Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 Малые космические аппараты и лазерные космические буксиры
1.1 Обзор исследований
1.5 Концентраторы лазерного пучка и их компоновка для лазерных реактивных двигателей
1.2 Концепция применения космических аппаратов с лазерной тягой
1.3 Проекты космических аппаратов с лазерной тягой для организации околоземных межорбитальных полетов
1.4 Телескопические оптические системы малых космических аппаратов
1.6 Выводы к Главе
Глава 2 Двухзеркальный оптический концентратор лазерного реактивного двигателя
2.1 Особенности оптической схемы концентратора лазерного пучка .
2.2 Принципы построения двухзеркальной схемы оптического концентратора лазерного пучка .
2.2.1 Модель расчета геометрии оптического концентратора .
2.2.2 Метод расчета оптического концентратора
Глава 3 Малый космический аппарат с лазерной реактивной тягой
3.1 Сценарии маневров на околоземных орбитах
2.3 Результаты расчета конкретного варианта аэрокосмического лазерного реактивного двигателя
2.4 Выводы к Главе
3.1.1 Коррекция высоты орбиты низкоорбитальных спутников
3.1.2 Очистка геостационарной орбиты от космического мусора
3.2 Общая компоновка оптической системы малого
3.2.1 Приемный телескоп
3.2.2 Оптическая турель
3.2.3 Оптический переключатель
3.2.4 Блок лазерных реактивных двигателей
космического аппарата с лазерной реактивной тягой
3.3 Рабочие характеристики лазерного двигателя и бортовой оптической системы малого космического аппарата 102
3.4 Перспективы использования малых космических аппаратов с лазерной тягой и предложения по дальнейшему развитию работы 109
3.5 Выводы к Главе 3 110
Заключение 112
Практические рекомендации 114
Список литературы
- Концепция применения космических аппаратов с лазерной тягой
- Принципы построения двухзеркальной схемы оптического концентратора лазерного пучка
- Результаты расчета конкретного варианта аэрокосмического лазерного реактивного двигателя
- Рабочие характеристики лазерного двигателя и бортовой оптической системы малого космического аппарата
Введение к работе
Актуальность темы исследования
В качестве альтернативного направления разработки длительных и дорогостоящих проектов больших космических аппаратов в 1992 году НАСА выступило с инициативой создания малых космических аппаратов (КА) под девизом: «Faster, Better, Cheaper» (Быстрее, Лучше, Дешевле). Анализ современных систем на базе малых КА показывает, что наиболее широкое применение получили малые космические аппараты массой менее 1000 кг. В настоящее время более 90% российского рынка малых КА приходится на мини-спутники (массой 100 – 500 кг), предназначенные в основном для отработки технологий и решения научных задач. В силу коротких сроков разработки и внедрения малых КА, наличия возможности их вывода ракетами-носителями легкого класса или ракетами-носителями тяжелого класса в качестве «попутной» нагрузки, быстрой адаптации аппаратов увеличивается число задач, решаемых малыми спутниками.
Коммерческие преимущества малых спутников позволяют вместо дорогих
одиночных аппаратов создавать группировки малых КА (например,
специализированная международная многоспутниковая система для
мониторинга чрезвычайных ситуаций – DMC (Disaster Monitoring Constellation), немецкая коммерческая группировка RapidEye). При этом выход из строя одного спутника не влияет на работу группировки в целом.
Создание эффективных группировок малых КА является одним из ключевых направлений развития технологии спутниковых систем до 2020 г. [URL: ]. В частности, в этом направлении осуществляется разработка двигательных установок для спутников.
Обычно для орбитального маневра малых КА используются реактивные установки на основе химических и электрореактивных двигателей. Химические реактивные двигатели обеспечивают высокий уровень тяги (тысячи ньютон), но из-за низкого удельного импульса (несколько сотен секунд) требуют высокого расхода топлива. Электрореактивные двигатели, наоборот, имеют высокий удельный импульс (тысячи секунд), но создают тягу на уровне единиц миллиньютон, что приводит к длительным срокам маневра. Двигатели с лазерной тягой обладают принципиальными преимуществами перед обычными реактивными установками, в частности: используют энергию удаленного источника и экологически безопасное рабочее вещество (топливо), обеспечивают низкую энергетическую стоимость одного Ньютона реактивной тяги (единицы Н/Вт), высокий суммарный импульс тяги, сравнимый с импульсом химических двигателей, и высокий уровень удельного импульса, сравнимый с удельным импульсом электрореактивных двигателей. Следует отметить повышенный интерес в мире к решению вопросов по созданию недорогих средств выведения на орбиту КА (стоимостью менее 1000$/кг) с использованием лазерной тяги. В частности, в 2016 году в рамках 11-ого международного симпозиума по лазерной абляции с использованием мощных лазеров и направленной энергии впервые состоялся семинар по подготовке
«дорожной карты» по коммерциализации систем направленной энергии для
запусков космических аппаратов на околоземную орбиту [URL:
.
