Искусственные внешние ресурсы. Часть 4. Гравитационные электростанции в Солнечной системе. Технология получения и использования Луца
Самиздат:
[Регистрация]
[Найти]
[Рейтинги]
[Обсуждения]
[Новинки]
[Обзоры]
[Помощь|Техвопросы]
|
|
|
Аннотация: Луц - это короткое название, которое мы используем в данном тексте для сокращения фразы: "высокоскоростные носители кинетической энергии". Это то волшебное вещество, которое позволит наконец начать освоение космоса. И в которое жители Плюка переработали океаны своей планеты... А где его взять, и что он может дать - читайте:) ... "...И пусть никто не уйдёт обиженным..."
|
Часть 4.
IV. Гравитационные манёвры. Удельный импульс топлива 50-100 км/с.
Гравитационные электростанции в Солнечной системе.
1. Некоторые дополнительные вопросы
В части 3 мы уже рассмотрели, что такое "упругие" и "неупругие" кинетические двигатели - твердотельные, газовые и магнитно-плазменные.
На всякий случай напомню, что все они работают на "искусственных внешних ресурсах" - проще говоря, используют специально подготовленные тела, которые прилетают в точку встречи с ракетой извне; в частности, это могут быть микро снаряды, выпущенные из пушки, хотя не обязательно. Эти тела могут быть неподвижны в какой-то системе отсчёта, важна только относительная скорость встречи ракеты и снаряда.
"Упругие" варианты лучше, поскольку ракета вообще не тратит собственное топливо на разгон. Но, они могут разгонять ракету только до тех пор, пока скорость снаряда больше скорости ракеты не менее чем на 2-3%.
"Неупругие" (то есть с затратой собственного топлива для получения импульса, за счёт энергии, полученной извне) - могут работать при любых скоростях, но ракета при этом теряет массу, хотя и медленнее, чем по формуле Циолковского. Удельный импульс таких двигателей непостоянен, и всегда равен 30-35% от разности скоростей снаряда и ракеты. В частности, если ракета летит достаточно быстро, то внешние тела могут иметь небольшую скорость, важна только разность скоростей. Если скорость ракеты относительно (летящего ей навстречу или неподвижного) снаряда равна 1000 км/с, то удельный импульс такого двигателя будет 300 км/с.
Дальше мы посмотрим, где можно бесплатно получить такую начальную скорость, но сначала надо обсудить пару технических вопросов.
1.1 Регулировка тяги газового упруго-кинетического двигателя.
Как попасть микро снарядом в сопло двигателя, мы рассмотрели. Но, помимо этого, необходимо иметь возможность регулировать вектор тяги двигателя в некоторых пределах (хотя бы на 2-3% по величине и 1-2 градуса по направлению), для корректировки положения и скорости самой ракеты.
Наиболее быстрый способ это делать - за счёт изменения геометрии внешней части сопла. Если сопло будет иметь подвижные "лепестки", составляющие 10-20% от общей площади сопла, то этого будет достаточно для мгновенной регулировки вектора тяги в небольших пределах. В случае магнитного сопла для этого придётся менять конфигурацию поля, или смещать и поворачивать всё сопло целиком или его части.
Для регулировки тяги в более значительных пределах, или полного выключения двигателя, также есть несколько разных способов.
Во-первых, можно изменять расстояние от двигателя, на котором происходит подрыв снаряда и превращение его в газовую струю. Чем больше это расстояние, тем меньше будет тяга.
Во-вторых, можно полностью выключить двигатель, если подрывать снаряды на очень большом расстоянии - десятки-сотни метров от ракеты. Если надо выключить двигатель на длительное время, то ракету можно увести в сторону от траектории снарядов на несколько метров; для более кратковременного выключения двигателя можно предусмотреть механизм, позволяющий "пропускать" снаряды сквозь двигатель.
В более сложных вариантах в управлении тягой могут участвовать ближайшие станции корректировки траекторий снарядов. Это более медленные способы, так как время отклика системы на изменение параметров будет составлять несколько секунд или минут, но таким образом можно не только произвольно регулировать ускорение одной ракеты, но и распределять снаряды из одного исходного потока по нескольким независимым рабочим потокам, направляемым к нескольким одновременно ускоряемым ракетам, что позволит управлять целой транспортной сетью.
Если будет один очень мощный, и при этом дешёвый, источник снарядов с большими скоростями и энергией (порядка 1000 км/с), то далее их можно распределять на несколько потоков, направляемых разным потребителям. В том числе, потребителями могут быть не только ускоряемые аппараты, но и энергетические установки, которые будут при этом иметь намного лучшие параметры по мощности и массе по сравнению с любыми другими источниками энергии, включая ядерные. Дальше мы покажем, а где же взять очень много снарядов со скоростью 1000 км/с, и почти бесплатно.
1.2 Размер сопла двигателя ("парашютный" двигатель).
Что касается размеров самого сопла двигателя, то раньше мы рассматривали максимально компактный вариант, с диаметром в десятки сантиметров, и показали, что даже в этом случае в него можно попасть.
Но, если экономить на корректировочных станциях, то можно снизить точность попадания за счёт увеличения диаметра "сопла" до сотен метров. В данном случае это будет скорее парашют из тонкой прочной плёнки, надуваемый потоком газа. При этом снаряды придётся испарять на расстоянии порядка километра от сопла. Для плазменного сопла это тоже возможно, если использовать тонкие сверхпроводящие кольца большого диаметра. При этом геометрия сопла, с точки зрения работы газа при расширении, может быть довольно "плохой", зато большой размер. При массе в 1 тонну такое сопло может иметь диаметр более километра.
В принципе, такой подход позволяет на небольшом расстоянии (порядка десяти тысяч километров) обойтись вообще без корректировочных станций, что упрощает разработку на начальном этапе. С другой стороны, это позволит распределить тепловую и радиационную нагрузку от излучения рабочего тела на большую площадь, что может быть актуально для двигателей с очень большими энергетическими потоками и температурами (для межзвёздных перелётов), тяга которых будет ограничена именно мощностью теплового рентгеновского излучения рабочего тела.
1.3 Двигатель в качестве генератора.
До сих пор мы рассматривали кинетический способ передачи энергии на расстояние в основном как источник тягового усилия для разгона ракет, то есть в качестве собственно двигателя. Но такой способ передачи энергии можно использовать и для других целей. Особенно это может быть актуально, если, каким-то чудом, найдётся бесплатный источник энергии для разгона снарядов до больших скоростей.
В принципе, любой плазменно-магнитный двигатель можно использовать как МГД-генератор для снабжения энергией бортовых устройств. Но можно сделать и устройство, которое будет только преобразовывать кинетическую энергию снарядов или газа в иную форму. Функции двигателя такое устройство может не выполнять совсем, или они могут быть второстепенными, например, для компенсации избыточного импульса, который снаряды приносят помимо энергии.
