Враждебность тепловой нагрузки на расстоянии 0,01 а.е. от центра Солнца, серьезный вызов проектировщикам системы. Плоский парус на расстоянии 0,01 а.е. от Солнца получит 1x10⁷ Вт/м². Полагая, что обе стороны паруса будут поглощать и излучать как абсолютно черное тело, получаем, что парус будет нагрет до температуры 3100⁰K. Если же 90% света им будет отражено, то температура паруса в перигелии составит 1750⁰ K. Парус с отражательной способностью 95% и 99% будет иметь в перигелии соответственно 1500⁰К и 1100⁰ K [20]. Отражающее покрытие паруса с зеркальностью 95% или больше не кажется чем-то недостижимым [21]. Изогнутый, вывернутый наружу парус получить меньший поток по нормали к своей плоскости и, следовательно, будет иметь в перигелии температуру еще ниже. Если в перигелии парус с зеркальностью 95% повернут так, что он получает только 25% потока от нормального, то температура паруса будет ниже 1100⁰K, а аналогично расположенный парус с зеркальностью в 99% будет иметь температуру ниже 800⁰К.
Металлические паруса будут использовать температурный диапазон 1000 ⁰-2000 ⁰K. Бор имеет точку плавления 2600⁰K и плотность 2,5x10³ кг/м³, поэтому парус из бора толщиной 10^-8 м имел бы 2,1 раза большую массу, чем самые тонкие из проектируемых парусов [22]. Возможно, что, в конечном итоге, можно будет приблизиться к окончательному решению по дизайну паруса, используя сверхпрочные волокна, но такие современные волокна, кажется, не годятся для температур более 1000⁰K [23].
К счастью продолжительность тепловой нагрузки в перигелии будет невелика. Так самый медленный вариант в Таблице 1 проходит точку перигелия в 0,01 а.е. и уходит в космос со скоростью 0,0014с (420 км/с). После 0,5 часа ускорения корабль будет приблизительно в 2,3x10⁶ км от центра Солнца. И поток солнечного излучения (и ускорение) упадут до 44% от пикового значения. Температура паруса с зеркальностью 90% и ориентированному перпендикулярно потоку, упадет до t_o 1450⁰K.
Скорость прохода перигелия одновременно является и преимуществом и проблемой. Преимущество в том, что в большинстве случаев продолжительность теплового удара буде длиться приблизительно столько же, сколько длиться тепловая нагрузка в атмосфере на спускаемый аппарат при возвращении с орбиты. Абляционный экран, используемый для современных спускаемых аппаратов, может быть адекватно использован и здесь для защиты полезной нагрузки.
Проблема же, вызванная скоротечностью прохода перигелия - это разворачивание паруса. Нет никакого очевидного способа развернуть парус радиусом 1-200 км и с поверхностной плотностью 1,18x10^-5 - 1,18 x 10^-4 кг/м² в течение минут или даже секунд. Так в случае прохода перигелия по траектории с 0,0014с конечной скоростью (самая простая) одноминутная ошибка в разворачивании паруса составит 25 000 км, что составляет угловую ошибку в 0,1⁰. Для путешествия на расстояние в 4-е световых года это составит промах на 441 а.е., если потом в середине полета не проводить корректировку курса.
Один способ облегчить эту проблему - обеспечить корабль "стартовое прикрытие", мертвый кусок материи (обломок скалы, с которого запускается мобильная колония) и который много массивней чем сам корабль и парус. Поперечное сечение обломка должно быть как у предварительно развернутого паруса, а так же он должен иметь низкое альбедо. Как показано на рисунке 2. В перигелии звездолет совершил бы отделение от своего стартового прикрытия, который продолжит полет (в случае гравитационного маневра у Сатурна) по около-параболической траектории вокруг Солнца. В принципе, такие астероидные обломки могли бы быть сами оборудованы самостоятельными парусами для совершения орбитальных маневров и несли бы двойное назначение, обеспечивая дополнительную тепловую защиту для звездолета по мере приближения того к перигелию. Малая часть массы щита или стартового прикрытия может быть изготовлена в виде солнечного паруса без полезной нагрузки. Такой "зонд" может быть запущен перед основным звездолетом, чтобы подмести метеоритный обломки на его пути и таким образом уменьшить вероятность разрушения солнечного паруса звездолета. Но как обсуждалось выше, высокая тепловая активность вблизи перигелия может значительно снизить потребность в подобной операции.
Если солнечный парус звездолета развернуть в перигелии так, что максимальное ускорение судна составит 6g_earth, то темная, не отражающая астероидная масса в 5 раз большая, чем масса судна подверглась бы ускорению 0,6g_earth до момента освобождения паруса. Конечная скорость судна уменьшилась бы меньше чем на 5% за счет обратного давления на теневой щит на подлете. Это влияние можно было бы компенсировать, запустив теневой щит чуть ближе, чем перигелий или используя более массивный обломок астероида.
В случае маневра у Сатурна, который бы увеличил скорость в перигелии до 0,002 c, теневой щит покинет Солнечную систему. При скорости в перигелии 0,0014c астероид останется в Солнечной системе и может быть использован для других миссий.
После того как теневой щит отброшен, и звездолет с солнечным парусом начинает удаляться от Солнца световой поток начнет падать и площадь паруса, нормальная к Солнцу может быть увеличена. В большинстве миссий звездолет будет удаляться от перигелия так, что эффективный радиус паруса должен увеличивается на десятки километров в час. Развертывание паруса с такой скоростью, как видится, не представляет непреодолимых проблем.
Интенсивная магнитная (и неэлектромагнитная) радиация в окрестностях Солнца так же будет представлять собой проблему. Так как ни один зонд с Земли не выполнил успешного пролета вплотную у поверхности Солнца, наши знания о внешней короне светила очень скудные [24]. Межпланетное магнитное поле обычно имеет напряженность 10^-9 Вебер/м² на расстоянии 1 а.е [24]. Если солнечное магнитное поле упрощенно представить как диполь, то напряженность поля на 0,01 а.е. будет 10^-3 Вебер/м² что в 20-30 раз сильней чем напряженность поля на поверхности Земли. Термически защищенный сверхпроводящий магнит обеспечил бы защиту от солнечного магнитного поля, если бы необходимость этого была доказана.

