Александр Дмитриев - Космические двигатели будущего

Рис. 2. Зависимость характеристической скорости от скорости истечения для различных чисел Циолковского

В случае замедленной управляемой ядерной реакции, которая осуществляется в атомных реакторах, осколки деления теряют энергию на столкновения с еще не прореагировавшими атомами, концентрация которых на несколько порядков больше, и в целом все делящееся вещество приобретает энергию, намного меньшую удельной энергии ядерной реакции. Использовать эту энергию для создания скорости истечения самого делящегося вещества невыгодно, так как будет теряться слишком много энергии в виде внутренней энергии непрореагировавших ядер, и, следовательно, КПД двигателя будет недопустимо низким.

В связи с этими ограничениями использование ядерных реакций в ракетных двигателях в первую очередь предполагает передачу энергии нейтральной массе, запасаемой на борту ракеты, т. е. источники энергии и отбрасываемой массы оказываются разделенными.

Следует отметить следующую принципиальную разницу в требованиях к скорости истечения для таких двигателей и для двигателей, в которых рабочее тело является одновременно и источником энергии. Режим — полета с постоянной скоростью истечения, описываемый уравнением Циолковского, не выгоден с точки зрения тяговых потерь (тяговый КПД равен 100 % лишь в той точке траектории, где скорость истечения равна скорости ракеты). Действительно, как следует из рис. 1, для типичного двигателя с постоянной скоростью истечения (ЖРД) потери, связанные с кинетической энергией отбрасываемой массы, составляют около половины всех потерь.

Однако из анализа уравнений движения ракеты следует, что для двигателей, использующих в качестве источника энергии внутреннюю энергию рабочего тела, при максимально возможной для данного двигателя скорости истечения минимальное значение числа Циолковского обеспечивается независимо от величины характеристической скорости. В двигателях же с разделенными источниками энергии и отбрасываемой массы режим ускорения ракет с постоянной скоростью истечения уже не является оптимальным, и повышение тягового КПД может существенно улучшить характеристики ракеты. Скорость истечения в этом случае должна увеличиваться пропорционально скорости ракеты.

Зависимости, описывающие конкретные значения скорости истечения, достаточно сложны и мы на них не будем останавливаться. Кроме того, двигатели с переменной скоростью истечения трудно осуществить на практике. Поэтому двигатели с разделенными источниками энергии и отбрасываемой массой целесообразно характеризовать некоторой средней скоростью истечения. Минимальный запас энергии на борту ракеты (характеризуемый, например, массой урана-235) достигается при скорости истечения, равной примерно 62 % от величины характеристической скорости, и числе Циолковского, равным 4. И наоборот, если заданы запас энергии па борту и характеристическая скорость, то данное оптимальное значение скорости истечения соответствует максимально возможному полезному грузу ракеты.

Отсюда следует, что в двигателях с разделенными источниками энергии и отбрасываемой массы скорость истечения не должна превышать оптимальной величины, определяемой конкретной задачей космического полета. Это положение не противоречит сделанному выше утверждению о стремлении к повышению скорости истечения при разработке новых двигателей, так как для большинства задач в существующих схемах двигателей еще не достигнута оптимальная скорость истечения.

В некоторых случаях даже для двигателей, использующих внутреннюю энергию рабочего тела, выгодно снижать скорость истечения за счет добавления пассивной массы. Например, ракета с ЖРД, покидающая Луну, должна сообщить полезному грузу характеристическую скорость около 2,5 км/с. Оптимальная же скорость истечения для выполнения данной задачи — 1,6 км/с (0,62 v x). ЖРД имеет существенно большую скорость истечения, и поэтому оказывается выгодным снизить ее до оптимальной за счет добавления лунной пыли к рабочему телу (желательно тех ее компонентов, которые испаряются при рабочей температуре двигателя), если на ракете имеются пустые баки, освободившиеся при ее посадке на Луну. [2] Конечно, если бы на Луне были запасы ракетных топлив, то заправка ими пустых баков дала бы еще больший выигрыш в полезном грузе. Но такая дозаправка эквивалентна увеличению бортового запаса энергии, и поэтому приведенные соображения относительно оптимальной скорости истечения будут неприменимы. В результате этой операции полезный груз может быть увеличен в зависимости от вида ракетного топлива на 20–50 %.