Например, околоземная орбитальная станция может принимать снаряды, прилетающие откуда-то из далёкого далёка со скоростью 500-1000 км/с, утилизировать их энергию, а избыточный импульс компенсировать за счёт небольшого количества дополнительного топлива, поставляемого с Земли (мы уже знаем, как это сделать). На самом деле, избыточный импульс за время полного оборота вокруг Земли будет вообще равен нулю (ну то есть он не будет равен нулю. Он просто целиком передастся планете Земля).
При скорости снарядов 1000 км/с, удельная плотность энергии будет всего в 100 раз меньше, чем содержится в той же массе урана-235.
Но такой энергетический реактор будет на порядки легче и компактнее ядерного при равной мощности. Он не имеет пределов масштабирования, от 1 грамма весу и 1 вата мощности, до планетарного. Нет жёстких излучений, нейтронов, а тепловое излучение (хоть оно и рентгеновское в диапазоне 10 кЭв) можно уменьшить в тысячи раз при уменьшении плотности газа. Для ядерных реакторов это сделать нельзя.
Расстояние от источника энергии до потребителей может быть очень большим, что позволяет передавать энергию на миллиарды километров.
Правда, кто-то скажет - это же только передача энергии из одного места в другое, а не генерация. Сколько энергии потрачено на разгон снаряда - столько потом и можно получить в таком "реакторе", и не больше.
На это мы ответим, что всё зависит от того, кто, и где, будет оплачивать исходный разгон снарядов. Мы просто будем передавать энергию из такого места, где она уже есть, и очень много.
Правда, этот таинственный и волшебный источник бесплатной кинетической энергии для снарядов имеет существенное ограничение: скорость снарядов не может быть больше 1000 км/с. Он так устроен.
Если нам потребуются энергетические установки на больших расстояниях от Земли, а тем более энергетическая инфраструктура для разгона межзвёздных кораблей до субсветовых скоростей, то там всё же придётся использовать другие источники энергии для первичного разгона снарядов, в том числе ядерные. В частности, возможна модификация энергетического реактора, в котором основное количество энергии получается за счёт ядерных реакций деления или синтеза, но предварительное сжатие или нагрев рабочего вещества осуществляется за счёт энергии столкновения снаряда с мишенью. Такие реакторы не имеют надобности в громоздких устройствах для накопления энергии, используемой для сжатия мишени, и потому могут быть в сотни раз меньше и легче полностью автономных взрывных ядерных реакторов.
Но я категорически против прямого использования какого-либо вида ядерной энергии непосредственно в двигателе ракеты, особенно для межзвёздных полётов. Не из-за экологических вопросов, которые можно решить, а из-за того, что такой двигатель будет иметь очень серьёзные недостатки по сравнению с плазменно-кинетическим двигателем на внешних ресурсах, из-за чего допустимые мощность и ускорение будут меньше на 2-3 порядка. Кроме того, сложность и стоимость ядерного двигателя выше.
Другое дело - использовать ядерные микро реакторы с внешней энергией сжатия мишени в качестве стационарных источников энергии на трассах разгона межзвёздных кораблей, и других вспомогательных целей.
1.4 Экологические вопросы
Двигатели на искусственных внешних ресурсах - практически самое чистое и безопасное, что вообще можно придумать для освоения космоса, по сравнению не только с ядерными и изотопными, но также и химическими. Даже "чистые" солнечные батареи надо где-то делать, и пока их делают на Земле, это вовсе не так уж чисто и безвредно.
В нашем двигателе используется водород и немного лития. Никаких излучений, кроме теплового, но его очень мало. Конструкция двигателя на грани того предела, до которого можно упростить что-либо. Практически, это может быть лист жести. Простота конструкции - это снижение расходов и сложности изготовления, что тоже косвенно связано с экологией, в конце концов. (Ведь каждый понимает, что если "итальянские инженеры сделали автомобиль стоимостью в полмиллиона, настолько экологически чистый, что его можно лизать" - то они, эти инженеры, год ездили на своих автомобилях, делать этот сверхчистый. И сожгли сто тонн солярки. И выбросили отходы в атмосферу. И это лишь небольшая часть реальной экологической нагрузки, которую дополнительно создал именно этот конкретный "чистый" автомобиль, при правильном учёте всех эффектов, связанных с его созданием и полным жизненным циклом).
Непосредственно для планеты Земля, её атмосферы и биосферы кинетические двигатели никакой экологической нагрузки не создадут.
Но рано или поздно человечеству придётся рассматривать такое понятие, как "экология космического пространства", и там всё не так просто.
Любые химические, лучевые, радиационные и другие загрязнения околоземного и межпланетного пространства, да и просто мусор, могут накапливаться неожиданно быстро, и при активном освоении даже ближайших планет это надо учитывать.
Например, очень высокая башня на поверхности Земли, или большой аэростат на высоте более 15 км, могут создавать дополнительный радиационный фон на поверхности, и изменить распределение атмосферных электрических потенциалов. И это полностью пассивные объекты.
Если же космические объекты используют двигатели и энергетические установки, то влияние в масштабах планеты неизбежно.
Один старт с Земли корабля с "грязным" ядерным двигателем может испортить не только атмосферу, но и околоземное пространство на десятки тысяч километров, и на десятилетия.
Даже работа "чистых" ионных и плазменных двигателей оставляет свой след в атмосфере и магнитосфере Земли, как и химических ракет. Даже если реактивный двигатель будет включен за сто тысяч километров от Земли, большая часть продуктов его работы полетит обратно к Земле или в ближайшее околоземное пространство, задержится в магнитосфере, и в конечном итоге всё это окажется в атмосфере.
"мячиковый" упруго-кинетический двигатель в этом смысле идеален, поскольку вообще не производит газообразных продуктов. Правда, надо следить за тем, чтобы снаряды после использования либо упали обратно в атмосферу и красиво сгорели в ней (за это можно даже брать деньги, метеоритный дождь по заказу в качестве фейерверка); либо, при скорости более II космической, покинули околоземное пространство, иначе можно очень быстро сделать ближний космос весьма опасным. В интервале скоростей ракеты от 9 до 12 км/с "мячиковый" двигатель будет потенциальным источником метеоритного мусора.
Газовый упруго-кинетический двигатель при скорости до 100 км/с производит только безвредный нейтральный водород. При скорости более 100 км/с продукты работы двигателя будут представлять собой довольно горячую плазму, потенциально опасную для космических объектов; но струя этой плазмы будет следовать за ракетой, с несколько меньшей скоростью, за пределы околоземного пространства. Единственная опасность, которая в этом заключается, состоит в действии мощной струи плазмы на геомагнитное поле, что может вызвать его колебания, и нуждается в изучении.
