Обитаемые космические станции, стр. 16
Как известно, при использовании ЖРД на борту ракеты-носителя необходимо иметь два компонента топлива — горючее и окислитель. В этом отношении большой интерес представляет ядерный ракетный двигатель (ЯРД), который работает на однокомпонентном рабочем теле, а главное, дает высокую удельную мощность. По своей схеме такой двигатель отличается от ЖРД только тем, что нагрев его рабочего тела происходит не в камере сгорания, а в ядерном реакторе (рис. 13). При этом отпадает одно из препятствий для получения высоких скоростей истечения, свойственное ЖРД, для которого очень важно удачно выбрать сочетание компонентов топлива. Чем легче топливо, чем меньше его молекулярный вес, тем больше можно получить скорость истечения из двигателя. В ЯРД можно применять рабочее тело с самым малым молекулярным весом, например водород или гелий. К сожалению, максимальная температура рабочего тела, от которой также зависит скорость истечения и тяга двигателя, ограничена стойкостью применяемых ядерных и конструкционных материалов. Поэтому вопросы охлаждения занимают здесь еще более важное место, чем в ЖРД.
Известно, что чистый уран плавится при температуре 1130 °C, а это явно недостаточно для ракетного двигателя. Если в качестве активной массы реактора применять окись урана (температура плавления 2750 °C), то можно получить достаточно эффективный ЯРД с твердыми тепловыделяющими элементами. Но и такая температура не предел для ЯРД. Рассматривается возможность создания реакторов с жидкими тепловыделяющими элементами, позволяющими нагревать рабочее тело до температур намного выше 3000 °C. Наиболее высокая температура нагрева может быть получена в так называемом газофазном реакторе (температура выше 3500 °C) [13].
По соображениям безопасности для экипажа ракеты с ядерным двигателем необходимо иметь мощную антирадиационную защиту, что, конечно, в значительной мере увеличит стартовый вес. И еще одно условие: в целях предотвращения загрязнения атмосферы радиоактивными продуктами реактивной струи ядерный двигатель желательно включать лишь на значительной высоте. Эти недостатки делают применение такого двигателя на первой ступени ракеты неудобным и крайне нежелательным. Хотя в настоящее время ядерные ракетные двигатели находятся в стадии разработки, тем не менее многие проекты ракет-носителей для выведения ОКС предусматривают их применение. Так, по американскому проекту «Ровер» на третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн» С-2 предполагается установить ядерный двигатель, что позволит вывести на орбиту высотой 560 км ОКС весом 31 т.
В зарубежной печати встречаются также сообщения о проектах очень мощных ракет на ядерном горючем для выведения сверхтяжелых орбитальных станций. Например, проект под условным названием «Антарес» задуман с целью исследования возможности выведения на орбиту полезного груза весом до 2500 т, а проект «Альдебаран» имеет целый создание космических систем для запуска орбитальной станции весом 30 000 т. Сейчас эти цифры кажутся нам совершенно фантастическими, но разве не фантастикой казалась еще недавно возможность посылки почти тонны полезного груза к Марсу?
ОРИЕНТАЦИЯ И СТАБИЛИЗАЦИЯ
В сообщениях о полетах космонавтов можно прочесть о ручном управлении космическим кораблем и об автоматической системе его ориентации. Что такое ориентация и в какой мере можно осуществлять управление орбитальным кораблем?
Как известно, заданную траекторию при движения орбитального тела сохраняет только центр масс (мы бы сказали центр тяжести, но нельзя забывать, что орбитальный корабль не имеет тяжести — он невесом), а весь корабль под действием различных возмущающих моментов может буквально кувыркаться относительно системы координат, связанной с центром масс. Чтобы корпус корабля был неподвижен относительно своего центра масс, необходимо его стабилизировать в нужном положении. Управление кораблем или ОКС — это не только стабилизация его относительно центра масс, но и ориентация по отношению к системе координат, не связанной с ОКС, например по отношению к Солнцу. Выбор ориентации ОКС зависит от назначения станции.