Таблица 2. Распределение массы полезной нагрузки для межзвездной колонии на 1 000 человек.

---

Торроидальная структура (1000 человек по 35 м2/человека)	2,5x106кг
Атмосфера	106кг
Электростанция, оборудование, инструменты	~2,0x106кг
ИТОГО	~5,5 x106кг

---

В таблице 2 приведена масса конструкции, атмосферы, генерирующей энергию системы, прочего оборудования и инструментов на 1000 человек (35 м²/чел.) [25]. Если снаряжение подбирается для колонизации планетной системы, масса полезной нагрузки в 10⁷ кг выглядит реалистично.

Для определения параметров простейшей миссии сначала рассмотрим парус с поверхностной плотностью (включая сетку силовых волокон) b_S - 5x10^-5 кг/м² и R_s = 50 км. Масса паруса составит тогда 3,93x10⁵ кг. Мы принимаем M_S = M_C + M_P и M_C = 2M_P. Используя уравнение (15) для алмазных тросов получаем V^*_sA = 14,6g_earth и для медных тросов V^*_sA = 4,2g_earth. Из рисунка 3 для ускорения в 14g и без маневра у Сатурна время полета к Альфа Центавра составит 1000 лет. С маневром у Сатурна полет продлиться 950 лет. Для предельного ускорения в 4g_earth потребуется 1350 и 1200 лет (экспедиция к Альфе Центавра) если не делается маневр у Сатурна и если такой маневр выполняется, соответственно. Так как полезная нагрузка каждого солнечного паруса 1,3x10⁵ кг, то потребуется в итоге 42 таких солнечных паруса для мисси с полезной нагрузкой в 5,5x10⁶кг и 76 солнечных паруса для мисси массой 10⁷ кг.
Чтобы уменьшить число отдельных солнечных парусных звездолетов и соответственную сложность запуска такой экспедиции, рассмотрим максимальное увеличение радиуса солнечного паруса до R_s =100 км. Потребуется 10 парусов для полезной нагрузки в 5,5x10⁶
кг для полета до Альфы Центавры и максимальное ускорение для алмазных тросов составит 7g_earth. Без маневра у Сатурна время путешествия к Альфа Центавра составит приблизительно 1200 лет, с маневром у Сатурна - около 1100 лет.
Если R_s увеличить до 190 км и использовать алмазную тросовую подвеску, то максимальное ускорение может составить 4g_earth и понадобится только 3 парусника чтобы отправить 5,5x10⁶ кг полезной нагрузки, которая долетит до Альфы Центавры приблизительно через 1350 лет без маневра у Сатурна. С маневром - за 1200. Население межзвездной колонии в 1000 человек, конечно же, выбрано несколько произвольно.
Уравнения (11), (12) и (5), а так же рисунок 3 могут использоваться для оценки влияния на результат, если уменьшить ?e. Если b_e понизить от 10_-4 до 3,73x10^-5 кг/м² , приняв M_s=M_c + M_p и M_c = 2M_p как в случае, обсуждавшемся выше, парус радиусом 190 км с ускорением 4g_earth потребует меньше чем 950 лет для полета к Альфа Центавра с маневром у Сатурна и 1000 лет без какого либо транзитного маневра. Потребуется 8 солнечных парусников, чтобы запустить миссию 5,5x10⁶ кг полезной нагрузки.
Детали траектории солнечного межзвездного парусника после прохождения им перигелия могут быть исследованы с использованием аппроксимирующих кинематических уравнений:

    (22)

где dt - время необходимое звездолету чтобы пересечь приращение расстояния dD ("d"- читать как "дельта"). V_i - скорость в начале пересечения дистанции dD, V^*-_s - среднее ускорение в пределах dD.
Хорошая аппроксимация деталей может быть получена, если выбирать малые dD, в пределах которого вычисленное световое давление от Солнца и гравитационного ускорения следует считать одинаковым на обоих концах dD. Изменение скорости с каждым dD, dV, должно быть аппроксимировано как dV ~ Vsdt, которое позволяет нам получить V_i для следующего приращения расстояния.

Рисунок 9. Аппроксимация траектории звездолета на солнечных парусах с параметрами: R_s = 190 км, V^*_sA = 4g_earth, M = 1,13x10⁷ кг, рефлективность паруса =1. Судно начинает ускорение в перигелии (1,5x10⁹m) с начальной скоростью 0,0014c. В начале происходит небольшое падение скорости, потому что в самом начале полета гравитационное ускорение от притяжения Солнца больше ускорения от солнечного давления. Парус полностью разворачивается, и вся балластная масса сброшена через 3,1 часа после прохода перигелия.


Рисунок 9 представляет детали кинематики самого медленного звездолета, из обсуждавшихся выше с R_s = 190 км, V^*_sA = 4g_earth, M = 1,13x10⁷ кг, M = 1,13x10⁷ кг, r₀= 1,5 x10⁹ м,V₀ = 0,0014c и рефлективностью паруса 1,00. Хотя основная часть ускорения звездолета происходит в течение первых 5-и часов, для оптимизации разгона, возможно следует увеличить долю массы паруса за счет уменьшения массы строповых тросов и таким образом уменьшить деградацию паруса от микрометеоритов. Если массу силовых волокон увеличить до 33% от общей массы паруса, то парус увеличит живучесть в половину в 10 часов и поверхностная плотность паруса составит 3,35x10^-5 кг/м².
Удачно, что полезная нагрузка является только небольшой частью (в данном случае 20%) от полной массы покидающей перигелий. Парус и такелаж должны быть сохранены во время полета в открытом космосе и размещены (свернуты) вокруг полезной нагрузки для защиты ее от межзвездной радиации.
В перигелии 0,01 a.e., полностью развернутый парус с b_e ~1,2x10^-4 кг/м² ускоряется с 76 g_earth (Таблица 1). Для того чтобы уменьшить ускорение до 13 g_earth, парус искривляется, и его наклон можно было бы увеличить балластной массой концентрически расположенной вокруг полезной нагрузки, присоединив к такелажу паруса. Эта масса могла бы выполнять двойную функцию как экран от солнечной радиации во время прохода перигелия и постепенно сбрасывалась бы вместе с освободившимся такелажем по мере ускорения и удаления корабля от Солнца.
В случае многопарусной конструкции солнечные паруса могли бы быть связаны в конфигурацию "ожерелье" или "косичка". Как альтернатива, может использоваться некоторый вспомогательный привод для маневра и встречи отдельно запущенных парусников после завершения разгона.
В качестве вспомогательного привода для коррекции курса, стыковки модулей и дополнительного разгона в процессе движения по траектории отбытия, может быть использована относительно скромная технология типа электроракеты на солнечных батареях или ускоритель массы [26]. Первая корректировка (10-и минутной ошибки с раскрытием паруса) составит приращение скорости ~0,02v, это около 25 км/с.