Однако при торможении аппаратов, летящих с очень большими скоростями, особенно после межзвёздного перелёта, ситуация может быть намного опаснее, так как струя плазмы будет направлена в сторону цели.
Кроме того, "потерянные" по той или иной причине снаряды, а также не до конца испарившиеся фрагменты их оболочек могут представлять прямую опасность как для самой ракеты и инфраструктуры на трассе ускорения, так и для других объектов. Поэтому ничего терять не нужно, либо гарантировать, что всё это улетит по крайней мере за пределы околоземного пространства, или вообще из Солнечной системы, либо испарится.
1.5 Юридические аспекты использования кинетических двигателей
В принципе, западная законотворческая традиция позволяет запретить всё, что угодно - если есть оплаченный заказ. Но до тех пор, пока вещь не существует и параметры её не известны, её, стало быть, и запретить нельзя; юристы в такой ситуации напоминают бабушку, которая не может перебежать дорогу перед машиной, пока она стоит, потому что нельзя рассчитать вектор скорости...
Газовая модификация упруго-кинетического двигателя при удельном импульсе до 40 км/с производит только нейтральный водород, которого в Солнечной системе много, и запретить его применение сложно. Тем не менее, надо иметь в виду возможность такой попытки, и вести разработку сразу нескольких вариантов, не афишируя их точные параметры до окончания разработки, чтобы потом можно было быстро перейти на резервный вариант, в случае запрета на использование какого-нибудь второстепенного элемента применяемого технического решения.
Например, опасными могут оказаться лазеры корректировочных станций ("они могут ослепить стаю диких гусей в ясную ночь"); эманации сублимируемого вещества (ионы лития нарушат радиосвязь); риск потери снаряда и его попадания не туда (даже если снаряд в случае промаха покинет Солнечную систему); свечение в вечернем небе яркой "звезды" работающего двигателя межпланетного корабля может напугать маленьких детей, или сбить с курса мигрирующих цикад; религиозные принципы какой-то общины могут прямо запрещать использование водорода; и на каждый параметр технического решения, когда они уже будут известны, можно найти повод для запрета. Поэтому техническое решение в целом должно быть гибким, и допускать замену одного или нескольких параметров без критического ухудшения результата.
Вместо оптических лазеров - можно применить инфракрасные, поток электронов или газа, облако микро пылинок, сеть из нанонитей, или силовые поля. Вместо металлической оболочки снарядов - лёд, полиэтилен или графит; водород можно заменить водой... каждое такое изменение может ухудшить конечный результат, но необходимость в этом может возникнуть.
Конечно, если ракету будет запускать НАСА, то всё будет иначе. Сейчас 30 кг плутония-246 в одном космическом аппарате не считают опасным количеством. Грязный ядерный двигатель, использующий уран в составе реактивной струи, тоже вполне могут разрешить. Предела нет.
К счастью, наш двигатель прямо не попадает под запрет на "любые взрывы в космосе", поскольку там нет столкновения плотных тел и их взрыва - снаряд сначала испаряется, и только потом струи газа взаимодействуют между собой и с соплом, так что максимальное давление может быть менее 1 атмосферы. При необходимости режим работы двигателя можно сделать постоянным, а не прерывистым, с постоянным давлением в сопле.
Испарение снаряда тоже можно осуществлять без взрыва, например, распыляя рабочее тело в виде порошка, и затем постепенно испаряя микро частицы в струе встречного газа, вообще без каких-либо намёков на взрыв (ведь, например, спички не "взрываются", иначе мы все давно погибли бы, правда). Температуру газа можно снизить до 3-4 тысяч градусов.
При температуре ниже 10.000 К ионизирующих излучений не будет, а интенсивность оптического и инфракрасного излучения можно уменьшить.
В общем, надо иметь в запасе десяток альтернативных вариантов, с максимально далёким разбросом всех параметров технического решения, на случай попытки юридического саботажа разработки и использования.
1.6 Кассетная доставка снарядов
До сих пор мы рассматривали способы корректировки полёта одиночного снаряда, и нашли что это не слишком сложно. Но, для очень, очень больших расстояний - хотя бы вот, от Юпитера до Земли или Солнца, а тем более для доставки топлива за орбиту Плутона и дальше - понадобится всё же много корректировочных станций, и это не очень удобно.
Если снаряды разгонять по одному, один за другим - например, с помощью пушки, или цепочки лазерных или магнитных разгонных устройств - то тут, пожалуй, сложно поступить как-то иначе. Хотя, при большом желании, даже и в этом случае, всё же можно потом собрать вместе некоторое количество микро снарядов, первоначально выпущенных поодиночке, упаковать их в кассету, имеющую собственные автономные средства навигации и маневрирования, и затем, на большей части пути, управлять полётом только этого одного объекта, что проще и почти не требует вспомогательного оборудования в промежуточных точках.
Но возможны также ситуации, и в этой части мы будем рассматривать в основном их, когда снаряды разгоняются без пушки, как то иначе, и сразу большой кассетой, так что их удобно большую часть пути везти вместе, и только в конце распределить по одному на некотором отрезке траектории, чтобы они взаимодействовали с целью в нужной последовательности. Например, такая ситуация будет, если для разгона снарядов используется ракета, или если контейнер со снарядами просто сбросить вниз с большой высоты в гравитационном поле массивного тела. Возможна и такая конструкция пушки или катапульты, особенно для очень больших скоростей при межзвёздных перелётах, когда будет удобнее разгонять снаряды не по одному, а кассетой определённой массы, порядка нескольких килограммов.
В таком случае на большей части траектории надо будет управлять полётом небольших автономных аппаратов, которые имеют собственные средства маневрирования, и роль стационарных навигационных станций сведётся к передаче сигналов управления. При этом точность траектории полёта в промежуточных пунктах может быть снижена на 6-10 порядков, до тысяч километров, так как точная фокусировка роя понадобится только в непосредственной близости от цели-потребителя.
Финальная корректировка траекторий снарядов может осуществляться как автономно, так и с помощью подвижных или стационарных станций. В частности, сам контейнер со снарядами может иметь активные средства для их последующего распределения по траектории, например газовую или магнитную пушку с небольшой относительной скоростью вылета снарядов, и средства для измерения и корректировки их скорости.
Например, от контейнера (ракеты) со снарядами задолго перед их выпуском могут отделиться несколько лазерных корректировочных станций (колец) описанного ранее типа, имеющих собственные двигатели, позволяющие им со скоростью несколько км/с удалиться вперёд вдоль траектории на сотни-тысячи километров, сохраняя точное взаимное расположение и связь со стационарными навигационными станциями.
Вариантов реализации деталей такой системы может быть много, и мы не будем здесь в них углубляться. Для межпланетной доставки топлива и энергии такой вариант может быть предпочтительнее стрельбы одиночными снарядами, так как можно снизить точность траектории в промежуточных точках и сильно сократить число корректировочных станций, что упрощает управление системой и снижает риск промахов.
