Высокоэнергетические ЛСЭ с большим временем работы представляют заманчивую возможность выбора лазерных двигательных систем для выполнения перспективных межорбитальных перелетов. Применяя лазерную систему умеренной мощности (например, 20 МВт), можно менее чем за сутки вывести значительную полезную нагрузку (например, 30 т) на промежуточную орбиту длительного пребывания.

Существует много способов комбинирования и графического представления взаимосвязанных параметров системы, которые можно использовать как инструмент планирования и анализа космического полета. Чтобы показать взаимосвязи между наиболее важными параметрами лазерного двигателя, предназначенного для межорбитальных перелетов, автором разработаны оценочные диаграммы, приведенные на рис. 1 и 2.

Диаграмма рис. 1 связывает лазерную мощность с достижимой высотой орбиты при заданных других характеристиках лазерного двигателя. Диаграмма рис. 2 построена с использованием типовой схемы межорбитального перелета. Она позволяет определить время работы двигателя для вывода заданной полезной нагрузки на орбиту, для чего используется значение лазерной мощности, найденное из первой диаграммы.

Рис. 1. Диаграмма параметров лазерного двигателя, предназначенного для межорбитального перелета.  Высота начальной орбиты 185 км.

В правом верхнем квадранте рис. 1 приведен график приращения конечной скорости Av, необходимого для перевода полезной нагрузки с орбиты высотой 185 км на орбиту любой выбранной высоты. По графическим зависимостям левого верхнего квадранта рис. 1 определяется требуемая лазерная мощность. Важными параметрами двигателя являются удельный импульс /уд и коэффициент преобразования энергии С, который характеризует эффективность преобразования принимаемой на борт лазерной мощности в тягу двигателя (он выражается, например, в Н/Вт). Выбранное сочетание С и /уд определяет требуемый расход рабочего тела.

Рис. 2. Диаграмма рабочих характеристик МОБ фирмы TRW с лазерным двигателем.

Применение графиков рис. 1 иллюстрируется на примере подъема полезной нагрузки Мп,н = 32 т (что приблизительно равно массе полезной нагрузки космической системы «Спейс шаттл») с орбиты высотой 185 км на орбиту высотой 3000 км, для чего используются остаток водорода массой 3,6 т и двигательные установки массой от 1 до 5 т (т. е. отношение масс Мк/М0 составляет ~0,9). Скорость истечения реактивной струи в этом примере выбрана равной 10 км/с, что соответствует тяге 23 кН, коэффициент преобразования С принят равным 12. При этих допущениях полная потребная мощность составит ~ 200 МВт.

На рис. 1 указана область, в которой применение лазерного двигателя наиболее целесообразно. При Мк/Моlt;0,9 диаграмма, по-видимому, не обеспечивает точность в пределах 10%, поскольку дальнейшее увеличение массы рабочего тела начинает влиять на оптимальные полетные параметры (см. рис. 2). Другие границы области применения лазерного двигателя соответствуют ограничениям с физической точки зрения.

Для дальнейшего анализа следует принять некоторую модель космического буксира с лазерным двигателем. Масса буксира связана главным образом с величиной тяги как из-за размеров двигателя и насосов, так и из-за массы несущих конструкций. (Интересно, что при заданных длине волны лазерного излучения и расстоянии до лазерного источника коллекторы лазерного излучения будут иметь один и тот же диаметр независимо от уровня тяги.)

Рис. 3. Схематическое изображение МОБ фирмы TRW с лазерным двигателем.

Полезная нагрузка располагается в пустом главном топливном баке КЛА «Спейс шаттл». 1—лазерный двигатель; 2 — приемная оптическая система; 3 — полезная нагрузка; 4 — лазерный луч; 5 — зеркало передатчика; 6 — лазерная установка; 7 — ядерная энергетическая установка замкнутого цикла.

Фирма TRW провела параметрическое исследование космического буксира с лазерным двигателем (см. рис. 3; полезная нагрузка размещается во внешнем топливном баке космической системы «Спейс шаттл»). Расчеты показали, что характеристики такой системы, по-видимому, реалистичны и ее применение может быть оправдано. В проведенном параметрическом исследовании получено следующее эмпирическое соотношение:

Л4Т = 0,3867+ 964,

где Мт — полная масса буксира (кг) с лазерным двигателем, развивающим тягу Т (измеряемую в Н). Как и ранее, предполагается, что масса рабочего тела составляет в общем малую долю массы буксира с полезной нагрузкой (lt;10% полной массы).

Диаграмма рис. 2 должна использоваться с выходными данными диаграммы рис. 1 по тяге, высоте и лазерной мощности. Кроме того, для данной схемы лазерного двигателя КПД двигателя сильно зависит от коэффициента преобразования, приведенного на первой диаграмме. Значение КПД, равное 50%, можно рассматривать как приемлемое при С=10 и /уд = = 1000 с. С учетом этих значений можно найти полное время работы двигателя, необходимое для выполнения рассматриваемого межорбитального перелета.

Штриховая линия на рис. 2 соответствует подъему главного топливного бака системы «Спейс шаттл» с орбиты высотой 185 км на орбиту высотой 3000 км. Видно, что при воспринимаемой лазерной мощности 200 МВт этот полет может быть выполнен с временем, работы двигателя, равным ~3500 с. Повторив всю процедуру для лазерной мощности 20 МВт, найдем, что тот же полет потребует ~ 26 000 с (7,2 ч) работы двигателя.