Алексей Леонидович Полюх
Искусственные внешние ресурсы для освоения космоса
Мы можем оценить стоимость получаемой таким образом энергии.
Каждый килограмм структурного вещества (ракет, добывающих установок), доставленный в систему Юпитера, ежегодно будет возвращать к Земле 10 кг вещества при скорости от 50 до 100 км/с, с кинетической энергией от 1 до 5 ГДж/кг, в среднем 3 ГДж/кг. Стоимость перевозки оборудования к любой планете, после раскрутки системы, станет почти равной нулю (равна стоимости сопла для использования внешнего топлива, плюс распределённой инфраструктуры управления и навигации).
Таким образом, стоимость установленного в системе Юпитера оборудования, вместе с доставкой, будет мало отличаться от исходной стоимости производства этого оборудования на Земле.
Оценим стоимость 1 килограмма оборудования в 1000 долларов. Тогда, в расчёте на окупаемость за 5 лет, оно доставит обратно к Земле 50 килограммов луца, с суммарной энергией 150 ГДж. Стало быть, цена этой энергии и есть 1000 долларов; 150 МДж тогда стоят 1 доллар; а 3 МДж, соответственно, 2 цента.
2 цента за 0,8 кВт*час.
2,5 цента за 1 кВт*час.
В 4 раза дешевле, чем стоит выработка электроэнергии на Земле…
Энергоэффективность и стоимость оборудования будут примерно сравнимыми с оборудованием электростанций, используемым на Земле (средняя вырабатываемая мощность порядка 1 кВт на килограмм массы оборудования, при его стоимости 1000 долларов за килограмм установочного веса).
…Через 10 лет после запуска проекта, при луцепотоке 1 миллиард тонн в год, полёт на Луну в викенд будет стоить 500 долларов (на двоих). Вот, оказывается, откуда они там, в будущем (в фантастических фильмах и книгах) будут брать столько энергии, чтобы школьники могли на каникулах слетать, ну хотя бы на Уран…
(Была бы хоть сотня килограммов Луца со скоростным фактором 100 км/с во времена Гагарина… Человека в космос можно было бы запускать на слегка модернизированном Запорожце, а на Луну летать на маршрутке…)
Запуск 1 килограмма груза на околоземную орбиту 0,5 доллара.
Доставка 1 килограмма груза на Луну 1 доллар.
Доставка следующих партий оборудования в систему Юпитера 10 долларов за кг, то есть 1% стоимости изготовления оборудования на Земле.
То есть, по сути, система раскрутит себя сама, за 3-6 лет, если её снабжать новым оборудованием, стоимость изготовления которого на Земле является единственным лимитирующим фактором для наращивания мощности системы. Остальное – вещество и энергию – она произведёт сама, было бы из чего.
2.2 Где
брать воду
Внешние мелкие спутники Юпитера вращаются на расстояниях 10-20 миллионов километров от него, со скоростями 3-4 км/с, и если на начальном этапе в качестве источника вещества использовать их, то для этого требуется изменение вектора скорости на 3-5 км/с. Соответственно, оптимальный удельный импульс топлива для такого манёвра должен быть 8-10 км/с. При этом на маневрирование будет затрачиваться в сумме около 10 процентов производимой энергии, и в 5-6 раз больше воды, чем будет получено высокоэнергетического вещества с кинетической энергией 2-2,5 ГДж/кг.
Таким образом, использование в качестве источника ресурсов далёких внешних спутников Юпитера выгодно энергетически, так как затраты энергии на запуск нового цикла будут на уровне 10% энергии, полученной в предыдущем цикле.
Но есть у такой схемы и недостатки.
Во-первых, длительность одного энергетического цикла будет достаточно большой, 30-40 суток (надо пролететь более 10 млн км).
Во-вторых, суммарная масса внешних спутников не так велика, их диаметры от 1 до 5 км, и на очень длительное время их не хватит. Помимо этого, они в основном состоят из силикатных пород, во всяком случае на поверхности. Лёд там если и есть, то где-то в глубине, и не на всех, так как настолько малые тела не могут удержать молекулы водяного пара при сублимации. Поэтому, на длительную перспективу этот источник вещества (в первую очередь воды) видимо не подходит.