Для доставки на очень большие расстояния, и тем более снабжения топливом и энергией межзвёздных кораблей, контейнерный вариант доставки остаётся единственным, так как одиночные снаряды не только намного сложнее контролировать во время полёта, но и труднее защитить от неблагоприятных воздействий внешней среды.
Мы дальше не будем уточнять, одиночные снаряды используются для доставки топлива, в кассетах, контейнерах или по какой-то более сложной схеме, полагая, что оптимальный вариант будет определяться расстоянием, имеющимися техническими возможностями и целью. Конечный результат во всех случаях зависит в основном от скорости и энергии.
1.7 Другие типы термо-кинетических двигателей
В III части мы рассмотрели 2 типа новых ракетных двигателей:
Упруго-кинетический - уже предлагался до нас в твердотельном варианте ("разгонять ракету металлическими шариками"); мы предложили газовый упруго-кинетический двигатель, который позволит разгонять ракету более эффективно, при удельном импульсе от 10 км/с до сотен и тысяч.
Крайне полезной особенностью упруго-кинетических двигателей является то, что расход бортового запаса топлива равен 0. Но есть принципиальное ограничение: чтобы разгонять ракету, снаряд её должен догонять, со скоростью хотя бы на 2-3% большей.
Мы также предложили модификацию двигателя, которая обходит это ограничение (я полагаю, что этот тип двигателя предложен впервые нами и является полностью оригинальным изобретением). Мы показали, что при скорости снаряда, много меньшей, чем скорость ракеты, или даже при неподвижных "снарядах" (в роли которых могут использоваться капсулы с топливом, естественные внешние тела или газ), можно, тем не менее, разгонять ракету, но, правда, уже с дополнительной затратой топлива из бортового запаса. При этом удельный импульс (в расчёте на массу топлива затрачиваемого ракетой) равен 30-35% от текущей разности скоростей.
Мы назвали этот последний тип двигателя "термо-кинетическим", в отличие от "упруго-кинетического", поскольку дополнительный импульс получается в результате совершения работы горячего газа или плазмы, нагреваемого за счёт уменьшения запаса кинетической энергии при столкновении двух тел (обычно газообразных).
Но, кроме рассмотренного основного варианта, данный тип двигателя (использующий нагрев газа за счёт кинетической энергии) может иметь несколько других модификаций, которые будут отличаться главным образом способом подачи рабочего тела в точку взаимодействия, а также деталями взаимодействия между газом (плазмой) и агентом (магнитным полем), используемым для передачи силового взаимодействия.
В основном варианте термо-кинетического двигателя ракета несёт на борту половину всего запаса топлива в виде мишеней, с которыми сталкиваются внешние тела - снаряды. (В частности, для уменьшения давления плазмы и радиационного нагрева двигателя, оба тела ещё за некоторое время перед столкновением могут превращаться в газ).
Но возможны и такие модификации, когда оба сталкивающихся тела прилетают в точку встречи с ракетой извне, с разными скоростями, отличными от скорости самой ракеты, и направленными либо вдоль траектории ракеты, либо под большими углами к ней. В действительности, предыстория прилёта сталкивающихся тел в точку рандеву не важна. На конечный результат (импульс, переданный ракете) влияют только начальная скорость центра масс получившегося газа относительно ракеты в начальный момент после столкновения, и конечная скорость того же центра масс газа, что в свою очередь зависит также от начальной и конечной температуры, то есть от затраченной кинетической энергии.
Такие варианты, с внешней подачей как снарядов, так и мишеней (или протяжённой мишенью в виде цепочки зарядов), будут работоспособны в ограниченном диапазоне скоростей. В отличие от основного варианта термо-кинетического двигателя, удельный импульс которого растёт с ростом скорости ракеты, здесь он будет, наоборот, уменьшаться, по мере того, как скорость ракеты становится намного больше скорости центра масс газа и скорости его расширения. Но, ракета не тратит собственное топливо.
Это, по существу, промежуточный вариант между чисто "упругим" газо-кинетическим двигателем, (для которого всё топливо находится вне ракеты, но скорость снаряда должна быть больше скорости ракеты), и основным вариантом термо-кинетического двигателя, (при котором ракета несёт половину всего топлива, но зато скорость не ограничена). Для новой модификации, есть возможность разогнать ракету немного быстрее снаряда (в 2-3 раза), всё ещё без затрат топлива самой ракеты, но удельный импульс с ростом скорости будет постепенно уменьшаться (хотя КПД может быть постоянным и достаточно высоким, на уровне 50% и более).
Вообще-то, мы уже рассматривали очень схожий по свойствам двигатель давным-давно, ещё в I части данного трактата, когда изучали возможность безракетного запуска грузов на околоземную орбиту. Там тоже было тело (топливный шнур), движущееся независимо от ракеты, и превращающееся в газ, только источником энергии для этого были химические реакции. Но принцип действия газа после его образования тот же. В рассматриваемом теперь случае будет больше относительная скорость и удельная энергия газа, но формулы преобразования энергии будут похожи.
Таким образом, мы теперь имеем 3 базовых типа двигателя на внешних ресурсах:
1) Пушечный ("упругий") газо-кинетический двигатель: всё топливо вне ракеты, подаётся из пушки ей вслед, предельная скорость ракеты на 3% меньше начальной скорости снаряда. Удельный импульс лучший из всех вариантов (ракета вообще не тратит топливо), КПД на уровне десятков процентов. При лазерном разгоне снарядов, можно достичь скорости 0,5 с...
Пока есть возможность, надо использовать этот тип. Но он имеет ограничения: нужна пушка, и его сложно применять в атмосфере.
2) "Неупругий" термо-кинетический двигатель с внутренним запасом топлива: половину топлива несёт ракета, снаряды летят ей навстречу, и чем быстрее летит ракета, тем лучше он работает. Удельный импульс 30% от суммы (ну то есть разности) скоростей ракеты и снаряда. Есть минус - ракета тратит топливо. И есть плюс - внешнее топливо может быть вообще неподвижно, удельный импульс зависит только от разности скоростей.
В принципе, позволяет обойтись вообще без пушки, если есть возможность придать ракете начальную скорость как-то иначе. Но максимальная скорость ограничена тем, что ракета всё-таки теряет массу.
3) И "внешне-внешний" термо-кинетический двигатель, химическая модификация которого (с внешним топливным шнуром) была рассмотрена ещё в конце I части, а кинетическая сейчас.
Всё топливо находится вне ракеты, как в первом варианте.
Топливо нагревается за счёт кинетической энергии при столкновении, как во втором (возможны варианты, когда нагревается за счёт химической или ядерной энергии, лазерного излучения, электрического тока).
