Проект звездного зонда для изучения вселенной и поиска внеземных цивилизаций представил на Таллиннском симпозиуме сотрудник Института прикладной математики АН СССР, доктор физико-математических наук Михаил МАРОВ.
Этот проект разработан с учетом перспективных двигателей, в которых будет использоваться энергия микротермоядерных взрывов. В СССР идея такого двигателя, позволяющего достигать скоростей в десятки тысяч километров в секунду, была выдвинута академиком Евгением Завойским. Инженерные проработки ядерных реактивных двигателей (ЯРД) велись в последние годы в разных странах. Один из вариантов, отражающих принцип работы двигателя на ядерных микровзрывах, разработан за рубежом и известен как проект "Дедал". Суть его, очень короток, состоит в следующем.

В качестве топлива ЯРД используется дейтерий и гелий-3 в виде шариков диаметром в несколько сантиметров. С помощью электромагнитной пушки эти шарики поочередно вбрасываются в центр камеры сгорания, представляющей собой молибденовую полость диаметром 100 метров с сильнейшим магнитным полем внутри. Каждый шарик мгновенно нагревается мощным электронным или лазерным лучом, в центре шарика температура достигает ста миллионов градусов, что приводи к термоядерному взрыву умеренной мощности. Разлетающаяся плазма сначала раздвинет магнитное поле и прижмет его к оболочке камеры сгорания, но затем магнитная "пружина" распрямится и с колоссальной силой выбросит сгусток плазмы вдоль оси двигателя в космическое пространство. Импульс реактивной отдачи передается стенкам камеры сгорания и заем всему аппарату. Скорость истечения продуктов реакции может достигать 10 тысяч километров в секунду.

Проект "Дедал" предусматривает, что ядерная ракетная система будет состоять из двух ступеней общим весом 54 тысячи тонн, из которых 50 тысяч тонн придется на топливо. Двигатели за четыре года почти непрерывной работы, по расчета, разгонят аппарат до скорости около 40 тысяч километров в секунду (12-13 процентов скорости света). Это позволит достичь ближайших звезд примерно за 50 лет.

К сожалению, реализация этого проекта с научных и инженерных позиций чрезвычайно трудна. Достаточно сказать, что например, необходимые 30 тысяч тонн гелия-3 предполагается добывать (и превращать затем в шарики) из... атмосферы Юпитера. А для этого потребовалось бы создать соответствующие установки, например, плавающие в атмосфере этой планеты на воздушных шарах.

Проект посылки межзвездного зонда, разработанный советскими учеными, отличается рядом преимуществ. Как показали расчеты, наиболее выгодное количество ступеней термоядерного ракетного комплекса равно пяти. Конкретный проект предусматривает, что вес перовой (наиболее тяжелой) ступени составит 2780 тонн, последней (пятой) - 3 тонны. А полный вес ракетного поезда стартующего из Солнечной системы, всего лишь около 3 тысяч тонн (из них 2200 тонн - масса термоядерного топлива).

"Изюминам" проекта, позволяющая (по сравнению, например, с проектом "Дедал") резко снизить весовые характеристики стартующего в Галактику аппарата, в следующем. На околоземную орбиту, с которой состоится старт в межзвездное пространство, выводится не один ядерный комплекс, а два, по конструкции и массе практически одинаковые. С этой опорной орбиты оба ракетных поезда, один из которых несет зонд, а другой выполняет роль заправщика, уходят за пределы солнечной системы. Они следуют порознь на близких траекториях, пока не достигнут заметной доли скорости света. К этому времени ядерное горючее первых ступеней истощится. Тогда заправщик подсоединится к комплексу, выполняющему основную миссию, и отдает ему свой запас топлива. В результате длительность работы первой ступени главного комплекса возрастает на время использования всего горючего заправщика. Ну а дальнейший разгон блока, несущего зонд, будет происходить по хорошо известной схеме: после отключения первой ступени начет работать вторая, третья, четвертая... Причем разгон предполагается с ускорение не превышающим величины ускорения силы тяжести на Земле.