За прошедшие десятилетия в России, США, Германии, Японии, Китае,
Австралии, Бразилии выполнены многочисленные экспериментальные и
теоретические исследования в области лазерной реактивной тяги. Разработаны и
испытаны макеты лазерных реактивных двигателей, отличающиеся
разнообразием конструктивных и технических решений.
Существуют проекты по созданию космических аппаратов на основе лазерной реактивной тяги, например, лазерный орбитальный аппарат LOTV (Laser Orbital Transfer Vehicle), который рассматривается в качестве космического буксира. Эти проекты описывают, в основном, идеологию применения лазерной тяги для управления КА и не получили своего развития из-за больших масс и габаритов, а также из-за необходимости использования мощных (от 500 кВт) лазеров и доставки лазерного излучения к LOTV на расстояния до 40000 км, что требует разработки особых методов управления лазерным пучком.
Однако, для практической реализации проектов по использованию лазерной тяги в космосе потребуется создание специальной конструкции космического аппарата с бортовой оптической системой, которая позволит как принимать энергию от удаленного лазерного источника, так и доводить ее до лазерного реактивного двигателя.
Несмотря на достигнутые успехи в разработке различных схем лазерных реактивных двигателей и значительный прогресс в разработке различного типа мощных лазеров, космических телескопов, систем передачи энергии на расстояния, до сих пор мало изучены вопросы, касающиеся построения бортовых оптических систем космических аппаратов с лазерной тягой, обеспечивающих прием лазерной энергии, доставку ее до реактивного двигателя и эффективное формирование реактивной тяги. Следует отметить также практически полное отсутствие в печати информации по конструкциям таких космических аппаратов.
Приведенные обстоятельства и аргументы указывают на актуальность обоснования и разработки бортовых оптических систем перспективных малых КА с лазерной реактивной тягой.
Целью работы является исследование и разработка бортовой оптической
системы для малого космического аппарата с лазерной реактивной тягой,
обеспечивающей орбитальный маневр аппарата независимо от
пространственного расположения лазерного источника излучения.
Для достижения поставленной цели следует решить следующие задачи:
1.Выполнить анализ условий фокусировки лазерного пучка оптическими концентраторами для инициирования механизмов формирования лазерной реактивной тяги.
2.Создать модель и провести теоретические исследования оптического концентратора, обеспечивающего оптимальные условия фокусировки лазерного пучка.
3.Провести теоретические и экспериментальные исследования по оценке влияния искажений лазерного пучка и погрешностей согласования осей лазерного пучка на эффективность формирования лазерной тяги.
4.Разработать принципы построения, структуру, компоновку и алгоритм функционирования бортовой оптической системы малого КА с лазерной тягой для обеспечения эффективного приема и преобразования энергии излучения в реактивную тягу в условиях орбитального маневра аппарата независимо от пространственного положения лазерного источника энергии.
5.Обосновать компоновку бортовой оптической системы.
Научная новизна работы состоит в том, что:
1.Разработана и научно обоснована модель расчета, найдены геометрические соотношения оптической схемы концентратора лазерного пучка, состоящего из двух конусообразных зеркальных поверхностей с внеосевыми асферическими образующими второго порядка, позволяющая обеспечить оптимальные условия фокусировки лазерного пучка в реактивное сопло лазерного двигателя.
2. Установлена экспериментально связь между отклонениями параметров лазерного пучка, степенью рассогласования осей пучка и концентратора с величиной удельного импульса реактивной отдачи лазерного двигателя.
3.Впервые предложены основные принципы компоновки бортовой оптической системы малого космического аппарата с лазерной тягой.
4.Впервые разработана бортовая оптическая система малого КА для приема и формирования лазерного излучения на основе специальных оптических элементов и систем, включающих в себя оптические турели и оптические шарниры, обеспечивающая независимость орбитального маневра аппарата от его пространственного расположения относительно лазера.
5.Проведены теоретические исследования по обоснованию
функциональных возможностей и массогабаритных ограничений бортовой оптической системы для малых космических аппаратов с лазерной тягой.
Теоретическая и практическая значимость работы:
1.Теоретически определены условия оптимальной фокусировки лазерного излучения в сопло лазерного двигателя, позволяющие определить принципы разработки двухзеркального концентратора лазерного пучка.