5. МЕЖЗВЕЗДНЫЙ ПОЛЕТ И ТОРМОЖЕНИЕ

Кинетическая энергия большого звездолета, даже если он движется с относительно скромной по межзвездным меркам скоростью, огромна. Судно массой в 5x10⁷ кг движущееся со скоростями 0,003с или 0,004с имеет 2,03x10¹⁹ или 3,6x10¹⁹ Джоулей кинетической энергии соответственно. Энергии самого медленного из этих кораблей, достаточна чтобы получать 5x10⁸ Ватт энергии для нужд команды, непрерывно в течении 1300 лет путешествия. Если начальная скорость уменьшится за счет этого только на 7% за весь срок межзвездного круиза, и если она превращается в электроэнергию с 15%-й эффективностью, то для нужд команды доступна постоянная мощность 10⁷ Ватт. Таким образом, население в 1000 человек могло бы поддерживаться энергией в 10 кВт на каждого человека. Солнечный свет, фокусируемый на судно солнечным парусом с эффективным радиусом в 350 км, мог бы обеспечить такую энерговооруженность (с 30% эффективностью конвертирования) только до 4000 а.е. от Солнца (0,06 световых лет).
Возможные методы получения на борту энергии от кинетической энергии судна были описаны в ссылках [15] и [22].
Также как и для получения энергии, для корректировки курса в середине траектории полета можно использовать сверхпроводящий магнитный коллектора и борановый парус [22]. Регулируя угол паруса покрытого бором как показано на рис. 10, с помощью подобного коллектора и паруса становится возможным корректировка курса на несколько градусов за счет потери 10% от первоначальной скорости полета корабля,.

Рисунок 10. Корректировка курса в середине пути с использованием магнитного коллектора и тормозного паруса из боранов.

Большая часть процедуры торможения у цели происходит в два этапа. Сначала за несколько десятых светового года от системы назначения, начинают использовать электростатический парус, чтобы замедлить космический корабль до скорости < 0,001c. Для окончательного торможения частично разворачивается уже солнечный парус. Потому что столкновение ионов с электростатическим парусом согласно [27] будет упругим, и радиус поля ~ 3x10⁵ км является разумным, торможение таким парусом на 0,003с может происходить с ускорением 0,7 м/с². На скорости 0,001c, ускорение составит 0,08 м/с². Сам же солнечный парус должен использоваться только на самой заключительной стадии торможения и для маневрирования в пределах планетной системы звезды-цели.

6. ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Перспектива в ближайшем будущем запустить высокотехнологичный межзвездный зон на солнечном парусе со скоростью выше 0,01с очень интригующая. Хотя максимальная скорость для робота-зонда на солнечном парусе меньше чем 10% от максимальной скорости, на которой рассчитывает аналогичный зон на термоядерном синтезе, стоимость зонда на солнечных парусах, по всей видимости, окажется на много порядков ниже. Перспектива запуска такого типа зондов ниже обсуждается в нашем приложении, в работе Джэфф (Jaffe) и у других [28]. Они рассчитывают, что температура в перигелии может быть на 20% выше, чем мы здесь приняли, потому что излучающая способность тонкой фольга толщиной в 0,5 может быть выше, чем у фольги толщиной 1,0, принятой нами.
Требования безотказности работы систем солнечного парусника в процессе полета длиной в столетия повышают требования к автоматике зонда и делают их более строгими, чем в случае для полета термоядерного зонда длинной в десятилетия. Но сам запуск парусника мог бы оказаться менее проблематичной процедурой и более надежной, чем с помощью термоядерного синтеза.
Рассматривая более долгосрочные перспективы этой работы, следует отметить, что идея путешествовать тысячелетия на солнечно-парусной обитаемой колонии не выглядит привлекательной для землян. Однако, длительно живущие в "стационарных" космических обиталищах представители других цивилизаций Галактики не будут ощущать подобных ограничений. Кроме того, как указал Кармер (Kumar) в [29], эти расы могут иметь в своей окрестности ближайшие звезды куда ближе чем мы имеем Альфу Центавру, поэтому их колонии запускаемые солнечным парусом могут достигать цели за несколько столетий.
Многие аспекты разгоняемого солнечным парусом звездолета все еще остаются открытыми. Например, выбор привода для маневра у Сатурна (если в таком есть необходимость) или оценка дополнительного разгона на подлете к Солнцу (после маневра у Сатурна). Разгон можно было бы продолжить для сокращения времени путешествия, используя привод на потоке шариков материи Сингера (Singer) [30]. Быстро ускоряющиеся солнечные паруса могли бы разгонять поток шариков материи со скоростью в 0,01с и этот поток мог бы взрываясь, разгонять колонию, теряющую ускорение по мере удаления от Солнца.
Однако ясно: для случая межзвездного путешествия на солнечном парусе, даже в простейшем, неоптимизированном случае, можно сказать, что тысячелетняя миссия к звездам может быть запущена без того, чтобы разрушить экономику того, кто задумал организовать подобное мероприятие. Следующий шаг развития идеи - уделить внимание социологической проблеме поддержания существования между звездами нескольких дюжин или сотен людей в течение многих поколений, внимательно изучить технологические проблемы, типа, поиск лучшего способа извлечения и использования энергии в межзвездном пространстве, а так же изучить вопрос поддержания долговременной замкнутой экосистемы.

