположение, очевидно, является результатам идеи, что израсходованное ядерное топливо будет либо сохранено на борту, либо выброшено за борт, и не будет истекать с огромной скоростью как реактивная масса. Эти предположения не есть необходимостью и более того, они нежелательны.
Еще раньше межзвездные ракеты рассматривал Зенгер (Sanger)[16] и Штулингер (Stuhlinger) [17]. Они поняли, что количество доступной энергии есть скорей всего функция массы топлива и от конечной массы она не зависит. Однако они не полагали, что необходимо организовывать корабль по схеме привычных химических ракет. Они заключили, поэтому, что межзвездные путешествия на ядерной реакции невозможны (поскольку источник был недостаточно мощен из-за фундаментальных ограничений на количество энергии доступной для разгона ракеты). В противоположность этому предложенный анализ (от Спенсера и и Джаффе) [9] показывает как ракета на ядерном делении или синтезе может рассматриваться для межзвездного путешествия."
Уравнения Спенсера и Джэйффа использовались для расчета релятивистской кинематике и в этой работе. Они включают корректные уравнения, полученные сначала Зенгеном [16] и Хузом (Huth) [18], которые устанавливают отношение между долей массы, преобразованной в энергию (epsilon, e) и скоростью истечения относительно ракетного корабля (w), а так же между долей массы, преобразованной в энергию (e) и удельным импульсом (I).
А именно:
Для одноступенчатого корабля доля сухой массы (xi) является отношением массы пустого корабля (Mb) к всей массе использованного топлива (Mf):
Масса же использованного топлива - это сумма масс отброшенного топлива как реактивной массы (Me) и массы остального топлива конвертированного в кинетическую энергию:
Как указывают Спенсер и Джейфф, конструкция многоступенчатого межзвездного корабля очень чувствителен к доле мертвой массы (beta, b) и полной доли полезной нагрузки (phi, p). В частности для корабля с n ступенями конечная скорость полезной нагрузки (n-той ступени) выраженная через долю полезной нагрузки, долю мертвой массы на каждой ступени и через долю массы топлива, преобразованную в энергию будет:
И полное массовое число (отношение) для всей ракеты:
Тогда, если доля полезного груза 10-1 мы имеем следующее отношение между долей мертвой массы (beta), количеством ступеней (n) и конечной скоростью полезной нагрузки un в долях от скорости света:
| Доля мертвой массы |
Количество ступеней |
Конечная скорость к с |
| (beta, b ) |
(n) |
(un / c) |
| 0.1 |
1 |
0.15 |
| 0.1 |
2 |
0.17 |
| 0.1 |
3 |
0.177 |
| 0.1 |
4 или 5 |
0.18 |
| 0.2 |
1 |
0.125 |
| 0.2 |
2 |
0.15 |
| 0.2 |
3 |
0.155 |
| 0.2 |
4 |
0.16 |
| 0.2 |
5 |
0.162 |
| 0.3 |
1 |
0.105 |
| 0.3 |
2 |
0.13 |
| 0.3 |
3 |
0.14 |
| 0.3 |
4 |
0.146 |
| 0.3 |
5 |
0.148 |
Если доля полезной нагрузки 10-3 мы имеем следующее отношение между долей мертвой массы (beta, b) количеством ступеней (n) и конечной скоростью полезной нагрузки в долях от скорости света:
| Доля мертвой массы |
Количество ступеней |
Конечная скорость к с |
| (beta, b ) |
(n) |
(un / c) |
| 0.1 |
1 |
0.20 |
| 0.1 |
2 |
0.37 |
| 0.1 |
3 |
0.44 |
| 0.1 |
4 |
0.46 |
| 0.1 |
5 |
0.47 |
| 0.2 |
1 |
0.16 |
| 0.2 |
2 |
0.30 |
| 0.2 |
3 |
0.37 |
| 0.2 |
4 |
0.41 |
| 0.2 |
5 |
0.44 |
| 0.3 |
1 |
0.14 |
| 0.3 |
2 |
0.26 |
| 0.3 |
3 |
0.32 |
| 0.3 |
4 |
0.36 |
| 0.3 |
5 |
0.38 |
И если доля полезной нагрузки 10-5 мы имеем следующее отношение между долей мертвой массы (beta, b) количеством ступеней (n) и конечной скоростью полезной нагрузки в долях от скорости света:
| Доля мертвой массы |
Количество ступеней |
Конечная скорость к с |
| (beta, b ) |
(n) |
(un / c) |
| 0.1 |
1 |
0.22 |
| 0.1 |
2 |
0.40 |
| 0.1 |
3 |
0.53 |
| 0.1 |
4 |
0.61 |
| 0.1 |
5 |
0.64 |
| 0.2 |
1 |
0.16 |
| 0.2 |
2 |
0.30 |
| 0.2 |
3 |
0.42 |
| 0.2 |
4 |
0.50 |
| 0.2 |
5 |
0.55 |
| 0.3 |
1 |
0.14 |
| 0.3 |
2 |
0.26 |
| 0.3 |
3 |
0.36 |
| 0.3 |
4 |
0.44 |
| 0.3 |
5 |
0.48 |
Комментарий от переводчика.