2.Разработана оригинальная оптическая схема двухзеркального
оптического концентратора лазерного реактивного двигателя на основе двух сопряженных оптических поверхностей второго порядка при совмещении их фокальных областей, обеспечивающая оптимальную фокусировку лазерного излучения в сопло для формирования эффективной реактивной тяги.
3.Теоретически и экспериментально определены допустимые отклонения в схеме оптического концентратора от идеальной, что позволяет снизить технические требования на изготовление оптического концентратора.
4.Предложен макет аэрокосмического лазерного реактивного двигателя с
использованием разработанной схемы двухзеркального оптического
концентратора, позволяющая применить ее в качестве реактивного двигателя для малых космических аппаратов с лазерной тягой, т.к. обладает такими
преимуществами, как легкость конструкции, возможность согласования концентратора с оптическими системами (телескопами) космических аппаратов для формирования тяги
5.Теоретически обоснована схема оригинальной бортовой оптической системы на основе оптических турелей и оптических шарниров, которую предлагается использовать при создании космических аппаратов нового типа для мониторинга окружающего космического пространства, коммуника-ционных систем связи, развития интернета и т.п.
6.Технические решения по компоновке бортовой оптической системы могут быть использованы в космических лазерных системах передачи и приема лазерной энергии.
Методология и методы исследования. Для разработки принципов
построения лазерных систем реактивной тяги используются методы
проектирования сложных оптических систем в технике и рабочих платформ
космических аппаратов с реактивными двигателями. Для анализа
распространения излучения в оптических системах используются методы геометрической оптики. Для численного моделирования оптической системы и анализа влияния искажений лазерного пучка на условия фокусировки в разрабатываемых концентраторах лазерных двигателей и оптических системах космических аппаратов используется программное обеспечение ZEMAX (). Использованы методы расчета орбитального движения космического аппарата для оценки возможности маневрирования в околоземном пространстве.
Экспериментальные исследования основаны на использовании макетов аэрокосмического лазерного реактивного двигателя, разработанного ранее.
Основные положения и результаты, выносимые на защиту:
1.Двухзеркальный концентратор лазерного реактивного двигателя на основе асферических конусообразных оптических элементов с сопряженными оптическими поверхностями путем совмещения их фокальных областей обеспечивает радиальную фокусировку лазерного пучка на заданном расстоянии от оси симметрии концентратора без образования оптического пробоя в промежуточном кольцевом фокусе.
2.Результаты экспериментальных исследований зависимости удельного импульса реактивной отдачи от величины отклонения параметров лазерного пучка и степени рассогласования осей лазерного пучка и концентратора, позволяющие обосновать применение аэрокосмического лазерного реактивного двигателя в составе бортовой оптической системы космического аппарата для формирования эффективной реактивной тяги.
3.Принципы компоновки бортовой оптической системы малого космического аппарата с лазерной реактивной тягой, включающие в себя:
- использование приемного внеосевого телескопа с изменяемым направлением визирной оси для приема лазерной энергии, выход которого оптически согласован с двухзеркальным концентратором лазерного реактивного двигателя с помощью оптических элементов: переключателя, шарниров и турели,
согласование размеров апертуры приемного внеосевого телескопа с передающей телескопической системой лазерного источника энергии с выполнением условий оптимального пространственного и углового совмещения их оптических осей с целью минимизации энергетических потерь на уровне дифракционного предела при приеме лазерной энергии,
фиксирование общей оси оптической системы как строительной оси малого космического аппарата, относительно которой осуществляется компоновка бортовой аппаратурой и привязка ориентации аппарата в пространстве к направлению визирной оси приемного телескопа,
что обеспечивает независимость орбитального маневра аппарата от направления на лазерный источник излучения.
4.Структурная схема и алгоритм функционирования бортовой оптической системы малого КА с лазерной тягой, включающей в себя: а) внеосевой афокальный телескоп без центрального экранирования, б) оптическую турель для изменения направления визирной оси и ее согласования с базовой осью аппарата, в) оптические переключатели для управления направлением лазерного пучка в зависимости от направления орбитального маневра аппарата, г) двухзеркальный концентратор для ввода лазерной энергии в реактивное сопло и формирования эффективной реактивной тяги, обеспечивающие прием и доставку лазерного излучения в сопло с минимальными потерями.
Достоверность полученных результатов обеспечивается применением основных законов оптики при разработке бортовой оптической системы, совпадением результатов теоретических расчетов с экспериментальными данными других исследователей и с данными, полученными лично автором, а также экспертизой Федерального института промышленной собственности с выдачей Патента РФ.
Личный вклад автора. В работе изложены результаты исследований, выполненных лично автором или в соавторстве. Все результаты, составляющие научную новизну диссертации и выносимые на защиту получены при непосредственном участии автора.