Конструкция двигателей предусматривает, что скорость истечения вещества, рождающегося в процессе последовательных микровзрывов термоядерных мишеней, достигнет десятой части скорости света. Это позволит в конечном счете разогнать беспилотный зонд, имеющий собственный вес около 450 килограммов (примерно как и проект "Дедал"), до половины скорости света. Другими словами, использование двойной ракетной системы, общий вес которой почти в десять раз меньше, чем у "Дедала", позволяет доставить к ближайшим звездам ту же полезную нагрузку в течении жизни одного поколения людей.

(Автор статьи ошибся в 1000 раз. Полезная нагрузка "Дедала" 450 тонн! Вообще же говоря, идея манипуляций с использованием заправщика осталась неясной. Использование заправщика никак не может снизить расход топлива в целом и уменьшить стартовую массу системы. Неважно отдельно запускаются два корабля, а потом один переливает свое топливо другому, или они изначально объединены в пакет - количество необходимого топлива останется тем же. Возможно идея тоньше, но тогда то, как ее преподносит автор статьи - неверно. А.С.)

Теперь о конечных целях миссий во многом определяемых инженерным обликом зонда. Авторы проекта выделяют три главные задачи. Изучение физических характеристик межзвездного пространства, поиск и исследование околозвездных планетных систем (для чего вторами предлагается ряд интересных идей с целью их реализации на зонде) и, наконец, попытка обнаружения сигналов внеземных цивилизаций и установления с ними контакта. Разумеется, зонд следует оснастить в высшей степени современной, надежной и разнообразной аппаратурой, обладающей определенной логикой и автономном "мышлением". Она должна не только "отцеживать" сигналы искусственного происхождения, но в зависимости от их характерных особенностей менять программу своей деятельности. Зонд, в частности, должен суметь обратить на себя внимание инопланетян, довести до них координаты пославшей его звезды, передать позывные землян и многое-многое другое. Однако наивысший приоритет в его научной программе разработчики проекта отводят регулярно предаваемому на Землю телевизионному "репортажу", увязанному с логикой работы остальных приборов комплекса. Именно надежная передача видеоизображений может, в конечном счете, определить успех всей мисси.

Какой же должна быть мощность передатчика зонда, чтобы с расстояния, скажем, 10 световых лет (94 600 миллиардов километров) его сигналы были приняты на Земле? Оказывается, если наземная антенна будет иметь диаметр порядка километра, а зонд оснастить самораспускающейся параболической антенной диаметром 30 метров, то потребная мощность передающей аппаратуры не превысит ... 200 ватт. Примерно такую мощность потребляет обычная домашняя лампочка.

АКАДЕМИЯ НАУК СССР
КОМИССИЯ ПО РАЗРАБОТКЕ НАУЧНОГО НАСЛЕДИЯ К.Э.ЦИОЛКОВСКОГО
ГОСУДАРСТВЕННА МУЗЕИ ИСТОРИИ КОСМОНАВТИКИ
им. К.Э.Циолковского
ТРУДЫ ДВАДЦАТЫХ ВТОРЫХ ЧТЕНИЙ К.Э.ЦИОЛКОВСКОГО

Калуга, Секция "Проблемы ракетной и космической техники"
1987 г.

---

У.Н. Закиров

О КОСМИЧЕСКОМ ЗОНДЕ К БЛИЖАЙШИМ ЗВЕЗДАМ

К.Э.Циолковский мечтал о "... переселений человечества к другому Солнцу”, считал, что оно возможно, ибо "...нет конца жизни, конца разуму и совершенствованию человечества. Прогресс его вечен" /I, с.139/. В то же время он предостерегал о тем, что никто не в силах этого (завоевания космоса - У.З.) предвидеть, если даже принять в расчет стремительную быстроту прогресса науки и техники настоящего времени... Быстрота нарастания прогресса есть, величина неизвестная" /2, с.386/. В то время Циолковскому трудно было предсказать конкретный срок появления межзвездных проектов, основанных на открытиях науки и техники. Такое время, возможно, уже наступает /3, 4/.
Ниже предлагается проект полета космического беспилотного зонда, способного достичь ближайшей звезды. Его осуществление позволит перейти уже к проектированию пилотируемой экспедиции к звездам - мечте К.Э.Циолковского.