Обратите внимание. Все расчеты Поста производятся из предположения, что доля конвертированной массы в энергию epsilon или e будет той, что он принял в разделе 1.0 ВВЕДЕНИЕ, цитирую:
Для ракеты на ядерном делении [12, 16] доля массы, превращенной в энергию приближенно составляет 7х10-4, для термоядерного синтеза дейтерия грубо 4х10-3. Предположим, что мы уже имеем двигатель на синтезе дейтерия с конверсионной долей (epsilon) = 4х10-3, детали оставим инженерам.
Но это, мягко говоря, несколько завышенная цифра. Конечно же, именно такой дефект массы 0.0040 имеет реакция синтеза дейтерия с гелием-3:
[(2.01355D+ 3.016Нe3) - (4.002Нe4+ 1.0072Н) ]/(2.01355D+ 3.016Нe3) = 0.0040
Но, как верно заметил автор, гелий не замерзает при фоновой температуре космоса в лед и для ледяной ракеты не годится. Почти такой же epsilon у "грязной" реакции дейтерий-тритий 0.0037. Но это очень неудобрая реакция. Большая часть ее энергии уходит с незаряженными частицами. А вот у дейтерий-дейтериевой реакции, которую Пост выбрал для своей ракеты, дефект массы, epsilon, значительно ниже:
50%: [(2.01355D+ 2.01355D) - (3.016Нe3+1.0072Н) ]/(2.01355D+ 2.01355D) = 0.000968
50%: [(2.01355D+ 2.01355D) - (3.016Т+1.0086n)]/(2.01355D+ 2.01355D) = 0.000620
Средний epsilon: 0.000794. То есть в 5 раз меньше принятого Постом в начале. Если теперь в формулы, использованные автором, подставить уточненное значение e, то для 5-и ступенчатой ракеты мы получим в лучшем случае не 0.642 с , а 0.327. При этом надо учитывать, что расчет ведется для идеального термоядерного двигателя, в котором все топливо сгорает, вся выделившеяся энергия превращается в энергию реактивной массы и движитель (магнитное сопло) 100%-но преобразовывает импульс топлива в импульс ракеты. Но такое не достижимо. Если допустить суммарный к.п.д. гипотетического двигателя 50% (что крайне хорошо!) то расчет Поста даст в лучшем случае для 5-ой ступени ракеты максимум 0.236 c.
В этой работе делается предположение, что никакого торможения полезной нагрузки у цели не осуществляется. Чтобы обеспечить такое торможение массовое число должно быть взведено в квадрат. Чтобы затормозить у цели, потом разогнаться на пути домой и опять затормозить уже дома массовое число надо возвести в 4-ю степень. Но было предложено несколько идей [20] (стр. 116-7) для торможения межзвездного корабля солнечным парусом, магнитным парусом [34] или за счет электростатического отклонения межзвездной плазмы. Остается только выяснить является ли какой-нибудь из этих подходов применим на скоростях более 0.01с?
3.1 ПЯТЬ СТУПЕНЕЙ. МНОГОСТУПЕНЧАТЫЙ ПОДХОД/РЕЗУЛЬТАТЫ
Хартман (Hartman) [35] в ранней версии этого доклада, рассчитывал время, которое ограничивает 5-и ступенчатую ракету с долей полезной нагрузки 10-5 и долей мертвой массы 0.1. Эти ранние материалы (19 августа 1994 г.) были распространены как препринт на конференции "Автоматический межзвездный полет: готовы ли мы?" (Practical Robotic Interstellar Flight: Are We Ready?, 29 Aug-1 Sep 1994, New York University, New York City, and at ConAdian: The 52nd World Science Fiction Convention, 1 Sep-5 Sep 1994, Winnipeg, Manitoba ). Там я неочевидно предположил, что корабль, о котором идет речь, должен достичь Альфы Центавры "приблизительно за 6 лет".