Практическая реализация результатов работы. В рамках
международного проекта МНТЦ №1801 «Исследование возможности применения лазерных движителей в космосе» разработана и испытана модель аэрокосмического лазерного реактивного двигателя (АКЛРД), которая защищена Патентом РФ № 2266420, полученным совместно с соавторами.
В совместных работах с ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева» использованы оптические схемы компоновки малых аппаратов с лазерной тягой для оценки возможности использования лазерных двигателей на аппаратах, разрабатываемых в рамках создания систем беспроводной передачи энергии. Результаты работы представлены в докладе в ОАО «РКК «Энергия» им. С.П. Королева» и отражены в отчете по научно-исследовательской работе (НИР), что подтверждено актом использования.
Результаты диссертационной работы частично использовались в совместных НИР с ОАО «Корпорация «Комета» и отражены в отчете по НИР, что подтверждено актом использования.
Апробация работы. Материалы диссертационной работы были представлены на Втором Международном симпозиуме по тяге, создаваемой лучистой энергией (ISBEP, Сендай, Япония, 2003), Третьей Всероссийской школе по лазерной физике для аспирантов, молодых ученых и специалистов (Саров, Россия, 2009), Молодёжной конференции на тему: «Новые материалы и технологии в ракетно-космической и авиационной технике» (ЦПК Гагарина, Звездный городок, 2011), Конференции молодых специалистов и Научно-техническом семинаре по результатам составной части НИР «Теоретические и экспериментальные исследования базовых элементов технологии беспроводной передачи электрической энергии между космическими аппаратами ближним инфракрасным монохроматическим излучением» (ОАО «РКК «Энергия»», Королев, 2012), VIII Международной конференции молодых ученых и специалистов «Оптика-2013» (Санкт-Петербург, 2013).
Материалы диссертационной работы опубликованы в трудах
Международного симпозиума по тяге, создаваемой лучистой энергией (ISBEP: 2004, 2005, 2006, 2010 г.г.).
В 2006 и 2009 г.г. исследования по тематике диссертации в рамках конкурса на лучшую научно-исследовательскую работу отмечены премией Губернатора Ленинградской области и Санкт-Петербургского научного центра Российской академии наук для молодых ученых.
Публикации. По теме диссертации опубликовано 15 печатных работ, из них: 5 публикации в рецензируемых изданиях, рекомендованных ВАК, 6 публикаций включены в системы цитирования Scopus и Web of Science, 9 публикаций в сборниках трудов научно-технических конференций. Получен 1 патент РФ на изобретение.
Структура и объем работы. Материалы диссертации изложены на 144 страницах, включая перечень принятых сокращений, введение, три главы, содержащие обзор литературы, результаты собственных исследований и разработок автора, а также заключение, список литературы из 103 наименований и 4 приложения. Диссертационная работа содержит 42 рисунка и 16 таблиц.
Концепция применения космических аппаратов с лазерной тягой
Современные разработки телескопических оптических систем для КА (см., например, [38-44]) опираются на широкое многообразие оптических систем, устанавливаемых на космических аппаратах. Эти системы в основном предназначены для диагностики и контроля околоземного космического пространства путем построения контрастного изображения удаленного объекта на фотоприемных устройствах. Для приема лазерного излучения требуется дополнительное обоснование возможности использования подобных систем применительно к малому КА с лазерной реактивной тягой.
Выбор той или иной телескопической оптической системы для КА и ее параметров выполняют в зависимости от функционального назначения системы на основании таких требований, как [39,40]: - минимальная общая длина оптической системы, - технологическое обеспечение ее реализации (характеризует массогабаритные характеристики системы, массу и моменты инерции всего КА), - минимальная трудоемкость изготовления, практическая реализуемость, эксплуатационная надежность и т.п. По схематическому исполнению оптические системы делятся на три типа: линзовые, зеркально-линзовые и зеркальные. По фокусирующим свойствам формально их разделяют на две группы [44]: фокусирующие системы на конечное расстояние и афокальные системы, у которых фокус расположен на бесконечности.
Линзовые оптические системы для космических аппаратов применяются тогда, когда требуется получить широкие угловые поля зрения (более 4) при максимальном диаметре входной апертуры объектива до 250-300 мм [40]. Существенными недостатками линзовых систем являются [40]: - большие длины оптической системы, близкие к значению эффективного фокусного расстояния, - терморасстраиваемость (требуются особые условия по обеспечению теплового режима), - высокая чувствительность к влиянию эксплуатационных воздействий, - необходимость коррекции хроматических аберраций. Схемы зеркально-линзовых и зеркальных объективов многообразны [38], состоят обычно из двух частей (рис. 1.5): 1) зеркальный телескоп и 2) линзовый или зеркальный корректор полевых аберраций. имеющие асферические образующие второго порядка: главное зеркало – параболоид, вторичное – гиперболоид и эллипсоид соответственно.