Максимальная скорость ракеты в принципе не ограничена, но реально будет ограничена падением эффективности преобразования энергии при росте отношения скорости ракеты к скорости расширения газа.
Если максимальная теоретически возможная радиальная скорость (V1) свободного расширения газа в пустоту (при отсутствии сопла двигателя) фиксирована, (и равна половине разности скоростей сталкивающихся тел), то максимальная разность скоростей ракеты и центра масс газа (V2-V0) будет определяться физическими и геометрическими свойствами сопла двигателя и эффективностью преобразования внутренней энергии газа в работу.
Для нейтрального газа при небольшой температуре, и металлического сопла (или пакета кольцевых металлических лопаток, как мы когда-то рассматривали для химической модификации в I части), предел отношения (V2-V0)/(V1) будет, по-видимому, примерно равен 2,5...3, и главным образом будет определяться не столько геометрией самого сопла или лопаток, сколько температурой газа, хотя при импульсном действии допустимая температура может составлять десятки тысяч градусов.
Для плазменного магнитного сопла, при очень большом коэффициенте расширения газа и низких потерях, это отношение, вообще, может быть довольно большим, возможно на уровне 5-10, что в принципе позволяет даже при не очень горячей плазме достичь большой скорости. По существу, это будет распределённая в пространстве цепочка взрывных разгонных устройств с плазменной накачкой энергии от внешнего источника, взаимодействующих с магнитным полем разгоняемого аппарата.
1.8 Сифонный (U-образный) газовый упруго-кинетический двигатель
Для упруго-кинетического двигателя (т.е. когда снаряды догоняют ракету и передают ей импульс, превращаясь в газ) мы в III части рассмотрели простейший вариант сопла - просто входной патрубок, он же выходной, с определённым профилем сечения. Позже мы предложили "парашютный" вариант сопла - очень большой купол из тонкой плёнки, улавливающий и отражающий струю разреженного газа, при этом диаметр струи газа, и точность попадания в сопло, может быть порядка сотен метров.
Но вариантов взаимодействия сопла с газом ещё очень много.
Например, если потребуется, можно сделать режим работы двигателя постоянным, без пульсаций давления газа, и с довольно умеренной температурой, на порядок меньшей, чем при полном торможении газа.
В исходном варианте вся кинетическая энергия газа вначале переходит в тепловую, и затем за счёт этой внутренней энергии газ расширяется назад. Это, в принципе, эффективно с точки зрения энергии, но есть недостатки.
Во-первых, при сильном нагреве газа в некоторых диапазонах температур значительная доля энергии затрачивается на атомизацию и ионизацию, что снижает работоспособность газа и КПД.
Кроме того, при ударном торможении газа о преграду резко повышается не только температура газа, но и давление, что тоже нехорошо.
Одним из вариантов решения этих проблем является неполное торможение газа, то есть прохождение его с довольно большой скоростью по некоему криволинейному проходному тракту переменного сечения, при одновременном изменении вектора скорости, давления и температуры.
В частности, это может быть U-образно изогнутая труба, постоянного или переменного сечения (с расширением на концах и сужением в зоне изгиба), оба открытых конца которой направлены назад. Струя газа входит в трубку через один раструб, сжимается в несколько раз, но не до полного торможения, так что только 5-10% кинетической энергии переходит в тепло.
Скорость газа почти не уменьшается по величине, но вектор скорости разворачивается на 180о, и струя газа выходит назад через второй расширяющийся конец трубы, сохраняя более 95% начальной скорости.
Если сравнить этот вариант с первоначальным, то есть полным переходом энергии газа в тепловую, и (частично) обратно в механическую, то КПД отличается очень сильно. В данном случае будет осуществляться почти идеально упругая передача максимального возможного импульса, в то время как при полном сжатии газа до остановки, его скорость затем восстанавливалась только на 50-70%, и передавался импульс около 75-85% (от максимально возможного при упругом отражении).
Для такого двигателя тоже возможна модификация с трубой большого диаметра из тонкой плёнки и приёмным раструбом диаметром 100 метров.
При скорости водорода относительно трубы в десятки км/с его температура может быть всего несколько тысяч градусов, а при скоростях в сотни км/с и температуре более 20.000 К можно использовать аналогичную конфигурацию магнитного поля.
В общем, очень хороший вариант.
Возможны и более сложные модификации, с разветвлением трубы более чем на два конца, которые могут быть направлены под разными углами друг к другу и к направлению полёта ракеты, через которые входят газовые потоки с разными скоростями от разных внешних источников. Например, так можно раздельно подавать извне как рабочее тело, с относительно небольшой скоростью, так и более высокоэнергетический носитель кинетической энергии, либо газы и плазму разного химического состава. При этом обмен импульсом и энергией между массами и потоками газов может осуществляться по разному, как при прямом механическом и атомарном взаимодействии, так и через посредство магнитных полей и токов. Для плазменного магнитного сопла можно предложить сложные конфигурации полей, осуществляющие функции энергетической и силовой машины, перерабатывающей потоки вещества и энергии.
1.9 Атмосферный термо-кинетический двигатель (тепловая прямоточка)
При некоторых специальных условиях возможны и другие варианты поставки топлива и его нагрева; например, часть топлива может находиться на борту ракеты или прилетать в виде снарядов с большой скоростью, а другая представлять собой водород из атмосферы планеты вроде Юпитера. Это будет аналог теплового воздушно-реактивного двигателя с нагревом газа за счёт кинетической энергии бортового запаса топлива.
Такой аппарат будет довольно сложным технически, так как придётся лететь в верхних слоях атмосферы при довольно большой скорости и внешней температуре порядка 20-30 тысяч градусов. С другой стороны, он проще, чем вариант с потоком вещества в виде снарядов, так как не надо вообще ничего никуда запускать, топливо находится на борту. Я считаю, что в данных условиях техническая сложность реализации обоих вариантов будет примерно равной, и надо сравнивать их эффективность.
При начальной параболической скорости полёта в верхних слоях атмосферы Юпитера 60 км/с, и с учётом собственной немаленькой скорости вращения планеты, встречная скорость потока водорода уже вначале будет около 70 км/с. Далее она будет возрастать, и удельный импульс соответственно будет возрастать тоже, оставаясь на уровне 30% разности скоростей аппарата и атмосферы планеты, так что удельный импульс (по затратам бортового запаса топлива) будет больше 20 км/с.
Чтобы увеличить свою скорость на 30 км/с, т.е. в 1,4 раза, ракете придётся уменьшить свою массу в 1,4^^3,3 = 3,2 раза (по "прогрессивной" формуле Циолковского, с УИ пропорциональным скорости).
Т.е. при начальной массе 16 тонн, и начальной параболической скорости (относительно центра планеты) 60 км/с, такой аппарат разгонится в атмосфере Юпитера от 60 до 90 км/с (относительно центра планеты), затратив 11 тонн топлива, и уменьшив свою массу с 16 до 5 тонн.