Как прокомментировал Хартман, "самое низкое ускорение, которое позволит иметь конечную скорость 0.64 от света, если конечная цель - Альфа Центавра, (предполагая расстояние в 4.1 световых года) должна быть приблизительно 0.0485 g. Для этого потребуется постоянное ускорение в течении всего путешествия и все это займет 12.81 года (12 лет 294 дня). Любое меньшее ускорение возможно только на большем расстоянии и потребует больше времени, если вы хотите достигнуть этой же скорости. С ускорением в земную силу тяжести 1g судно должно достичь 0.64 от света в течении 0.62 года (0.622) преодолев при этом дистанцию почти в две десятых светового года (0.199). Затем бы судно летело по инерции оставшийся путь в 3.9 световых года (3.901) в итоге потратив на весь полет 6.7 лет (6.717)."
Он правильно замечает, что небольшая прочность конструкции потребовала бы низкого ускорения в связи с использованием водородного льда. "Выдержит ли конструкция зонда даже 1/20g? Если нет, конечная скорость будет ниже." Различные методы армирования, что здесь предлагались, для водородного льда не смогут обеспечить кораблю ускорение в 1g, но практически нет сомнений, что ускорение 0.0485g допустимо. Ускорение свободного падения =47.5 см/сек2.
Далее Хартман анализирует аспекты моего сценария, который не был детально расписан в более ранней работе. Как он предположил, "все пять ступеней должны достичь Альф Центавры за разумный период времени. Пятая ступень, если вы используете 0.0485g, должна достичь своей цели в течении 12.81 года (ускоряется все время на всей дистанции в 4.1 св. лет). Четвертая достигнет цели за 13.19 лет (ускорение 4/5 времени, на дистанции 2.6 св. лет еще летит по инерции 1.5 световых лет). Третья ступень долетит за 14.51 года (разгон 3/5 на дистанции 1.48 световых лет, и по инерции еще 2.62 св. лет). Вторая ступень долетит до цели за 18.6 лет (работа ее двигателей займет 2/5 этого времени. Полет с ускорением 0.65, и по инерции еще преодолеет 3.45 световых лет). В конце концов первая ступень потребуется 33.3 года (ускорение 1/5 от всего времени, дистанция разгона 0.165, полет по инерции 3.935 св. лет).
Если можно получить большее ускорение, то это время уменьшится, и сроки полета ступеней будет колебаться от 6.72 до 32 лет. Если каждая ступень несет собственный комплект приборов, то помимо того, что зонд на пятой ступени должен получить огромное количество сведений, эти данные будут пополнены данными с остальных четырех ступеней. Когда пятая ступень пронесется мимо звезды к которой летела со скоростью почти в две трети скорости света, она сможет только бросить беглый взгляд на свою цель. Следующие ступени могли бы сделать свой взгляд более длинным. И все же только первая и возможно вторая ступени могли бы выиграть от получения предварительной информации с пятой ступени."
Далее следуют данные, вычисленные Хартманом по срокам прибытия полезной нагрузки и всех остальных четырех ступеней со своим набором приборов. Эти цифры не предполагают никакого торможения у цели. На конференции было достигнуто согласие, что полезная нагрузка такого зонда должна быть эквивалентна массе космического телескопа Хаббл чтобы увидеть планету-цель с приемлемым качеством и поддерживать оптическую связь с Землей.
| Ступень |
Скорость подлета |
Время подлета |
Возвращение сигнала |
| 5 |
0.640 c |
12 лет + 295 дней |
16 лет + 331 дней |
| 4 |
0.512 c |
13 лет + 68 дней |
17 лет + 105 дней |
| 3 |
0.384 c |
14 лет + 185 дней |
18 лет + 222 дня |
| 2 |
0.256 c |
18 лет + 219 дней |
22 года + 256 дней |
| 1 |
0.128 c |
33 года + 111 дней |
37 года + 148 дней |
4.0 ПЕРСПЕКТИВНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
Эта работа - всего лишь концептуальный анализ, дополненный количественной оценкой. Будущие исследования должны носить более системный характер, чтобы довести идею до стадии проекта. Нижеследующий список является некими сжатыми соображениями по поводу того, что следовало бы выполнить в процессе углубленного анализа:
Геометния: Космический корабль должен иметь форму "виноградной грозди" из сфер, или возможна более обычная цилиндрическая конфигурация? То есть можно ли будет при этом все еще применить концепцию самоохлаждающегося водородного льда?