Выбор реактивной системы и характеристик траектории.

Опираюсь на приобретенный опыт изучения Солнечной системы и с учетом успехов разработки наземных термоядерных установок, в настоящее время можно говорить о перспективах создания высокоэффективных разгонных движителей с реализацией периодического поджига и ускорения микромишеней лазерным лучом или сфокусированным пучком протонов в камере сгорания /3, 5, 6/. Расчеты показывают, что космическая реактивная термоядерная система имеет при определенных условиях потенциальные возможности для выведения небольшого контейнера с научной аппаратурой к планетной системе одной из ближайших звезд за время порядка 40-50 земных лет. Такая беспилотная экспедиция стала бы новым важным этапом в исследования Вселенной, открыв уникальное возможности для обнаружения планетных систем, изучения их физических характеристик, происхождении и эволюции, а также для решения других проблем поиска жизни во Вселенной. В свою очередь, создание подобной реактивной системы подняло бы на качественно новый уровень развитие космической индустрии.
Теоретические оценки проекта полета космического зонда к внесолнечным (пока гипотетическим) планетам основываются на законах релятивистской механика тел переменной массы покоя. Преодоление ракетой межзвездных расстояния за время жизни одного поколения людей требует разгона до огромных скоростей вплоть до 0.4 с (с - скорость света) и значительной энергия для гашения скорости у цели. В этом диапазоне скоростей ньютоновская механика дает ощутимые погрешности и, следовательно, требуется учесть релятивистские поправки как в расчете скоростей полета, так и в расчете затрат энергии.
Исходя из законов сохранения энергии (в связанной с ракетой системе отсчета К₀ - системе отсчета) и импульса (в K_З - системе отсчета внешнего наблюдателя, связанной с Землей), можно записать одномерное обобщенное уравнение в К_З для расхода массы в виде

Здесь - скорость ракеты в К_З, ω - скорость истечения продуктов сгорания в К₀ , m₀ - текущая масса, М₀ - начальная масса реактивной системы, t - текущее время в K_З. При выводе этого уравнения использовано предположение о том, что возможна дозаправка основной реактивной системы в процессе полета. Это учитывается в правой части уравнения членом s, равным,

где m_0зап - масса покоя заправляемого топлива (мишени). Выражение для скорости истечения продуктов термоядерного взрыва мишеней записывается в общем виде следующим образом:

где - начальная теплотворная способность ядерного топлива, - функция, учитывающая изменение теплотворной способности топлива, σ - параметр, учитывающий дополнительную реакцию в топливе, η_i - внутренний коэффициент полезного действия.
При использовании на борту в качестве исходного топлива дейтерий в результате ядерной реакции синтеза будет вырабатываться ³He:

D + D --> ³He+ n + 3,25 Мэв

( D - ядро дейтерия, n - нейтрон).

Если же топливо содержи еще и ⁶Li, то открывается возможность использования образующихся нейтронов и вместе с тем воспроизводится тритий:

⁶Li + n --> T + 4He

( Т - ядро трития).

Регенерированный тритий позволяет пополнять запас топлива в процессе полета, и его можно использовать в дальнейшем для высокоэффективной реакции синтеза

D + T --> ⁴He + n + 17,6 Мэв,

что открывает новые возможности. Решение уравнения (1) с учетом (2) показывает, что изменение теплотворной способности вносит определенный вклад в расход масс, но максимальный выигрыш в конечной массе дает космическая дозаправка s ; при этом оптимальным для дозаправки релятивистской ракеты является момент при η_i =1, который достигается в конце работы ступени. Заметим. что при отсутствии дозаправки (s=0), идеальном внутреннем КПД (η_i) в отсутствии реакции в топливе из (1) следует решение Аккерета, являющееся обобщением известной формулы К.Э.Циолковского на случай больших скоростей полета и энерговыделения:

Число ступеней определяется из решения уравнения

где N связало с массой покоя соотношением ,
а ε получается из решения уравнения

Здесь ε - отношение массы конструкция ступени к массе полезной нагрузки вместе с самой ступенью; λ - отношение массы полезной нагрузки ступени к массе полезной нагрузка вместе с самой ступенью. Реактивное ускорение предполагается постоянным и равным B₀ ~ 0,015 g (g = 9,81 м/сек ). Разгон и торможение осуществляется соответственно от до и от до .
Приведенные оценки для выбранного варианта - космической релятивисткой системы при условии дозаправки в конце работы 1-й ступени (Q₀=0.005, σ = 0.5, s = 0.5) позволяет получить довольно хорошее массовое отношение ~10^-4. При числе ступеней N_опт = 5, полученном из (4) для массы космического аппарата (полезной нагрузки) ~ 450 кг это отношение при скорости истечения ω₁ ~ 0.1с, η₁ ~ 0.8 обеспечивает на монтажной околоземной орбите массу ракетной системы ~ 3000 т, что сравнимо со стартовой массой лунного носителя "Сатурн-5" на поверхности Земля. Пря отсутствии дозаправки при том же числе ступеней и массе аппарата начальная масса реактивной системы оказывается на порядок больше. Из расчетов по методике /6/ получена следующая массовая сводка для релятивистской реактивной системы, снабженной гипотетическими микротермоядерными двигателями:

Номер ст.№	1	2	3	4	5
Масса ст., т	2760	293	44	8	3
Масса мишеней, т	2220	217	32	5	2

Разумеется, приведенные числа являются ориентировочными, оценочными. Первые четыре ступени должны служить для работы на участках ускорения и торможения, пятая ступень - на участках маневрирования и (или) выведения к выбранной планете.

Для сравнения отметим, что в известном проекте "Дедал" зонда для полета к звезде Барнарда число ступеней принято равным двум, что дает относительную полезную нагрузку 10^-2 (масса первой ступени 47690 тонн, масса мишеней 46000 тонн; масса второй ступени 4980 тонн, масса мишеней 4000 тонн) при массе полезной нагрузки 450 тонн. При почти вчетверо меньшей максимальной скорости (~0.122с) предусматривается разгон с ускорением ~ 1g космического корабля указанной массы, что требует начальной массы на монтажной орбите 53120 тонн. На наш взгляд, осуществить такой проект в обозримой перспективе будет весьма затруднительно. Кроме того, конечные цели различны: проект "Дедал" предполагает суточный пролег мимо звезды и планет, а рассматриваемый в настоящей работе проект намечает выход на стационарную орбиту или в точку либрации с проведением многолетних исследований.
Вместе с тем реализация более оптимистических характеристик рассматриваемого беспилотного зонда также сопряжена со значительными трудностями. Преодолевать их позволяет привлекательная идея использования регенерированного на борту трития, что потребует, однако, обеспечения автоматической транспортировки части мишеней отработавшей (почти) ступени на следующую и их пристыковку к мишеням этой ступени до расчетного начала ее работы. Возможность практической реализации такой идей также остается пока весьма проблематичной и требует дальнейшего всестороннего анализа.
Условие s > 0 при наличии космической дозаправки могло было бы обеспечить за счет пристыковки к основной ракетной системе дополнительного ракетного заправщика после окончили работы 1-ой ступени на . В этом случае необходима посылка автономной ракеты с массовым отношением 10^-2. Очевидные технические сложности и удорожание такого проекта существенно затруднят его осуществление. Для той же цели может быть использована и "пакетная" схема, когда заправщик входит в реактивную систему с начала экспедиция. Для оценки окончательных массовых характеристик решим следующую вариационную задачу: определить оптимальное распределение топлива по ступеням релятивистской ракеты-заправщика, обеспечивающее максимальное значение конечной скорости полета v_n при принятом законе расходования полезной нагрузки x_n, При числе ступеней N_опт = 2 и линейной зависимости x_n от скорости выражение для определения x₁ имеет вид