В этих схемах устранена только сферическая аберрация. Типичная величина относительного отверстия таких систем составляет 1/8 – 1/12. Поле зрения классических телескопов составляет несколько угловых минут из-за влияния значительных внеосевых аберраций, таких как кома.
Для устранения комы используют корректор полевых аберраций как, например, в схеме Ричи-Кретьена (рис. 1.5в) [39]. Поверхности обоих зеркал схемы – гиперболоиды, которые технологически сложнее в изготовлении. Как в схемах Кассегрена и Грегори, в схеме Ричи-Кретьена исправлена сферическая аберрация, однако остаются не исправленными астигматизм и кривизна поля. Однако поле зрения системы с корректором достигает 4.
На рис. 1.5г изображен вариант двухзеркального телескопа схемы Клевцова [41]. Для исправления комы и остаточных осевых аберраций этого телескопа применяется коррекционная линза малого диаметра в комбинации с линзой Манжена в качестве вторичного зеркала. Характеристики схемы Клевцова чувствительны к положению корректора аберраций, чем в схеме Ричи-Кретьена, однако в схеме Клевцова применены только сферические оптические поверхности, что характеризует технологичность ее изготовления.
Особенностью схемы Шварцшильда (рис. 1.5д) является форма зеркал, которая позволяет исключить сферическую аберрацию и кому не только третьего порядка, но и высших порядков строго вблизи оси, как это имеет место для рассмотренных выше систем [38]. Схема Шварцшильда обеспечивает поле зрения диаметром 0.3 при качестве изображения менее 1”.
Интерес к зеркальным объективам объясняется рядом преимуществ [32,45,46]: - возможностью работы в широкой области спектра (от ультрафиолета до дальнего инфракрасного диапазона), - возможностью работы с большой входной апертурой, - сокращением габаритов благодаря рациональному выбору схемного решения, - уменьшением массы, благодаря меньшему количеству оптических элементов и возможности облегчения конструкций зеркал, - отсутствием хроматических аберраций. Однако в классических оптических системах центральное экранирование входного зрачка вторичным зеркалом приводит к уменьшению количества света, пропускаемого оптической системой, увеличению рассеяние света из-за дифракции, что приводит к уменьшению количества энергии в пятне и перераспределению интенсивности в нем. Для исключения центрального экранирования используется несколько приемов [40,42], а именно: 1) децентрировка входного зрачка, 2) применение систем с внеосевыми полями при осевых оптических элементах.
Принципы построения двухзеркальной схемы оптического концентратора лазерного пучка
Решение проблемы концентрации потоков излучения имеет много практических применений. Традиционный способ подразумевает применение объективов, в фокусе которых создается компактное распределение интенсивности и, соответственно, высокие значения плотности потока излучения. Повышение интенсивности в фокальной плоскости требует увеличения светосилы объектива, и в том числе переход к применению асферических поверхностей для фокусирующей оптики. В то же время, для решения задачи получения экстремально высоких интенсивностей в какой-либо области пространства может быть предложен и другой путь. Он состоит в том, чтобы вместо формирования сходящихся сферических фронтов высокой числовой апертуры воспользоваться схемами формирования с «радиальными» потоками излучения.
Для формирования радиальных потоков, а также фазовой структуры лазерного излучения и регулирования амплитудного распределения по фронту вторичной волны и поляризации в оптической системе концентратора требуется не менее двух оптических поверхностей. Наиболее простыми безаберрационными поверхностями, при использовании которых исправлены аберрации для пары сопряженных точек, являются [68]: параболическая (е=1), гиперболическая (е 1) и эллиптическая (е 1), где е – эксцентриситет оптической поверхности. Так, для параболической поверхности этой парой является точка объекта на бесконечности в пространстве предмета и фокальная точка параболической поверхности в пространстве изображений. Для эллиптической и гиперболической поверхностей парой сопряженных точек являются два фокуса: действительные или мнимые, соответственно. При этом сопряженные точки расположены на оси. Условием согласования двух оптических поверхностей второго порядка является совмещение их сопряженных точек таким образом, чтобы при расположении объекта в первой сопряженной точке первой поверхности система из двух зеркал обеспечивала безаберрационное изображение во второй сопряженной точке второй поверхности. Выбор той или иной образующей второго порядка для оптической поверхности определяется условиями получения компактной легкой конструкции концентратора с заданным положением фокуса.