* * * * * * *

Через четыре или пять миллиардов лет, когда Солнце покинет главную последовательность, и Солнечная система станет менее гостеприимной для людей, наше светило постепенно превратится в лучший источник для плаванья под давлением звездного света. Согласно Новатни (Novotny) [31], Солнце в некоторый момент перехода в стадию красного гиганта будет иметь фотосферу, простирающуюся на 1 a.e., и его яркость увеличится тысячекратно.

Если мы возьмем "состояние искусства" солнечных парусов Тсу (Tsu) и расширим это для пилотируемой парусной колонии массой в 5x10⁸ кг, то при плотности 2x10^-3 кг/м² масса паруса составит 4x10⁸ кг и его диаметр составит 500 км [9]. Пиковое ускорение будет нежным (~ 0,5 g) и V_inf~ 0,004с, если стартовать с круговой орбиты в 1 а.е. А максимально оптимизированная колония на солнечном парусе должна быть способна покинуть систему красного гиганта со скоростью ~ 0,01с.
Ясно, что метод разгона межзвездного зонда солнечным светом должен серьезно изучаться в оставшиеся десятилетия этого тысячелетия как наиболее реальная идея подобного рода. Но может случится, что и в отдаленном будущем, даже если наши потомки будут прогрессировать и освоят более быстрые методы межзвездного путешествия, именно разгоняемые солнечным светом парусники могут оказаться спасительным средством для древней цивилизации Солнечной системы когда наше светило постигнет катастрофа превращения в красного гиганта.

БЛАГОДАРНОСТИ

Г. Мэтлофф крайне благодарен Эрику Дрекслеру (Eric Drexler) за обсуждение концепции высокоэффективных солнечных парусов в мае 1979-го во время конференции по Космическому производству в Принстоне. Г. Мэтлофф, также, высоко оценил беседу с профессором М. Маутнером (M. Mautner) из университета Рокфеллера (Rockfeller University). Численный анализ были проделаны на оборудовании Техасского института, SR52 программируемый калькулятор.

---

ПРИЛОЖЕНИЕ:


РОБОТИЗИРОВАННЫЙ МЕЖЗВЕЗДНЫЙ ЗОНД НА СОЛНЕЧНОМ ПАРУСЕ

Хотя главные усилия авторов данной работы были направлены на пилотируемый звездолет, запускаемый солнечным парусом, более реалистичное применение данной технологии могло бы начаться с запуска легкого роботизированного межзвездного зонда. Он мог бы быть либо уменьшенной версией межзвездного пилотируемого звездолета, с полезной нагрузкой подвешенной на стропах развернутого к солнцу паруса, или быть аппаратом, полезная нагрузка которого распределена в виде тонкой пленки на теневой стороне паруса.
В любом случае, так как миссия не лимитируется жесткими требованиями по ограничению пикового ускорения, то может быть достигнута несколько большая конечная скорость, чем в случае пилотируемой мисси. Маневр у Сатурна, как обозначено в уравнении (5) является достаточно несущественным для высокого V_inf. Небольшой зонд, скорей всего, мог бы стартовать непосредственно с орбиты Земли, обходясь только этим маневром.
Типичная миссия межзвездного зонда с солнечным парусом могла бы происходить следующим образом. Парус/полезная нагрузка имеют плотность b_e = 2x10^-5 кг/м² и R_s = 10³ м и могут быть развернуты на околоземной орбите. Полная масса зонда могла бы составить 63 кг и если зонд отправляется с орбиты Земли на почти параболическую орбиту Солнца с V₀ = 0,001с, то он уйдет от Солнца с максимальным ускорением 439g_earth и достигнет V_inf = 0,012с. Тогда полет до Альфа Центавра занял бы приблизительно 350 лет.
В течение длительного межзвездного полета 10 кг полезной нагрузки (или около того) могли бы использоваться для исследования межзвездной среды. Тонкая оптическая структура может быть нанесена на многокомпонентный парус. Недавно было сделано предложение, что межзвездные зонды, покидающие Солнечную систему, могут использовать гравитационное поле Солнца как усилитель (радиолинзу) радиоизлучения от других звезд, неслышного вблизи Солнца и таким образом действовать как SETI детекторы [32].
Чтобы зонд извлекал энергию из межзвездной среды, можно применить межзвездную версию межпланетной машины Алфвена (Alfven) [33] или использоваться лист сверхпроводника, типа недавно предложенного Метлоффом и Фенелли (Matloff, Fennelly) [22]. Оба эти подхода в конечном итоге привели бы к некоторому торможению корабля, поэтому тонкопленочная радиоизотопная батарея все еще может рассматриваться как альтернатива.
Перед уходом из Солнечной системы зонд должен двигаться в тени намного более массивного щита подобных ему размеров. Для темного (возможно аблятивного) щита/паруса ускорение может быть ограничено 0,44g_earth если масса щита составляет 3,2x10⁴ кг, что является в пределах существующих транспортных систем, особенно если внешний топливный бак челнока может быть оставлен на орбите и использован для формирования тела щита. Таким образом, еще в XX столетии мы можем разработать тонкопленочный межзвездный зонд, разгоняемый солнечным парусом, которому потребуется несколько столетий для того чтобы достигнуть Альфа Центавра.



СПЕЦИФИКАЦИЯ

A_C = суммарная площадь сечения всех тросов стропы.
c = скорость света, 3x10⁸ м/с
С = трос-стропа соединяющая полезную нагрузку с центром солнечного паруса.
F_R = радиальная сила на парус, вызванная натяжением строп.
F_R' = радиальная компонента солнечного давления на парус
F_S = компонента нагрузки в кабеле, компенсирующая радиальное давление солнечного света
F_S.N. = компонента солнечное давление нормальная к поверхности солнечного паруса
F_sun = давление солнечного света.
g_earth = ускорение свободного падения 9,8 м/с2
G = Гравитационная постоянная 6,668x10^-11 Н*м²/кг²
I = момент инерции вращения солнечного паруса
К.Е.rot sail = кинетическая энергия вращения солнечного паруса
L_C = длина кабелей (основных строп)
M = общая масса паруса, его структурной сетки, строп и полезной нагрузки
M_C = общая масса строп
M_p = общая масса структурной сетки паруса
M_P = масса полезной нагрузки
M_s = масса отражающей поверхности паруса
M₀ = Масса Солнца, 1,989x10³⁰ кг
r = расстояние от центра Солнца
r₀ = расстояние от центра Солнца в момент полного открытия паруса
r_p = дистанция до центра Солнца в перигелии
R_C = радиус искривления солнечного паруса
R_g = радиус вращения для солнечного паруса напряженного вращением
R_S = радиус эффективной проекции паруса к Солнцу (радиус миделя)
R_sF.S. = эффективны радиус для полностью раскрытого солнечного паруса
S_r = солнечная постоянна на расстоянии r, в Ватт/м²
t = толщина паруса, м
T_c = нагрузка в стропах
V₀ = скорость судна в момент полного раскрытия паруса.
V_CIRC = скорость, необходимая для поддержания круговой орбиты, на расстоянии r_p
Vi = скорость на шаге в интервал времени dt при численном моделировании траектории
V_p = скорость в перигелии
V_spin = линейная скорость края вращающегося паруса
V_inf = скорость отлета парусника из Солнечной системы.
V^* = ускорение
V^*_A = максимальное ускорение
V_s = средняя скорость на интервале времени dt при численном моделировании
dD = расстояние пройденное парусом за время dt при численном моделировании
dt = время начального ускорения после прохождения перигелия
n ("ню")=предел прочности строп, Н/м²
Q ("эта") = Угол между стропой и нормалью к парусу
k = отражающая способность паруса
p_c ("ро-це") =плотность материала троса-стропы, кг/м³
p_s = плотность материала солнечного паруса
b_e = эффективная масса корабля на толщину или поверхностная плотность, кг/м²
b_pa = Поверхностная плотность тонкопленочного зонда.
b_s = поверхностная плотность солнечного паруса
b_pm = напряжение в мембране солнечного паруса
b_u = максимальное несбалансированное радиальное напряжение вдоль вращающегося солнечного паруса.
Ф - угло между направлением на Солнце и F_S.N.
w ("омега")= угловая скорость вращающегося солнечного паруса, рад/с