Геофизические приборы, например установленные на ОКС, потребуют ориентации на те или иные участки земной поверхности. Для проведения астрономических наблюдений Солнца, Луны, планет и звезд необходимо будет соответствующим образом ориентировать телескопы или всю станцию. Солнечные коллекторы системы энергоснабжения должны быть постоянно направлены на Солнце. Определенная ориентация необходима и для различных антенных устройств.
При выполнении различных научных экспериментов наверняка потребуется изменение пространственной ориентации всей станции в целом, так как не всегда, конечно, удастся ограничиться изменением ориентации самих приборов. При этом нужно будет не только в любое время по желанию экипажа переориентировать станцию, но и автоматически поддерживать ее в любом заданном положении, т. е. стабилизировать. Требования к качеству стабилизации могут быть достаточно велики. К примеру, некоторые астрономические измерения требуют наводки телескопа с точностью до 1", а иногда и десятых долей угловой секунды. Очевидно, что точность стабилизации астрономической ОКС должна быть при этом не меньше. Так как энергетические ресурсы на борту довольно ограничены, затраты энергии на автоматическую стабилизацию должны быть минимальными.
Если придание станции требуемого пространственного положения может быть осуществлено сравнительно просто, то задача обеспечения устойчивости станции в заданном положении оказывается более сложной. Действительно, для изменения ориентации ОКС достаточно кратковременно приложить соответствующий разворачивающий момент. Сохранению же полученной ориентации будут препятствовать различного рода регулярные и нерегулярные возмущения, компенсация которых и составляет задачу стабилизации.
Очевидно, что, имея надежную систему стабилизации, нетрудно будет с ее же помощью осуществлять управление ориентацией ОКС.
Система стабилизации ОКС должна работать непрерывно, быть очень чувствительной к возмущающим моментам, которые могут иметь самое разнообразное происхождение, величину и продолжительность действия. Количественно возмущения, воздействующие на ОКС, оцениваются величиной импульса момента (в кгмсек), который подсчитывается как произведение возмущающего момента (в кгм) на время его действия (в сек). Величина возмущающих моментов, приводящих ОКС во вращение вокруг ее центра масс, может изменяться в широком диапазоне.
Источники возмущающих моментов могут находиться как внутри ОКС, так и вне ее.
Причин возможных внешних возмущений — десятки. Это и силы аэродинамического сопротивления и гравитационное и магнитное поля Земли, и давление солнечной радиации, и столкновение с метеорами, возможные толчки и удары при встрече с другими космическими аппаратами. Сразу же отметим, что рациональным проектированием станции некоторые внешние воздействия, такие, например, как аэродинамические силы или световое давление Солнца, можно из вредных превратить в полезные, т. е. из источников возмущений в стабилизирующие факторы.
Внутренние возмущения могут быть вызваны только работой подвижных частей оборудования, но и перемещениями членов экипажа.
Неизбежность таких возмущений очевидна — трудно ведь представить себе ученых-космонавтов, свобода движения и перемещения которых находится в жестких ограничивающих рамках. Расчеты показывают, что в результате перемещений членов экипажа ОКС величина возмущающего момента может изменяться от 2 до 35 кгм, что при времени действия от 0,5 до 10 сек создает импульсы момента от 1 до 350 кгмсек [17]. Угловые скорости, сообщаемые при этом аппарату в различных направлениях (они зависят от конструкции станции), могут составить от 0,05 до 2 град/сек. А как же быть в этом случае с наводкой астрономических приборов, помехой для которых, как считают, могут быть даже дыхательные движения и биение пульса человека? Здесь уже не поможет даже полная неподвижность космонавтов — придется вынести телескопы на специально ориентируемую платформу, либо вообще разместить их на отдельном самостоятельно стабилизирующемся необитаемом спутнике вблизи ОКС.