Нами разработана оригинальная оптическая схема концентратора лазерного пучка для аэрокосмического лазерного реактивного двигателя. В отличие от существующих схем, оптический концентратор АКЛРД состоит из двух внеосевых оптических поверхностей второго порядка [69], согласованных между собой. На рис. 2.1 изображена схема оптического концентратора АКЛРД в меридиональном сечении.
Структурная схема двухзеркального оптического концентратора, где в качестве механизмов инициирования лазерной тяги используется: а) оптический пробой рабочего вещества в виде газа (воздуха), б) лазерная абляция твердого рабочего вещества. 1 – лазерное излучение, 2,3 – оптические поверхности отражателей О1 и О2 концентратора, 4 – сопло, 5 – щель для ввода излучения, 6 – твердое рабочее вещество, 7 – оптический пробой рабочего вещества в виде газа Особенностью данной схемы является использование нетрадиционных конусообразных оптических поверхностей и радиальных потоков излучения.
Зеркала 2, 3 представляют собой внеосевые фигуры вращения. Форма поверхности зеркал в общем случае может быть задана одной из следующих образующих второго порядка: эллиптической, гиперболической, сферической, параболической или прямолинейной. Для уменьшения потерь тяги используется узкая кольцевая щель 5 в стенке сопла 4, через которую осуществляется ввод излучения 1 в сопло путем радиальной фокусировки излучения [70].
Особенность радиальной фокусировки излучения в том, что при вводе излучения в сопло через узкую щель образуется область высокой интенсивности внутри сопла, достаточной для инициирования механизмов создания тяги, таких как оптический пробой на оси (рис. 2.1а) или абляция рабочего вещества (рис. 2.1б). Благодаря протяженному кольцевому фокусу в области щели обеспечивается низкая интенсивность излучения в этой области так, что излучение вводится в сопло без потерь. Кроме того, увеличение импульса реактивной отдачи Cm зависит от характеристик лазерного импульса: интенсивности лазерного излучения, длины волны и длительности лазерного импульса. Например, для излучения с длиной волны 10,6 мкм оптимальная интенсивность соответствует режиму лазерной детонационной волны, которая зависит от давления окружающего газа и меняется от 107 Вт/см2 до 109 Вт/см2 [71], а эффективность преобразования лазерной энергии в тепловую энергию газообразного рабочего вещества достигает 35%.
Как видно из рис. 2.1, схема оптического концентратора имеет некоторое сходство с нелинейными рефлаксиконами [72,73]. Однако нелинейные рефлаксиконы предназначены в основном для преобразования сечения параллельных лазерных пучков в резонаторах мощных лазеров [73], либо для фокусировки лазерного излучения на оптическую ось симметрии на удалении от него (например, для обработки металлов [72]). Принципиальное отличие предлагаемого оптического концентратора от систем на основе нелинейных рефлаксиконов заключается в том, что излучение должно фокусироваться вблизи приемника давления для эффективной передачи импульса давления при формировании реактивной струи.
С точки зрения формирования оптического пробоя в ЛРД интерес представляют схемы, в которых сначала происходит формирование расходящегося радиального потока, а в дальнейшем уже происходит его преобразование в сходящийся.
Одна из основных задач формирующей системы в ЛРД - создание условий для реализации оптического пробоя в закрытом объеме. При этом, учитывая астигматические свойства сходящихся пучков от рефлаксиконов (т.е. наличие 2-х линий фокусировки) представляется существенным тот факт, что взаимные интенсивности излучения в каждой фокальной линии могут существенно отличаться. Этим следует воспользоваться при разработке схемных решений для концентраторов излучения ЛРД. Допустимыми оказываются схемы с большим разнообразием комбинаций оптических элементов и, соответственно, оптических параметров.
Результаты расчета конкретного варианта аэрокосмического лазерного реактивного двигателя
В данном разделе исследуются наиболее вероятные направления использования лазерной тяги в космосе, такие как: коррекция высоты орбиты КА для увеличения сроков их функционирования и очистка геостационарной орбиты от космического мусора (неработающих КА) с помощью космического буксира.
Как было отмечено в Главе 1, существует несколько проектов космических буксиров на основе лазерной реактивной тяги [2,3,32]. Однако, им требуются лазеры мегаваттного класса для формирования лазерной тяги. Более удачным, на наш взгляд, является подход, основанный на использовании малых КА с лазерной тягой. Эти малые КА могут располагаться либо на космических станциях, либо крупных космических буксирах, и использоваться по мере необходимости. Например, для очистки геостационарной орбиты от космического мусора малый КА может выполнить облет орбит расположения объектов космического мусора и транспортировать его на крупный космический буксир.