REFERENCES

1. T. C. Tsu, "Interplanetary Travel by Solar Sail," ARS Journal, 29, 422-427 (1959).
2. L. D. Friedman, W. Carroll, R. Goldstein, H. Harstead, R. Jacobson, J. Kievat, R. Landel, W. Layman, E. Marsh, R. Plosza, J. Stevens, L. Stimpson, M. Trubert, G. Varsi, J. Wright, J. Hedgepath and R. MacNeal, "Solar Sailing -The Concept Made Realistic," AIAA Paper No 78-82, (1978).
3. К. Е. Drexler, "High Performance Solar Sails and Related Reflecting Devices," AIAA Paper No. 79-1418; "High-Performance Solar Sail Concept," L-5 News, 4, No. 5, 7-9 (May 1979).
4. G. Marx, "Interstellar Vehicle Propelled by Terrestrial Laser Beam," Nature, 211, 22-23 (1966).
5. P. Norem, "Interstellar Travel, A Round-Trip Propulsion System with Relativistic Velocity Capabilities," AAS Paper No. 69-388(1969).
6. R. L. Forward, "Infrastellar and Interstellar Exploration," Hughes Research Report 503, September 1976.
7. D. R. J. Viewing, С J. Horswell and E. W. Palmer, "Detection of Starships, JBIS, 30, 99-104 (1977).
8. G. K. O'Neill, "The Colonization of Space," Physics Today, 27, No. 9, 32-40(1974).
9. G. L. Matloff and M. Mautner, "Solar Sails and Red Giants: The Final Fate of a Type II Civilization," presented at the 154th meeting of the American Astronomical Society, Wellesley, Mass., 11-14 June 1979, abstract in Bulletin of the American Astronomical Society, 11, No. 2,456 (1979).
10. I. S. Shlovskii and C. Sagan, Intelligent Life in the Universe, Holden-Day, San Francisco (1966).
11. K. A. Ehricke, "Saturn-Jupiter Rebound: A Method of High Speed Spacecraft Ejection from the Solar System," JBIS, 25,561-571 (1972).
12. M. R. Sharpe, Living in Space, Doubleday, Garden City, New York (1969).
13. R. W. Bucheim, Space Handbook: Astronautics and its Applications, Random House, New York (1959), pp. 138-141.
14. A. R. Martin, "Structural Limitations on Interstellar Spaceflight," Astronautica Acta, 16, 353-357 (1971).
15. A. L. Reimann, Physics - Volume I, Barnes and Noble, New York (1971) Chapt. 7.
16. G. R. Fowles, Analytical Mechanics, Holt, Rineholt, and Winston, New York (1962), Chapt. 8.
17. Sir R. Glazebrook, (ed.), Dictionary of Applied Physics -Vol. 1. Mechanics, Engineering and Heat, Peter Smith, New York (1950), p. 832.
18. W. Ley, Rockets, Missiles and Men in Space, Viking, New York (1968), pp. 517-518.
19. R. L. Forward, "Zero Thrust Velocity Vector Control for Interstellar Probes: Lorentz Force Navigation and Circling," AIAA Journal, 2, 885-889 (1964).
20. Calculations performed with a GEN-15C Radiation Calculator, as described by W. L. Wolfe, Handbook of Military Infrared Technology, Office of Naval Research, Dept. of the Navy, Washington, D. С (1965). Chapt. 2.
21. W. J. Smith, Modern Optical Engineering, McGraw-Hill, New York (1966), pp. 175-177.
22. G. L. Matloff and A. J. Fennelly, "A Superconducting Ion Scoop and Its Application to Interstellar Flight," JBIS, 27, 663-673 (1974).
23. J. H. Ross, "Superstrength-Fiber Applications," Astronautics and Aeronautics, 15, No. 12, 44-50 (1977).
24. J. С Brandt and P. W. Hodge, Solar System Astrophysics, McGraw-Hill, New York (1964), Chapt. 6.
25. R. D. Johnson (ed.), "Space Settlements, A Design Study," NASA SP-413, Scientific and Technical Information Service, NASA, Washington, D. С (1977), pp. 46-47.
26. G. K. O'Neill, "The Low (Profiles) Road to Space Manufacturing," Astronautics and Aeronautics, 16, No. 3, 24-33, (1978).
27. G. L. Matloff and A. J. Fennelly, "Interstellar Applications and Limitations of Several Electrostatic/Electromagnetic Ion Collection Techniques," JBIS, 30,213-222 (1977).
28. L. D. Jaffe, С Ivie, J. С Lewis, R. Lipes, H. N. Norton,
J. W. Stearns, L. D. Stimpson and P. Weissman, "An Interstellar Precursor Mission," JBIS, 33, 3-26 (1980).
29. S. S. Kumar, "Hidden Mass in the Solar Neighbourhood" Astrophysics and Space Science, 17,2194-222 (1972).
30. С E.-Singer, "Interstellar Propulsion Using a Pellet Stream for Momentum Transfer," JBIS, 33,107-115 (1980).
31. E. Novotny, Introduction to Stellar Atmospheres and Interiors, Oxford, New York (1973), Chapt. 7.
32. V. R. Eshleman, "Gravitational Lens of the Sun: Its Potential for Observations and Communications over Interstellar Distances," Science, 205,1133-1135 (1979).
33. H. Alfve'n, "Spacecraft Propulsion'. New Methods," Science, 176,167-168 (1972); also see С P. Sonett, V. Fahleson^md H. Alfve'n, "Electrodynamic Sailing: Beating into the Solar Wind," Science, 178,1115-1119 (1972).