Правда, в качестве самих носителей кинетической энергии можно, и возможно даже предпочтительнее, использовать не лёд, а другие композиции веществ – например, мелкий (нанодисперсный) силикатный песок, с небольшим количеством воды в качестве связующего вещества, либо перекиси водорода, гидразина или химической взрывчатки в качестве распыляющего агента. Однако, для манёвров внутри системы вода в любом случае нужна, и если на мелких внешних спутниках её не окажется, то придётся спуститься ближе к Юпитеру, к более крупным.
Можно также ловить и использовать в качестве источника ресурсов мелкие кометы, довольно часто пролетающие на расстояниях в несколько миллионов километров от Юпитера; а в более далёкой перспективе – Троянцев и кометы из внешних областей Солнечной системы, но это потребует развитой системы астрономических наблюдений и навигации, и совершения длительных манёвров с использованием большого количества энергии, которую до этого надо где-то добыть. При этом запас вещества в этих источниках на 2 порядка меньше, чем в больших спутниках Юпитера, а время раскрутки энергетических циклов с использованием удалённых объектов будет на 2 порядка больше, чем для спутников внутри системы Юпитера. Поэтому наиболее привлекательным источником сырья в первую очередь являются крупные спутники Юпитера.
Из больших, Галилеевых спутников по крайней мере три – Европа, Ганимед и Каллисто – выглядят очень перспективными для добычи воды.
Массы двух из них больше Луны; вторая космическая скорость для поверхности Каллисто 2,5 км/с, для Ганимеда 2,8 км/с, на Европе 2 км/с.
Каллисто на половину состоит из льда, а на Европе и, возможно, Ганимеде есть даже жидкий подповерхностный океан глубиной 100-150 км; общий запас воды на Ганимеде и Каллисто составляет 2% от массы планеты Земля, или в 100 раз больше массы всей воды в Земных океанах и ледниках. Вот где надо делать луц…
Каллисто вращается на расстоянии 1,88 млн км от Юпитера со скоростью 8,2 км/с, и чтобы (за один манёвр) вывести с её поверхности груз на кратчайшую эллиптическую траекторию касания атмосферы Юпитера, требуется дополнительная скорость около 7 км/с.
При использовании обычного ракетного двигателя, и удельном импульсе топлива 10 км/с, затраты топлива составят 50% от начальной массы ракеты, то есть 16 тонн для аппарата такого же веса, и для разогрева топлива потребуется 600 кг носителей кинетической энергии при скорости 67 км/с, то есть 15% энергии, полученной в предыдущем цикле.
При этом, время достижения атмосферы Юпитера 75 часов (3 суток), что в 10 раз быстрее, чем в случае старта с внешних спутников Юпитера. Таким образом, длительность одного энергетического цикла сокращается в 10 раз, и соответственно возрастает продуктивность используемого оборудования, мощность луцепотока, который можно направить к Земле, а стоимость поставляемой таким образом энергии пропорционально снижается, как и время раскрутки глобального энергетического цикла (включающего стадию доставки нового оборудования с Земли).
Правда, есть нюансы, которые надо учесть.
Скорость аппарата в нижней точке траектории, на расстоянии 71 тыс км от центра Юпитера, мало зависит от точки старта, и равна 60 км/с; но, в случае попутного движения по отношению к направлению вращения атмосферы Юпитера, эффективность атмосферного варианта термо-кинетического двигателя будет заметно ниже (удельный импульс равен 30% от скорости аппарата относительно атмосферы, которая вращается вместе с планетой со скоростью более 10 км/с), так что, при таком же КПД и тех же затратах рабочего тела, конечная скорость носителей кинетической энергии после ухода на бесконечность будет ниже на 20% (53 км/с, вместо 67 при варианте встречного движения аппарата относительно атмосферы), а запас кинетической энергии соответственно в 1,6 раз меньше, 1,4 ГДж/кг; это означает, что при тех же затратах энергии на возобновление цикла, фактически расход составит 25%, а не 15%, от энергии, добытой в предыдущем цикле; то есть, те же 4 тонны носителей кинетической энергии, будут иметь энергии меньше (5,6 ТДж вместо 9,0 при встречном движении относительно атмосферы); и после вычета 1,5 ТДж на организацию нового цикла, к Земле можно будет направить только 3 тонны вещества, с общей энергией 4 ТДж, вместо 8; правда, при дальнейшем движении по направлению к орбите Земли в гравитационном поле Солнца, эта разница сократится, так что на выходе получится примерно на 20% меньше вещества и на 40% меньше энергии из каждого цикла ускорения, чем в варианте с использованием внешних спутников. Но, поскольку длительность циклов ускорения в 10 раз меньше, чем в случае использования внешних спутников, то всё же скорость поставки энергии будет в несколько раз больше.