Особенность применения малого КА с лазерной тягой заключается в обеспечении независимости его орбитального движения относительно пространственного положения источника лазерной энергии. Для этого необходимо определить особенности построения бортовой оптической системы малых КА с ЛРД, уточнить требования как к характеристикам ЛРД, так и к компоновке малого КА в целом, которые следуют из сценариев орбитального маневра КА.
Маневрирование спутника в околоземном космическом пространстве вне зависимости от решаемой задачи осуществляется путем коррекции его высоты орбиты с использованием промежуточных (переходных) орбит. Существует два основных метода коррекции орбиты КА [89]: в режиме малой тяги (рис. 3.1а) и в режиме большой тяги (рис. 3.1б). а б Рисунок 3.1 - Траектории движения КА при коррекции его орбиты в режиме (а) малой тяги и (б) большой тяги [89]. h1 и h2 – высоты стартовой орбиты и рабочей орбиты КА, соответственно, точки 1,2 – начальное и конечное положения аппарата В режиме малой тяги (по спиральной траектории): - продолжительность маневра занимает длительное время, в течение которого КА совершает множество витков вокруг Земли, особенно в начале разгона, - требуется постоянная работа лазерной корректирующей двигательной установки (лазерной КДУ) и, следовательно, обеспечение постоянной видимости КА, чтобы лазерное излучение доставлялось к аппарату на всем участке траектории движения КА; для этого потребуется как минимум несколько десятков лазерных источников излучения, расположенных на поверхности Земли вдоль траектории движения КА. В режиме большой тяги (переход Гомана - по эллиптической траектории): - коррекция орбиты КА осуществляется за меньшее время, благодаря движению КА по кратчайшей траектории и с большим начальным приращением скорости, - требуется всего два включения лазерной КДУ, при этом лазеры расположены на диаметрально противоположных сторонах Земли. Необходимо определить лишь моменты времени для включения лазерной КДУ и рассчитать продолжительность ее работы. 3.1.1 Коррекция высоты орбиты низкоорбитальных спутников У низкоорбитальных КА короткое время жизни на орбите, в частности, из-за множества переключений энергетической системы с солнечных батарей на аккумуляторы и соответственно из-за увеличения числа циклов заряда-разряда батарей, вследствие чего срок службы КА не превышает 5-8 лет. За время функционирования КА спутник постепенно сходит с орбиты из-за действия неоднородности гравитационного поля Земли и других факторов. Чтобы предотвратить сход спутника с орбиты Земли, необходимо своевременно проводить коррекцию ее параметров (в частности, высоту орбиты КА). При этом предполагается, что коррекция высоты орбиты спутника будет проведена эффективно и при минимальных затратах топлива.
Предположим, что спутник массой 100 кг и формой в виде шара с эффективной площадью Sm = 1 м2 функционирует на круговой орбите высотой 300 км над поверхностью Земли. Пусть допустимое уменьшение высоты орбиты: 20 и 100 км. Определим параметры движения КА на этих высотах.
Скорость КА на круговой орбите определяется из условия равенства ускорения свободного падения и центростремительного ускорения КА [90]: ? 9.807. 32 ,Г.2 , (3.1) V &+А,)2 v, где Vi - орбитальная круговая скорость КА на i-орбите, gi - ускорение свободного падения, Ri – радиус i-орбиты, R3 = 6378390 м – радиус Земли, hi - высота i-орбиты, Ti - период обращения КА на круговой i-орбите.
Результаты расчетов параметров движения КА по орбите приведены в таблице 3.1 и на рис. 3.2. Время ti существования спутника на орбите высотой hi (200 км и 300 км) до момента начала схода спутника с орбиты вычислено с использованием модели расчета орбитального движения КА, приведенной в Приложении В, при следующих параметрах: коэффициент сопротивления Сх = 1 [91], Sm = 1 м2, (t) = 0. Таблица 3.1 - Параметры движения КА массой 100 кг на круговых орбитах hi , км Ri , км Vi , км/с Ti , час ПІ ti , час 200 6578,39 7,786502 1,4743 6,51 9,6 280 6658,39 7,752598 1,4967 - 300 6678,39 7,727985 1,508 318,3 480 где ni - количество оборотов за время существования на орбите, ti – время существования спутника на орбите высотой hi до момента начала схода. Рисунок 3.2 - Изменение высоты орбиты КА во времени при действии на КА сил гравитации и сопротивления атмосферы Земли На рис. 3.2 изображен график зависимости изменения высоты орбиты ДА при пассивном полете КА с течением времени t, рассчитанный при указанных выше параметрах. В расчетах учтено влияние на КА сил гравитации и сопротивления атмосферы Земли. Видно, что КА окажется на высоте 280 км спустя 65 суток и далее начнет достаточно быстро терять высоту из-за увеличения плотности атмосферы. Средняя величина потери высоты за период 65 суток составит 0,25 км/сутки. Еще через 90,7 суток КА достигнет орбиты высотой 200 км.