Выйдя после этого из гравитационного поля планеты на бесконечность, ракета будет иметь скорость 67 км/с.
Сравним этот результат с базовым вариантом термо-кинетического двигателя в вакууме, при котором 5,5 тонн топлива находятся на борту ракеты (имеющей собственную массу 5 тонн), а 5,5 тонн летят ей навстречу, имея вблизи границы атмосферы скорость 60 км/с.
В этом случае встречная скорость будет 120 км/с, и удельный импульс (в пересчёте на затрачиваемую массу бортового топлива) вдвое больше, чем в атмосферном варианте, т.е. около 40 км/с. Казалось бы, и конечная скорость ракеты должна быть больше...
Однако, общая масса снарядов (в данном случае, и всего топлива) по-прежнему 11 тонн, и их общая кинетическая энергия (в системе отсчёта планеты) такая же. Так что сильно больший результат мы не получим.
Теперь масса ракеты уменьшится с 10,5 до 5 тонн, т.е. в 2,1 раза. Извлечём корень 3,3 степени из 2,1 и получим, что скорость ракеты (в системе отсчёта встречного снаряда) увеличится в 1,25 раза, т.е. со 120 км/с до 150.
А скорость в системе отсчёта планеты увеличится с 60 км/с до 90. Вот. Как ни крути, а больше энергии, чем её есть, не извлечь...
То есть, результаты в обоих случаях в точности одинаковые, до процента, хотя, казалось бы, параметры сильно различаются.
Мы можем взять 16 тонн льда (на условно-бесконечном расстоянии от Юпитера), и получить на выходе 5 тонн, летящих в ту же бесконечность со скоростью почти 70 км/с. Причём, как выяснилось, детали взаимодействия вещества мало влияют на конечный результат, а в большей степени влияет начальный запас энергии, и коэффициент её преобразования в кинетическую энергию оставшейся части вещества.
То есть при равной начальной массе и кинетической энергии вещества, и равной эффективности механизмов преобразования энергии, мы получим примерно равный результат, хотя физические механизмы взаимодействия могут сильно отличаться.
Физический смысл всего этого манёвра заключается в том, что мы сбрасываем некоторую массу вещества в достаточно глубокую потенциальную яму, а часть высвобождающейся гравитационной энергии передаём другой массе вещества, в данном случае в виде кинетической энергии. В общем, обычная гидроэлектростанция, аналог водяной мельницы.
В данном случае мы сбросили 11 тонн льда из бесконечности в атмосферу Юпитера, с теоретическим гравитационным потенциалом 1,8 ГДж/кг; общие затраты энергии 20.000 ГДж; полезная кинетическая энергия вещества, опять улетевшего на бесконечность, 2,3 ГДж/кг, и всего энергии 11,5 ТДж. Стало быть, КПД нашей гравитационной мельницы 57%, что близко к КПД гравитационных гидроэлектростанций на Земле.
Правда, мы здесь оптимистично забыли, что сможем извлечь и использовать только часть этой кинетической энергии.
Если бы целью данного манёвра было просто улететь из системы Юпитера, то мы могли бы использовать всю энергию ракеты. Но наша цель другая - мы хотим получить замкнутый энергетический цикл, перерабатывающий вещество спутников Юпитера, и позволяющий выводить часть вещества и энергии за пределы системы для других потребителей.
Поэтому КПД рабочего цикла окажется меньше примерно на треть.
Если "сухой" вес ракеты 1 тонна, и она берёт на борт 9,5 тонн льда, то на выходе его останется 4 тонны. Эти 4 тонны будут улетать от Юпитера со скоростью 70 км/с, и их можно частично использовать для возобновления цикла, а частично отправить на другие нужды.
Саму ракету надо затормозить, развернуть и снова заправить, и на всё это уйдёт от 10 до 50 % полученной энергии, в зависимости от того, где брать воду (точнее мы определим немного позже). Так что за пределы системы мы сможем отправить всего 2-3 тонны льда, и 40-70% полученной энергии.
Мы можем оценить мощность такой системы. При длительности цикла 12 суток, или миллион секунд, сухой массе ракеты 1000кг, и энергии на выходе 5.000 ГДж, средняя мощность электростанции составит 5 МВт, а удельная мощность 5 кВт/кг сухого веса ракеты, что и не мало, и не много.
1.10 Экономичный (низкоимпульсный) термо-кинетический двигатель
Раньше мы рассматривали (и ещё будем рассматривать в следующих частях) возможные типы двигателей на внешних ресурсах с точки зрения получения максимальной скорости и удельного импульса, для максимально эффективного разгона космических аппаратов.
Но есть задачи, для которых требуется только лишь вполне определённая скорость и величина изменения импульса, например, для массовой доставки потока грузов внутри околопланетной системы по экономичной траектории, и в этом случае для эффективного использования энергии и вещества оптимальным будет не слишком большой удельный импульс двигателя, примерно в 1,5-2 раза больший, чем требуемое приращение скорости груза.
В этом случае можно использовать двигатели с внешним нагревом газа за счёт разных источников энергии: электрическим, лазерным, за счёт химических реакций, или кинетической энергии. При этом также существуют два основных варианта способа размещения топлива (рабочего тела): внутри ракеты, или вне её, в частности неподвижно относительно поверхности планеты (в виде неподвижного топливного шнура или цепочки зарядов, как мы рассматривали когда-то давно для химического варианта).
Мы здесь рассмотрим для сравнения два типа систем с внешним кинетическим нагревом рабочего тела:
- ракетный двигатель (с внутренним запасом рабочего тела, и его внешним кинетическим нагревом), и
- безракетную стационарную систему с внешним хранением рабочего тела и его внешним кинетическим нагревом, (почти идентичную той, что была предложена для вывода грузов на околоземную орбиту, за исключением способа нагрева рабочего тела, что позволит получить больший удельный импульс, чем при химическом нагреве).
Для стационарной системы запуска ракет с крупных спутников Юпитера второй вариант лучше, но надо сравнить его с другими.
Какой именно тип двигателя, по способу нагрева и размещению рабочего тела, окажется наилучшим, будет определяться конкретными условиями, в частности, доступностью того или иного вида местного топлива. Я считаю более эффективными для начального разгона ракет системы с внешним стационарным размещением топлива (в виде шнура или капсул), но при небольших скоростях возможны и автономные варианты (ракетные).
Возможны более сложные модификации стартовой системы, с непрямым нагревом рабочего тела за счёт кинетической энергии, когда энергия вначале вырабатывается в стационарном генераторе, и затем подаётся к разгонным устройствам в электрическом виде. Такой вариант проще и удобнее с точки зрения управления и использования, при этом система с раздельным приёмом и использованием энергии может иметь высокий КПД, но требует больше начальных затрат при создании.