Стыковка-расстыковка: Как сферы соединяются друг с другом и как они отделяются перед тем, как использоваться в качестве топлива? Если это выполняется роботами-автоматами [36,37] то будет ли в доле мертвой массы учувствовать их масса и будет ли она меньше массы баков для стандартного жидкого топлива? Или роботы плавятся и испаряются в качестве реактивной массы тоже?
Система подачи топлива: Как водородный лед плавится или превращается в шугу, как извлекается из концентрических экранов фольги, как отделяются армирующие волокна или связывающие лед частицы, а также изолирующие стержни? Как осуществляется подача, прокачка компонентов в камеру сгорания?
Балансировка: когда сфера отделяется и перемещается, центр массы корабля так же смещается. Как это корректируется, чтобы поддерживать соответствующий вектор тяги?
Полезная нагрузка: должна ли она быть централизована (для всех пяти ступеней) или следовало бы ее распределить, используя сверхпроводящую электронику встроит ее в многочисленные сферы и это будет функционально оправдано? Если да, то какие научные данные в выгоды от такого распределения могут быть дополнительно получены? [38]
Радиация: насколько полезная нагрузка может быть стойкой к нейтронам из ядерного двигателя и космической радиации? За счет избыточности (резервирования), самовосстановления или нанотехнологии? [33] Я подозреваю, что оптимальная полезная нагрузка состояла бы из структур собранных из элементов размером с сильно экранированную бактерию, которые способны построить полезный сенсор или средство связи собираясь по мере необходимости в нужную конструкцию, но этот вопрос выходит за рамки данной работы.
Ступени: Нужно определить оптимальное количество ступеней, учитывая уменьшающуюся отдачу от дополнительных ступеней по отношению к приросту скорости, с прирост массового отношения на старте. Анализ должен учитывать возможность распределения по ступеням исследовательского оборудования, ситуация рассмотренная в разделе 3.1 выше.
Параметры: Какие значения параметров массы и тяги следует выбрать для выбранной конфигурации многоступенчатой системы на делении и синтезе водородно-ледяного корабля? И какую звезду следует выбрать в качестве цели полета?
Цель полета: Какая звездная система должна стать целью полета для такого межзвездного исследователя и в какой срок? Я сделал предположение в другом докладе, представленном на конференции "Practical Robotic Interstellar Flight: Are We Ready?" о том, что дата прибытия сигналов от исследователя могла бы быть 2045 годом (столетие организации ООН) или 2076 (Провозглашение независимости США) тогда цель полета, скорость и срок запуска полностью определяли дату запуска, что позволило бы легко сравнивать концепции.
Зажигание: Можно ли запустить термоядерную реакцию лития или бора межзвездными протонами, налетающими как выше упоминалось, на скорости 0.02с? [28].
Торможение: Можно ли полезный груз затормозить у цели солнечным парусом, магнитным парусом [34], либо электрической дефлекцией (отклонением) межзвездной плазмы?
Гибриды: Может ли концепция водородно-ледяной ракеты быть эффективно объединена с другими технологиями типа лазерного привода [39], солнечного паруса [40,41,42], ионной тяги, привода на потоке частиц, антиматерии [43], потоке материи (или потоке тяжелых ионов, которые, я полагаю, более подходящие), или еще чего-нибудь?
Стоимость: сколько такой космический корабль будет стоить?
Планирование: Когда такой космический корабль может быть построен? Какие мисси могли бы предшествовать ему (Солнечная гравитационная линза, Пояс Купера, Облако Оорта)? Как развитие концепции водородно-ледяной ракеты сочетается с развитием иных концепций и всей инфраструктуры космических технологий [44]?
Очень многие и важные вопросы остаются открытыми. Автор надеется, что концепция "водородно-ледяного космического корабля для автоматической межзвездной миссии" сама по себе стимулирует поиск интересных ответов.
