Концепция направленной передачи энергии от удаленного источника непосредственно к двигателю космического летательного аппарата (КЛА) представляет собой революционный шаг по сравнению с обычными химическими и электрическими ракетными двигателями.

Так как источник энергии находится на борту КЛА, применение двигательной системы, питаемой посредством направленной передачи энергии, позволяет преодолеть сразу два ограничения первостепенной важности: по удельному импульсу и по удельной мощности. В движителях с направленной передачей энергии удельный импульс, по-видимому, может достигать значений, приближающихся к соответствующим величинам для электроракетных движителей; получаемые при этом тяговооруженности типичны скорее для химических двигателей. Конструкция движителя может быть оптимизирована с целью достижения максимальной простоты при достаточно высоких рабочих характеристиках, тогда как удаленный источник может быть весьма сложным.

Схемы движителя. По принципиальным схемам лазерные двигатели можно в общем разбить на три различные группы: лазерно-тепловые, лазерно-электрические и смешанные. В настоящее время наибольшее внимание уделяется разнообразным лазерно-тепловым двигателям, в которых направленное излучение поглощается твердым, жидким или газообразным рабочим телом. Основными механизмами поглощения являются:

• поглощение в процессе, обратном тормозному излучению,
• континуумное поглощение,
• молекулярное (линейчатое) поглощение,
• поглощение частицами,
• поглощение излучения и нагрев газа в теплообменниках. Современное состояние знаний в области поглощения лазерной энергии в двигателях с газообразным рабочим телом рассматривается в обзоре.

На рис. 1. показаны три принципиальные схемы лазерного теплового ракетного движителя. Первые две схемы (рис. 1, а и б) основаны на поглощении излучения импульсно-периодического (ИП) лазера твердым и газообразным рабочим телом соответственно. В работе рассматриваются перспективы таких [I] лазерных ИП-двигателей. На рис. 1, в приведена схема движителя непрерывного действия с лазерным нагревом рабочего тела, в качестве которого используется водород с добавкой. В работе обсуждаются области необходимых исследований таких непрерывных ракетных двигателей с лазерным нагревом рабочего тела. Проводятся исследования движителей непрерывного действия, связанные с поджигом оптического разряда в водороде, расположением зоны поглощающей плазмы в лазерном луче и устойчивостью плазмы. Рассматриваются вопросы численного моделирования течений в лазерном тепловом

 
Рис. 1. Схемы лазерных тепловых ракетных движителей.

а — двигатель с волной лазерной детонации, образующейся над поверхностью твердого рабочего тела Стадия I: приготовление рабочего тела — первый лазерный импульс низкой плотности энергии испаряет небольшую часть твердого рабочего тела. Стадия II: создание тяги — под действием второго лазерного импульса высокой плотности энергии образуется детонационная волна в парообразном рабочем теле; б — лазерный импульс образует взрывную волну; расход рабочего тела определяется акустическим запиранием канала, в — окно в виде линзы; нагрев газа волной лазерного горения; движителе непрерывного действия; изучаются различные механизмы потерь в непрерывных импульсно-периодических лазерных тепловых двигателях.

Для ввода излучения внутрь камеры лазерного теплового двигателя можно применять окна двух основных типов:

• твердое окно,
• аэродинамическое окно.

Что касается твердых окон, то в настоящее время исследования сосредоточены на разработке химически стойких материалов с низким коэффициентом поглощения, а также на выяснении механизмов повреждения оптических поверхностей. Аэродинамические окна разрабатываются в первую очередь для самих лазерных генераторов. Чтобы установить пределы применимости аэродинамических окон в космосе, исследуются наряду с другими вопросами и основные механизмы переноса газа.

Оптическая система движителя межорбитального буксира. На схему оптической системы движителя большое влияние оказывают назначение космического аппарата и требования к era двигательной установке. Лазерные передатчики наземного базирования должны быть снабжены адаптивной оптической системой, которая позволяла бы пропускать луч через атмосферу без существенного искажения, обусловленного турбулентностью и тепловым расплыванием. Очевидно, что для лазерного передатчика космического базирования эти требования снимаются.

В общем геометрия, размеры, сочленение элементов, а следовательно, и масса приемной оптической системы (расположенной на КЛА с лазерным двигателем) определяются выбором длины волны лазерного излучения, расстоянием между источником и приемником излучения и расположением источника (на земле или в космосе). Зеркальные элементы оптической цепи могут быть отражающими или преломляющими, простыми или составными. В большинстве случаев для снижения тепловых нагрузок и искажений оптических поверхностей вследствие температурных деформаций понадобятся многослойные пленки, обеспечивающие высокий коэффициент отражения. Для уменьшения потерь при прохождении мощного лазерного излучения через окна и преломляющие элементы, по-видимому, потребуется применение антиотражающих покрытий.

В зависимости от уровня интенсивности падающего излучения зеркальные элементы двигателя могут охлаждаться как за счет собственного излучения (например, большое главное зеркало приемной системы), так и путем активного охлаждения газообразным, жидким или, возможно, криогенным хладагентом. На некоторых космических аппаратах оптические элементы, возможно, будут вращаться с целью снижения средней во времени тепловой нагрузки. При тяжелых условиях охлаждения зеркал можно было бы использовать новые прогрессивные системы на основе тепловых труб, обладающих превосходной охлаждающей способностью. В некоторых случаях можно, по-видимому, избежать больших тепловых нагрузок на отражающие оптические элементы, если использовать скользящее падение лазерного луча на отражающую поверхность, приводящее к значительному увеличению «отпечатка» луча на поверхности.

Чтобы не допустить разрушения элементов оптической цепи, а также не превысить возможностей системы охлаждения внутренних стенок камеры движителя, необходимо строго контролировать величины энергии падающего лазерного импульса, облученности, средней во времени плотности мощности и положение пятна луча. Неточности юстировки могли бы вызвать попадание мощного луча на незащищенную обшивку и аппаратуру КЛА, поэтому для предотвращения такого «самопоражения» необходимо разработать безопасные и надежные системы управления.

Наконец, в некоторых лазерных двигателях, требующих применения рабочего тела с добавкой, необходимо тщательно следить за тем, чтобы инжекция твердых или жидких щелочных добавок в камеру движителя и последующая эжекция «загрязненного» высокоскоростного выхлопного факела не привели к осаждению на оптических поверхностях космического аппарата частиц, сильно поглощающих лазерное излучение. В противном случае отражательная способность этих поверхностей могла бы настолько сильно ухудшиться, что начался бы процесс их разрушения.