Рабочие характеристики лазерного двигателя и бортовой оптической системы малого космического аппарата
Он включает в себя четыре попарно соосных АКЛРД (поз.1-4), расположенных на единой платформе. Для управления работой конкретных ЛРД используется четырехгранная зеркальная пирамида (поз. 5), которая направляет излучение в каждый из двигателей. Вместо призмы 5 внутри каждого блока лазерных двигателей может использоваться дополнительный оптический переключатель на основе механических дефлекторов в зависимости от маневра КА.
На рис. 3.14а показано исходное положение механических дефлекторов (зеркала М и М ). В таком положении лазерное излучение транспортируется до маршевого двигателя С, а КА может совершать линейное перемещение.
В случае управления угловым положением КА парой сил вокруг одной из осей инерции КА с помощью электромеханических приводов (например, шаговых двигателей) поворачиваются зеркала М и М (рис. 3.14б). Лазерное излучение поступает на вход оптических концентраторов двигателей А и В , создается тяга и КА поворачивается в направлении против часовой стрелки. При необходимости остановить вращение КА после его поворота на заданный угол или обеспечить вращение КА в обратном направлении, электромеханические приводы поворачивают зеркала М и М в положение, показанное на рис. 3.14в, и лазерное излучение поступает в двигатели А и В, создается тяга, вращение КА останавливается или продолжается в обратную сторону.
При наличии трех узлов управления может быть обеспечено как линейное перемещение КА в заданном направлении, так и независимое угловое перемещение КА вокруг трех осей инерции аппарата.
Рассмотренные сценарии орбитальных маневров малого КА с ЛРД на околоземных орбитах позволяют уточнить основные требования к лазерной двигательной установке и к бортовой оптической системе аппарата в целом, необходимые для оценки технологических возможностей его создания.
Для этого в качестве базового варианта нами выбран оптический канал бортовой оптической системы малого КА, представленный на рис. 3.10. Особенностью схемы является то, что в ней концентратор лазерного пучка является конечным элементом оптического канала, который должен обеспечивать требуемую облученность рабочего материала в области фокусировки лазерного пучка на протяжении орбитального маневра аппарата.
Для обеспечения процесса эффективного формирования лазерной тяги в АКЛРД необходимо, чтобы входной лазерный пучок имел плоский или близкий к нему волновой фронт. Поэтому, в первую очередь, необходимо определить требования на точность сборки, юстировки и качества оптических поверхностей всего оптического канала БОС (рис.3.10) до входной апертуры ЛРД. Применение асферической оптики в качестве оптических концентраторов лазерного пучка в АКЛРД позволяет исключить влияние некоторых аберраций (например, сферической аберрации) на искажения волнового фронта лазерного пучка.
Требования к фазовым характеристикам лазерного пучка на входной апертуре АКЛРД были определены в Главе 2 [100]: - допустимый наклон волнового фронта на входной апертуре АКЛРД относительно оптической оси АКЛРД не более 10 мрад, - допустимое отклонение волнового фронта от плоскостности на краю входной апертуры АКЛРД радиусом 50 мм не более 7,36 (для излучения с длиной волны = 1,06 мкм). На начальном этапе необходимо согласовать основные апертуры телескопических систем передачи и приема лазерной энергии. Предполагается, что малый КА в процессе маневрирования может удаляться от лазерного источника на максимальное расстояние 300 км. Это расстояние выбрано исходя из стандартного значения высоты орбит низкоорбитальных спутников и высоты орбиты захоронения относительно геостационарной орбиты. Такое уточнение позволяет согласовать диаметр D0 передающего лазерного телескопа с диаметром D приемного телескопа малого КА.
Ограничение сверху на диаметр D накладывается допустимыми ограничениями по массе и габаритам зеркала с учетом современного технологического уровня изготовления облегченных зеркал. Например, коэффициент облегчения для зеркал из ситалла СО-115М равен 0,72 [45]. Ограничение снизу на диаметр D зависит от характера распределения интенсивности излучения в плоскости приемного телескопа и количества принимаемой лазерной энергии. Диаметр Dв лазерного пучка на выходе приемного телескопа (после зеркала М2) определяется в рассматриваемом случае уменьшением телескопической системы, а также уровнем лучевой прочности поверхностей оптических элементов. Для малого КА предполагается использовать промежуточные оптические элементы с минимальными апертурами. При этом они должны обеспечить передачу лазерной энергии без повреждения этих оптических элементов.