5.0 ВЫВОДЫ И ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Космический корабль, созданный из замороженного водородного льда (или дейтерия и трития) может использовать один и тот же материал как конструкционный, для экранирования, как хладоген и топливо [2,3,4,5,6,7]. Такого типа космический корабль-автофага (саомпожирателя) достигает чрезвычайно низкой доли мертвой массы (доли массы которая не используется как полезная нагрузка после того как все топливо израсходовано), что является важным при оптимизации межзвездного корабля, особенно многоступенчатого корабля [9].
Снизить неустойчивость водородного льда можно с помощью специальной схемы самоохлаждения, изобретенной Джеймсом Б. Стефенсом (James B. Stephens of JPL) и количественно оцененной Джеймсом Саливалом (James Salvail, U. Hawaii) и Д. Хастведтом (D. Hustvedt). Это сделано для операций со льдом на орбите Земли [24] и
эта идея была расширена для межпланетных [25,26,27] и межзвездных миссий автором данной статьи. Самоохлаждением водородный лед сохраняется на орбите Земли удивительно долго (сфера радиусом 1 м на расстоянии 1 а.е. от Солнца просуществует 12 лет). Сам по себе водородный лед (масло-подобная субстанция) несовершенен как конструкционный материал, но можно использовать различные методы армирования его, подмешивав частицы-наполнители или уловжив волокна из углерода или бора.
Обычный водородный лед - идеальное топливо для двигателей на ядерном делении и для двигателя на антиматерии [29,30]. Другой вариант использования льда - термоядерная ракета [20, 31], использующая дейтерий, тритий, литий-6, литий-7, бор-11, и раствор лития в ангидрите аммиака [21, 22] поэтому для определенных типов реакций обсуждался состав топлива, радиоактивность его реакции, энергетика и поджег.
Количественный анализ представлен релятивистской кинематикой многоступенчатого ледяного межзвездного корабля. Для этого использовались релятивистские уравнения многоступенчатой ракеты полученные Спенсером и Джаффа (Spencer, Jaffe) [9] и отмечаются ошибки более ранних авторов [12,13,14,15,16,17,18,19]. Представлены таблицы результатов расчетов для термоядерных ракет с долей мертвой массы 0.1, 0.2 и 0.3. Доля массы полезной нагрузки оценена как 10-1, 10-3 и 10-5 для числа ступеней от 1 до 5-и. Получены конечные скорости полезной нагрузки от 0.15 до 0.64 с.
Ограничившись использованием 5-и ступенчатой ледяной ракеты на дейтерии для одностороннего полета без торможения у цели, приняв долю мертвой массы 10-1 для каждой ступени и предположив долю полезной нагрузки 10-5, получаем конечную скорость миссии 0.64 с, которая с постоянным ускорение 0.0485g достигла бы Альфы Центавры за 12.81 лет (при этом первые ступени тоже достигают цели со своим набором приборов позже). Если возможно ускорение в 1g мы бы получили зонд, проносящийся через систему Альфа Центавра спустя приблизительно 6.7 года.
Эта работа - концептуальное исследование подкрепленное количественным анализом. Необходимы дополнительные исследования в будущем, чтобы развить концепцию до уровня проекта. Есть ряд важных тем, которые нуждаются в дополнительном исследовании: геометрия, стыковка-расстыковка топливных блоков, робототехника [36, 37], подача и подготовка топлива, центровка, полезная нагрузка, датчики [38], радиация, нанотехнология [33], количество ступеней, оптимальные параметры, цель и сроки миссии, поджег [28], торможение [34], гибридные решения (лазерный привод [39], солнечный парус [40,41,42], антиматерия [43]), стоимость и график работ [44].
Много важных вопросов осталось открытыми. Автор надеется что концепция "водородно-ледяного космического корабля для автоматической межзвездной миссии" сама по себе будет служить стимулированию поиска интересных ответов.