где - отношение массы конструкции ступени к массе мишеней в ступени, z₁ - относительная масса мишеней в первой ступени заправщика, К_n - коэффициент, равный

Здесь - скорости в начале и в конце заправки, (x_пол )₀ - начальная относительная масса полезной нагрузки. Для (x_пол )₀ = 0.1 расчеты по (6) дают

z₁ = 0.374,       z₂ = 0.164 Для массы полезной нагрузка G_n = 2220 тонн:

(G_T1)_опт= 5387.15 тонн,       (G_T2)_опт = 2362.2 тонн,
(G_СТ1)_опт = 8080.73 тонн,       (G_СТ2)_опт = 3543.4 тонн.

Таким o6paзом, при скорости v₃ = 0.1 первая ступень ракеты будет заполнена мишенями заправщика.

Отработка ступеней релятивистской ракеты в Солнечной системе

Каждая ступень межзвездной ракеты, несущая последующие ступени как полезную нагрузку xn, при отработке может выполнять транспортные функции и, в частности, может быть использовано при создании научных баз на Луне и планетах солнечной системы. В таблице приведены некоторое заданные и рассчитанные параметры, характеризующие эти возможности первого этапа подготовка экспедиции. Такими параметрам являются:
v_xi - максимальная скорость, получаемая при данном выборе работающей ступени:

где

μ - число ступеней; v_m - скорость, определяемая для конкретной планеты для равноускоренного движения

где s_i - расстояние до заданной планеты; t_зi - полное время экспедиция, равное

N_в- число возможных экспедиций, ω_i, B_i - скорости истечения и ускорение; параметр р_к выбирается в соответствия с /5/.

Таблица I

Вариант i	i=1 Земля-Луна	i=2 Земля-Марс	i=3 Земля-Юпитер	i=4 Земля-Плутон
Отн.м.п.н.	xn1 = 0.111	xn2 = 0.0176	xn3 = 0.00352	xn4 = 0.00096
Отн.м.ст. f1	1,25	1,25	1,25	1,25
Отн.м.миш.	x1 = 0.71	x2 = 0.0694	x3 =0.01023	x4 =0.0016
Параметр Pi	0.2903	0.3850	0.6084	0.8800
Скорость ωi	100 км/сек	300 км/сек	600 км/сек	1000 км/сек
Запаc v?	120 км/сек	900 км/сек	2619 км/сек	5850 км/сек
Требуемая скор. vm	56 км/сек	423 кс/сек	853 км/сек	1000 км/сек
Nв	2	2.5	3	6
Tэicen	0.7	32	62	500
Ускорен. Вi	0.1gз	0.01gз	0.01gз	0.001gз

В процессе отработки релятивистской ракеты может быть проверена также отработка добычи термоядерного топлива в атмосфере Юпитера для межзвездного зонда (по оценке /3/, там содержатся до 10⁹ тонн ³He).
Следует отметить необходимость утяжеления ступеней из-за потери масс при взаимодействии с внешними частицами (пример - работа /7/). В проекте "Дедал" усиление первой ступени составляет 0.03%, второй - 5%. Оценки, проведенные нами для первой ступени - 0.5%, второй - 7.7%, третьей - 16%, четвертой - 5%. Это больше, чем в проекте "Дедал", так как в обсуждаемом проекте скорости движения почти вчетверо выше.


Выбор научной стратегии полета

Научная стратегия полета беспилотного межзвездного зонда должна предусматривать:

а) изучение физических характеристик межзвездного к околозвездного пространства,
б) обнаружение планетных систем и рекогносцировочное исследование их физических характеристик,
в) попытку обнаружения сигналов искусственного происхождения, отождествление их источника и установление с ним связи.