Для старта с небольших планет, размером примерно с Луну, возможны также пушечные (газовые) варианты, но они жизнеспособны при требуемой скорости не более 5-6 км/с. Электромагнитные катапульты не имеют такого ограничения, и могут быть эффективными для запуска небольших снарядов, но требуют значительных начальных затрат на создание системы.
Ракеты с обычным химическим топливом (кислородно-водородным или метановым) тоже могут быть жизнеспособны при скоростях до 5-6 км/с, при наличии источников получения такого топлива, но мне кажется, что расходы на получение и использование двухкомпонентного жидкого топлива будут выше, чем для термо-кинетического двигателя с внешним размещением рабочего тела и его внешним нагревом.
В системах Юпитера и Сатурна наиболее доступным веществом будет вода в виде льда, причём её запасы там очень велики, и в первую очередь надо рассматривать варианты использования воды в исходном виде.
Использование водорода даёт некоторые преимущества, но если его придётся получать из воды, то эффективность добычи топлива снизится на порядок, так как 90% массы (в виде кислорода) пойдёт в отходы. Водородная топливная система оправдана в том случае, когда либо есть потребность в получаемом попутно кислороде (для нужд обитаемой станции), либо есть запасы водорода или хотя бы метана, чего следует ожидать в более холодных системах, либо непосредственно в атмосфере планет-гигантов, но извлекать топливо оттуда невыгодно.
Рассмотрим сначала варианты с водой.
Принцип нагрева топлива будет один и тот же, независимо от того, хранится это топливо (рабочее тело) в баках ракеты, или полностью вне её. Во втором случае более эффективно используется полученная газом энергия, но принцип нагрева газа во всех случаях будет один.
Допустим, у нас есть некоторая масса вещества (например льда, хотя в принципе можно использовать что угодно, даже силикатный песок), которую мы как-то смогли разогнать до скорости 70 км/с, относительно другой массы вещества (которую мы считаем неподвижной). Кинетическая энергия 1 кг носителей составляет 2450 МДж/кг.
При столкновении этого вещества с существенно большей массой (неподвижного) рабочего тела, в соотношении 1:150, выделится избыток энергии около 16 МДж на килограмм общей массы. Будет передан также некоторый начальный импульс, около 500 м/с, что не очень много, но про него надо помнить.
Если у нас есть обычный лёд или вода в жидком виде, то после получения 16 МДж/кг дополнительной энергии, это всё превратится в аналог обычного кислородно-водородного топлива (высшая энергия сгорания которого 15,5 МДж/кг). Удельный импульс такого топлива будет на уровне 4500 м/с, и он, в принципе, может быть направлен в произвольную сторону (относительно вектора скорости носителей кинетической энергии); но величина импульса будет зависеть от направления. Если направление вектора тяги и вектора скорости носителей совпадают, то УИ будет на 500 м/с больше, а если в противоположную сторону - на 500 м/с меньше; то есть, в зависимости от направления старта ракеты, удельный импульс в данном случае будет переменным, от 4000 до 5000 м/с.
Мы можем произвольно регулировать соотношение масс носителей кинетической энергии и рабочего тела, и таким образом увеличивать удельную энергию рабочего тела и удельный импульс, но есть несколько нюансов, которые ограничивают возможность увеличения УИ.
При температуре выше 3500К (для давлений порядка 10 МПа) вода разлагается сначала на молекулы газов и радикалы, а затем на атомы водорода и кислорода, и в интервале 3500-6000К поглощается очень много энергии, не пропорционально росту температуры. Запас внутренней энергии возрастает, и, в принципе, потом может быть возвращён и использован при понижении температуры. Но поскольку способность газа совершать работу при расширении определяется величиной PV, (которая определяется произведением числа молей газа на температуру), то замедление роста температуры, несмотря на рост запаса энергии, означает, что для совершения такого количества работы, которое соответствует хотя бы половине запаса внутренней энергии, может потребоваться очень значительное расширение газа, в сотни и тысячи раз, что не всегда технически возможно.
Из-за этого в верхней части температурного интервала диссоциации, то есть при температурах 5000-6000К, термодинамические свойства газа будут плохими, в результате чего КПД двигателя упадёт ниже 50%.
Далее в интервале 9000-10.000К атомарную смесь водорода и кислорода можно использовать, хотя и с не очень хорошим КПД. Выше 10-11 тысяч градусов начинается массовая ионизация кислорода и водорода, и энергия опять поглощается практически безполезно. При температурах выше 20.000К воду, по-видимому, тоже можно использовать в виде плазмы.
Рассмотрим теперь второй пригодный для использования воды диапазон температур, 9000-10.000К.
В этом диапазоне диссоциация молекул уже закончена, но ионизация атомов ещё не началась, и рабочее тело представляет собой нейтральный одноатомный газ, почти идеальный в небольшом диапазоне температур. Однако внутренняя энергия этого газа только на 1/4 будет представлена механической энергией поступательного движения атомов, а 3/4 энергии будет скрыто, то есть затрачено на диссоциацию молекул.
При температуре 9000 К, и молярной массе 6, энергия поступательного движения атомов будет составлять 18,7 МДж/кг (т.е. это теплоёмкость идеального одноатомного газа, с i=3 и молярной массой 6).
Энергия полной диссоциации воды (взятой в виде льда) на атомы 54,3 МДж/кг, то есть в данном случае в 3 раза больше, чем теплоёмкость того же количества получившегося одноатомного газа. Стало быть, с учётом скрытых степеней свободы, эффективное среднее значение i во всём рабочем интервале температур газа будет равно не 3, а около 12.
Это означает, что для высвобождения 50% тепловой энергии в виде работы (или кинетической энергии струи газа), газу надо расшириться в 2^^6 раз, то есть примерно в 60 раз (по объёму), а для высвобождения 75% внутренней энергии в 3000 раз. В принципе, это не самые плохие показатели работоспособности, например у твёрдого ракетного топлива бывает и хуже.
На самом деле, такой грубый подсчёт, с усредненным показателем числа степеней свободы по всему диапазону температуры от 0 до 9000 К, даст не совсем верный результат, поскольку энергия расходуется на скрытые степени свободы не равномерно при нагреве газа, а в основном в нескольких относительно узких интервалах. Вначале вода испаряется при 400-500 К, но эта энергия полностью необратимо потеряна, так как температура в ракетном двигателе ниже 2000К точно не понизится. Также необратимо теряется энергия возбуждения молекул воды до 2000К, поскольку извлечь её в ракетном двигателе невозможно.
Полная внутренняя энергия, затраченная на нагрев воды до 9000К с учётом диссоциации, равна 73 МДж/кг (считая нагрев изохорным, то есть мгновенным, или импульсным, без изменения объёма).