6.0 REFERENCES/ССЫЛКИ
1 The Author, in this paper, represents only himself and his position as C.E.O., Computer Futures Inc. No endorsement by, or rights to this work are implied for any of the co-sponsoring organizations in which the Author is an Active Member: British Interplanetary Society, National Space Society, World Space Foundation, Space Studies Institute, Planetary Society
2 Post, J.V., "Unusual Spacecraft Materials", Proc. Space 90, 2nd International Conference on Engineering, Construction, and Operations in Space, April 1990, Albuquerque, NM, pp.1055-1064
3 Post, J.V., "Unusual Spacecraft Materials", Proc. Vision-21 (Space Travel in the Next Millennium), NASA Lewis Res. Ctr., April 1990, pp.391-403 [see also my frontispiece poem in this volume]
4 Post, J.V., "Hydrogen Ice Spacecraft", Proc. AIAA Space Prog. & Tech., Huntsville, AL, Sep 1990
5 Spangenburg, R. & Moser, D., "Iceships", in "Notes from the Radical Fringe", ed. T. Reichhardt, Final Frontier, Vol.3, No.3, May/June 1990, p.26, citing 3 above
6 David, Leonard, "Hydrogen Iceships", in "Vision for the 21st Century", Ad Astra, Vol.2, No.6, June 1990, p.27, citing 3 above
7 Ditlea, Steve, "Space: Sail on Ice", Omni, Jan 1991, p.20; quoting J. V. Post and James Stephens (JPL) who originated the idea of hydrogen ice spacecraft for low Earth orbit
8 Verne, Jules, Around the World in 80 Days, in The Omnibus, New York: Blue Ribbon, 1938, orig. Paris 1873
9 Spenser, Dwain F., and Jaffe, Leonard D., Feasibility of Interstellar Travel, Technical Report No.32-233, Jet Propulsion Laboratory, 15 March 1962
10 Aston, Graeme, "Electronic Propulsion: A Far Reaching Technology", Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 39, No.11, Nov. 1986, pp.503-507
11 Nordley, Gerald David, "Application of Antimatter-Electric Power to Interstellar Propulsion", Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 43, 1990, pp.241-258
12 Ackeret, J., "Theory of Rockets", Helvetica Physica Acta, Vol. 19, 1946, pp.103-112
13 Ackeret, J., "Theory of Rockets", Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 6, 1947, pp.116-123
14 Tsien, H. S., "Rockets and Other Thermal Jets Using Nuclear Energy", The Science and Engineering of Nuclear Power, Addison-Wesley, Cambridge, Vol.11, 1949, pp.177-195
15 Bussard, R. W., "Galactic Matter and Interstellar Flight", Astronautica Acta, Vol. 6, 1960, pp.179-194
16 Sanger, E., "Atomic Rockets for Space Travel", Astronautica Acta, Vol. 6, No. 1, 1960, pp.4-15
17 Stuhlinger, E., "Photon Rocket Propulsion", Astronautics, Vol.4, No. 10, Oct 1959, pp.36, 69, 72, 74, 76, 78
18 Huth, J., "Relativistic Theory of Rocket Flight with Advanced Propulsion Systems", ARS Journal No. 30, 1960, pp.250-253
19 Subotowicz, M., "Theorie der relativistschen n-Stufenrakete", Proc. 10th International Astronautical Congress, Vol. 2, London, 1959, pp. 852-864
20 Mauldin, John H., Prospects for Interstellar Travel, American Astronautical Society/Univelt, 1992
21 Gilman, Henry, and Eisch, John J., "Lithium", Scientific American, Jan 1963, pp.88ff
22 Lepoutre, Gerard, and Lelieur, Jean Pierre, "Properties of Concentrated Metal-Ammonia Solutions", in Metal-Ammonia Solutions, London: Butterworth, 1970
23 CRC Handbook of Chemistry & Physics, 74th Edn., 1993-4, p.4-14
24 D. Hustvedt, personal communication, 17 Jan 1986
25 Post, J. V., "Lunar Farside, Mars Polar Cap, and Mercury Polar Cap Neutrino Experiments", Engineering, Construction and Operations in Space III, Proc. 3rd International Conference (Space-92), AS Div. ASCE, Denver, 31 May-4 June 1992, pp.2252-63
26 Post, J. V., "Human and Robotic Precursor Missions to the Polar Icecaps of Mercury", Space Manufacturing 9: The High Frontier: Proc. Eleventh SSI-Princeton Conference, ed. Barbara Faughnan, Washington DC: AIAA, Sep 1993, pp.370-377
27 Post, J.V., as cited in "The Ball-Bearing Bowling Alternative: Wild Strikes for Polar Ice", Clark, Pamela E., The Mercury Messenger, No.6, July 1994, Houston: Lunar and Planetary Institute, citing 26 above