Принципиальной основой комплекса научного оборудования зонда служит использование пассивных дистанционных методов, включающих измерения излучений среды на трассе полета в нескольких характерных областях рентгеновских, ультрафиолетовых, инфракрасных волн, радиоволн, а также периодический телевизионный "репортаж", одновременно служащий целям привязки и автономной навигации. Следует при этом принять во внимание изменения картины пространственного расположения на небесной cфеpe и яркости звездных источников пря релятивистских скоростях полета зонда. Численное моделирование этого эффекта указывает на сильное группирование и увеличение яркости звезд (голубое смещение) в направлении вектора скорости вследствие аберрация и эффекта Доплера. Традиционные контактные измерения плазмы (частицы и волны в широком энергетическом диапазоне), межзвездного магнитного поля и пылевого компонента (энергетический спектр и химический состав) позволят исследовать прямыми методами на длительном временном интервале параметры среды, для которой пока существуют лишь косвенные оценки, что повысит надежность интерпретация результатов наземных астрономических наблюдений. Весь комплекс измерений должен обладать высокой степенью автономности, возможностью предварительного анализа и фильтрации получаемой информации с целью повышения эффективности использования канала радиосвязи и бортовой энергетики.
Высокие требования к комплексу научной аппаратуры, к бортовой автоматике и логике на основе многофункциональной центральной БЦВМ и локальных микропроцессоров, к надежности и долговечности систем определяют облик зонда. Обеспечение этих требований реализуемо при условии достижения соотношения масс полезной нагрузки и массы самого аппарата со служебными системами на уровне не менее 30-35%, т.е. масса научного оборудования должна составить не менее 150 кг.
Оценим потребную мощность P_e бортового передатчика зонда с расстояния ~ 10 св.лет. Мощность сигнала от бортового передатчика на Земле P_с = P_e G/4π R² , где G = 4πS_e/λ²     - коэффициент усиления бортовой антенны, S_e - ее площадь.
В свою очередь, шумы приемника Р_ш=kТdf , где Т - его шумовая температура; df - ширина полосы, Гц; k - постоянная Болъцмана. При площади приемной антенны на Земле А отношение сигнал/шум определяется выражением P_cA/kТdf . Отсюда, подставляя значение Р_с , определим

Принимая λ = 3 мм, Т= 30 К, df = 10 Гц, Р_с/Р_ш = 10, диаметре с бортовой антенны 30 м и диаметре наземной антенны 70 м получаем Р_е ~ 1.5 кВт. По-видимому , с учетом несколько худших реальных характеристик бортовой и приемной антенн (по эффективной площади и шумовой температуре в диапазоне миллиметровых волн) эту величину придется увеличить в несколько раз. Тем не менее, сделанная оценка приводит к важному выводу о вполне разумных и технически реализуемых характеристиках канала радиосвязи с зондом на расстоянии порядка 10 св.лет, обладающего приемлемой информативностью для передачи как данных научных измерений, так и телевизионного изобретения [так в тексте - im] (за время I сут при инфopмативности одного изображения 10⁶ бит).


Литература

1. К.Э. Циолковский. Исследование мировых пространств реактивными приборами. (1911-1912 гг.)-Собр. соч., т.2, М., с.100-139.
2. К.Э. Циолковский. Теория реактивного движения. - Там же, с.377-386.
3. A. Bond, A.R. Martin. Project Daedealus. - “Review Journal of the British Interplanetary Society" 1986, vol.39, p.335-390.
4. М.Я Маров, У.Н.Закиров. О проекте полета космического зонда к планетной системе Звезды. - В сб.: Проблема поиска жизни во Вселенной. М., 1986, с. 215-220.
5. С.Ю. Гуськов, В.Б.Розанов. Лазерный "ключ" к термоядерной энергии. М., 1986.
6. У.Н. Закиров. Оптимальный подбор ступеней составной многоступенчатой слаборелятивистской микротермоядерной ракеты в рамках специальной теории относительности. - В сб. Научное творчество К.Э. Циолковского и современное развитие его идей. М., 1984, с. 27-32.
7. C.И.Анисимов и др. Сверхскоростной удар и противометеоритная защита в проекте "Вега". -"Успехи механики”, 1986, т.9, вып.3, с. 3-50.


Большая благодарность Ивану Моисееву за предоставление статьи Закирова

__________________________________________________ [ вверх ] [ оглавление ]

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