Перевод Александр Семенов сентябрь 2009г, макет html май, 2011
Первоисточник.
Особая благодарность Ивану Моисееву за предоставление первоисточника.


ВРЕЗКА 3 от "Горизонта возможного"

---

У меня нет пока полной версии THE STAR FLIGHT HANDBOOK. Однако я могу вам предложить более позднюю и на этот раз полную версию книги Грегори Мэтлоффа аналогичного содержания гуляющую в Сети: Gregory L. Matloff Deep-Space Probes To the Outer Solar System and Beyond (Second Edition) Зонд в глубокий космос К границам Солнечной системы и дальше (вторая редакция) 234 c. 3,83 МБ Книга содержит систематический анализ всех концепций приводов для межзвездных путешествий. В приложении есть детальный разбор идеи межзвездных парусов.

Если вас интересует фантастическая литература, где разгоняемый солнечным светом парус-колония отправляется в тысячелетнее межзвездное путешествие, то в первую очередь вас должна заинтересовать книга культового французского писателя Бернарда Вербера написанная им в 2006 г. - "Звездная бабочка". Есть русский перевод, но ссылку не даю. Легко ищется в Сети по ключу. Бернард Вербер Звездная бабочка 2006 г. англ. : "The Butterfly of the Stars" Автор явно опирается на идеи Малова и Мэтлова. Но, придумывая парусный ковчег для своего романа, писатель упустил массу деталей и допускает ряд серьезных технических ошибок (легко заметных читателю данной статьи) и даже очаровательных чисто физических ляпов.

Так же следует признать достаточно утопичный социальный "месседж" романа. И, тем не менее, надо отдать Верберу, как писателю, должное. Любой роман этого француза сам по себе оригинальное явление. И этот - не исключение. На фоне же однообразного коосмооперного засилья в литературе, "Звездную бабочку" вообще можно достаточно уверенно отнести к твердой научной фантастике.

На фото слева Бернард Вербер с искуственной биосферой :)


__________________________________________________ [ вверх ] [ оглавление ]

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