28 Bond, Alan, "Analysis of potential performance of a ram-augmented interstellar rocket", Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 27 (1974), pp.674-88
29 Forward, Robert L., "Antimatter propulsion", Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 35 (1982), pp.391-5
30 Cassenti, B. N., "Optimization of relativistic antimatter rockets", American Institute of Aeronautics and Astronautics,
1983, #83-1343
31 Post, J. V., "Fusion Rockets", section 2.4 of Catalog of Advanced Propulsion Concepts, Final Report, Volume 1, Advanced Propulsion Concepts for Orbital Transfer Study, Boeing Document D180-26680, Boeing Aerospace Company, Seattle, WA, October 1981, Boeing/NASA Contract NAS8-33935, pricipal author Dr. Dana G. Andrews [during the preparation of this report, J. V. Post qualitatively invented the Magnetic Sail, later quantified by Andrews & Zubrin as below]
32 Nordley, Gerald David, personal communication, Sunnyvale, CA, 27 September 1994
33 Post, J. V., Molecular Cybernetics, the world's first doctoral dissertation on what is now called Nanotechnology, University of Massachusetts at Amherst, 1977. Various chapters of this thesis have appeared in journals and the proceedings of international conferences, list available upon request. J. V. Post was in contact with Nanotechnology leader K. Eric Drexler before
Drexler's first book, and introduced Drexler to supportive editors of Omni and Analog magazine
34 Andrews, Dana, and Zubrin, Robert, "Magnetic Sails and Interstellar Travel", Journal of the British Interplanetary Society, Vol. 43 (1990), pp.265-72 [as per note in 31 above, Dr.
Robert Zubrin acknowledges J. V. Post as qualitative inventor of the Magnetic Sail, that J. V. Post disclosed the concept to Dr.Dana Andrews, which concept was quantified when Dr. Andrews collaborated with Dr. Zubrin after J. V. Post had left Boeing employ]
35 Hartman, Norman E., personal communication, Tigard, OR, 11 September 1994
36 Post, J. V., and Dr. Donald David Rose, "Artificial Intelligence and Robotics for Space", Quantum Science Fiction & Fantasy Review, Gaithersburg, MD, No. 43/44, May 1993, pp.44-48
37 Zeilingold, Daphna; Hoey, John; Post, Jonathan V., Space Exploration Initiative Automation and Robotics Trade Study, Space Systems Division, Rockwell International, Downey, CA, 30 April 1990 [includes 300 references]
38 Post, J. V., "Future Space Sensors", concluding keynote address in "Images from Space: Yesterday, Today, and Tomorrow", AIAA 30th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, Reno, NV, 6 Jan 1992; appeared in Quantum Science Fiction & Fantasy Review, Gaithersburg, MD, No.41, Winter/Spring 1992, pp.44-48
39 Post, J. V., Proposal for Research in Ground-to-Orbit Laser Propulsion 1987-88, 18 Dec 1986, Talandic Research Corporation, Pasadena (now Irwindale) CA, presented to Lawrence Livermore National Laboratory (Dr. Jordin Kare), first proposed fiber or particulate stiffened cryogenic ice as reaction mass for laser propelled rockets
40 Post, J. V., and Bradbury, Ray, "To Sail Beyond the Sun: A Luminous Collage", Project Solar Sail, ed. Arthur C. Clarke, David Brin, Jonathan V. Post, New York: Roc (Penguin USA), April 1990, pp.33-39
41 Post, J. V., and Uphoff, Chauncey, "A Rebel Technology Comes Alive", Project Solar Sail, ed. Arthur C. Clarke, David Brin, Jonathan V. Post, New York: Roc (Penguin USA), April 1990, pp.95-104
42 Post, J. V., "BrainSails", MindSparks, Laurel, MD, in press (1995)
43 Cassenti, Brice N.; Kammash, T.; and Galbraith, D., "An Antiproton Catalyzed Inertial Fusion Propulsion System", 30th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Indianapolis, IN,
27-29 Jun 1994, AIAA 94-3354
44 Post, J. V., et.al., Integrated Space Plan, Feb 1989, Rockwell International
Перевод: Александр Семенов, сентябрь-октябрь, 2008 г.
Первоисточник
__________________________________________________
[ вверх ] [ оглавление ]
Оптимизирован под Internet Explorer 1024X768
средний размер шрифта
Дизайн A Semenov
|