В случае нагрева при постоянном давлении, то есть постепенном подогреве новых подаваемых порций рабочего тела, к энтальпии, при той же температуре, надо прибавить ещё объёмную энергию - то есть, на самом деле, работу, затрачиваемую данной порцией газа во время его нагрева, по вытеснению, и ускорению, предыдущей порции. Эта работа и прибавляется, вообще-то, к кинетической энергии предыдущей порции газа; но, если процесс стационарный, то можно считать, что эта прибавка к энтальпии (в виде заимствованной внешней работы) осуществляется данным объемом газа по отношению к самому себе. В результате, как полная затрачиваемая на нагрев энергия (энтальпия), так и совершаемая далее газом работа, увеличиваются на одну и ту же величину, равную PV, в данном случае 12,5 МДж/кг. Поскольку эта добавочная энергия полностью переходит в полезную работу, то это выгодно; т.е. стационарный (изобарный) нагрев струи газа термодинамически выгоднее, чем мгновенный импульсный (взрывной), поскольку температура при этом несколько ниже, а КПД выше.
Таким образом, полная энтальпия, при стационарном нагреве струи газа и постоянном начальном давлении, равна 18,7+12,5+54,3 = 85,5 МДж/кг. Из этой энергии 12,5 МДж/кг - работа внешних сил, вытесняющих очередную порцию газа в сопло; и начальная внутренняя энергия газа 73 МДж/кг. (Я надеюсь, понятно, что за ноль энтальпии принято исходное вещество, лёд).
При скорости носителей кинетической энергии 70 км/с, и удельной энергии 2,45 ГДж/кг, понадобится отношение масс примерно 1:28. При этом будет также передан начальный импульс носителей кинетической энергии, равный 2500 м/с (по отношению к всей массе рабочего тела), что уже весьма немало по отношению к общему импульсу.
После нагрева до 9000К, при коэффициенте (объёмного) расширения газа в 60 раз, будет совершена работа PV+0,5*U = 12,5 + 36,5 = 49 МДж/кг, что соответствует скорости истечения 10.000 м/с.
Это довольно неплохо, но надо не забывать про несколько вещей.
Во-первых, начальный импульс носителей кинетической энергии будет добавляться или вычитаться из общего импульса двигателя, в зависимости от направления полёта ракеты. Таким образом, полный удельный импульс может изменяться от 7500 до 12500 м/с, и будет наибольшим, если ракета стартует в направлении от Юпитера, то есть вдоль вектора скорости внешних носителей кинетической энергии. При направлении старта вдоль вектора орбитальной скорости одного из спутников Юпитера, прибавки к импульсу не будет, и он составит 10.000 м/с.
Во-вторых, требуется сопло с достаточно большим коэффициентом расширения, поскольку термодинамические свойства газа не очень хорошие (i=12). В случае использования внешнего топливного шнура с радиальным расширением газа, типичный коэффициент объёмного расширения будет около 20, и скорость радиального расширения газа будет несколько меньше, 9 км/с (но скорость аппарата при этом, как мы знаем, может достичь 20 км/с и более). В этом случае добавочный импульс, приносимый носителями кинетической энергии, можно практически не учитывать (а при косвенном электрическом нагреве шнура добавочного импульса вообще не будет).
В-третьих, температура газа довольно высокая для металлического сопла, но при прерывистом режиме работы эффективную температуру поверхности сопла можно снизить в несколько раз.
Дальнейшее увеличение внутренней энергии рабочего тела в данном случае, по-видимому, не эффективно, так как начнётся ионизация атомов, и в интервале 10.000-20.000К на это уйдёт порядка 250 МДж/кг энергии. При температуре около 30.000 К, когда будет закончена первая ионизация кислорода и водорода, рабочее тело тоже будет обладать приемлемыми термодинамическими параметрами, но не очень хорошими, так как будет продолжаться ионизация кислорода, на которую будет уходить в среднем более 50% поступающей энергии, и эффективное число степеней свободы частиц газа, в расчёте на полную энергию, будет колебаться в пределах 6-12.
...
Водород в качестве рабочего тела можно использовать в тех же температурных диапазонах, что и воду (3000-4000К; 9000-10000К; и свыше 30000). При равной температуре он будет давать удельный импульс в 2-2,5 раза больше, чем вода, благодаря в 6 раз большей теплоёмкости; при равной удельной энергии на килограмм, будет давать всё же на 5-10% больший удельный импульс, и при существенно более низкой температуре, в 2,5 раз. Так что, при наличии водорода, и возможности его хранения, он конечно предпочтительнее; особенно если требуется получить максимальный возможный удельный импульс.
Но если требуется получить относительно небольшой прирост скорости ракеты, до 5 км/с, и в качестве доступного местного ресурса имеется вода, то лучше непосредственно использовать воду. Для получения такого же конечного импульса ракеты, потребуется в 4 раза меньше воды, чем в случае предварительного извлечения из неё водорода; энергии непосредственно на нагрев рабочего тела уйдёт в 2 раза меньше, а с учётом затрат на электролиз - в 6 раз меньше.
При требуемом изменении скорости ракеты 10 км/с, вода и водород становятся примерно равноценными по затратам вещества и энергии, однако в случае использования воды температура в сопле двигателя будет существенно выше; если же требуется придать ракете скорость 12-15 км/с, то водород, конечно, лучше.
Однако для очень больших скоростей и удельных импульсов, более 20 км/с, при использовании плазменного двигателя с магнитным рабочим трактом, разница между различными видами вещества становится менее существенной, и в определённом интервале температур вода и другие вещества могут оказаться предпочтительнее водорода.
В целом, для транспортно-энергетической системы вблизи Юпитера лучше использовать воду (в виде льда с внешним нагревом для основного потока грузов, и жидких продуктов электролиза для локальных манёвров); для запусков с Земли выбор вариантов намного больше.
2. Гравитационная энергетика в системе Юпитера
Прежде чем лететь к Солнцу, посмотрим, что нам может дать его скромный младший брат. Он меньше, но его проще использовать.
Во-первых, до Юпитера намного проще долететь: для прямого полёта к Солнцу надо вылететь с Земли со скоростью 33 км/с, а для достижения Юпитера нужна скорость 16 км/с, хотя время полёта в несколько раз больше. На обычных химических ракетах до Солнца вообще не добраться никак.
Во-вторых, возле Юпитера прохладно, и можно почти не заботиться о теплозащите для ледяных и даже водородных снарядов.
В-третьих, вокруг Юпитера много спутников и просто кусков льда, их общая масса всего в 20 раз меньше массы Земли, так что воду с собой везти не надо. Система Юпитера может быть почти неисчерпаемым источником энергии и вещества для других областей Солнечной системы.
Правда, II космическая скорость для границы атмосферы Юпитера не очень большая, около 60 км/с, что для наших целей маловато, но для начала хватит.