Помимо этого, точка пересечения траекторий носителей кинетической энергии с орбитой Каллисто будет смещена далеко от точки старта; причём, в сторону, противоположную орбитальному движению самой планеты. Поэтому придётся использовать несколько заправочных станций, размещённых в разных точках орбиты, и в результате к Земле можно будет направлять, в лучшем случае, не более 50% произведённой энергии.
В целом этот вариант несколько сложнее на начальном этапе, чем при использовании внешних спутников, и даёт на 40% меньший выход энергии за 1 цикл; но благодаря существенно меньшей длительности цикла, он всё же может дать в 2-3 раза большую мощность поставляемого к Земле потока носителей кинетической энергии, при той же массе доставленного с Земли оборудования; при этом запас воды равен бесконечности.
(Возможно также, что некоторым чисто техническим преимуществом данного варианта является то, что при попутном движении аппарата относительно атмосферы Юпитера скорость, а значит, и температура внешней среды существенно ниже; вырабатываемая при этом энергия тоже меньше, но всё же такой вариант будет немного проще осуществить).
В случае использования не атмосферного варианта термо-кинетического двигателя, с встречным потоком микро снарядов, второй контейнер с половиной топлива необходимо отправлять по встречной ветви эллиптической траектории достижения Юпитера, а для этого (если совершать только 1 манёвр разгона), требуется стартовать с поверхности Каллисто со скоростью 10,7 км/с; при удельном импульсе топлива 10 км/с, потребуется уже вдвое больше топлива, чем масса полезного груза, и вдвое больше энергии для его разогрева, чем для выхода на попутную ветвь такой же эллиптической траектории. Если, для этого варианта, 10,5 тонн груза выводится на попутную вращению Юпитера и Каллисто траекторию, и 5,5 тонн на встречную, то общие затраты дополнительного топлива для старта составят 22 тонны; что касается затрат энергии, то они, вроде как, тоже возрастут на 35%, по сравнению с выводом всей массы груза на попутную эллиптическую траекторию; но, однако же, скорость и энергия получаемых в результате этого носителей кинетической энергии будет больше, чем в предыдущем случае, т.е. точно такая же, как в первом варианте, 67 км/с и 2,3 ГДж/кг; и благодаря этому, данный вариант всё же лучше предыдущего: затраты энергии на возобновление цикла хоть и больше, но составляют 21% от всей вырабатываемой в рабочем цикле энергии, а её в 1,6 раз больше, чем в предыдущем цикле, т.е. 9 ТДж; полезный выход энергии составит 7 ТДж на 1 цикл, т.е. почти столько, сколько и в первом варианте, с внешними спутниками. При длительности энергетического цикла 3 суток, и цикла возврата ракет 6 суток, энергетическая мощность луцепотока, доставляемого на Землю, может быть в 5 раз больше, чем для варианта с внешними спутниками, и в 1,6 раза больше, чем в предыдущем варианте.
В случае, если будет применяться атмосферный вариант двигателя с встречным направлением полёта по отношению к вращению Юпитера, весь полезный груз вначале надо запустить с поверхности Каллисто с начальной скоростью 10,7 км/с, на что уйдёт в 2 раза больше топлива и энергии, чем в попутном варианте, т.е. 30% всей вырабатываемой энергии, количество которой такое же, как в самом первом варианте, 2,3 ГДж/кг. Это, в принципе, тоже приемлемо, хотя уже не так хорошо, как в варианте с внешними спутниками; но общая выработка энергии всё равно будет в несколько раз выше, чем в первом варианте.
В общем, для Каллисто возможен прямой вывод грузов на эллиптическую траекторию касания атмосферы Юпитера, как в попутном, так и во встречном направлении по отношению к движению спутника, на что будет затрачиваться, соответственно, от 20 до 30% вырабатываемой энергии, что позволит создать луцепоток в 3-5 больший, чем в варианте с внешними спутниками (так как затраты энергии больше, но больше и частота циклов).
Однако, для остальных, более близких к Юпитеру спутников, такой прямой способ вывода на траекторию достижения Юпитера становится более затратным, из-за большей орбитальной скорости.
Орбитальная скорость движения Каллисто составляет 8,2 км/с, на расстоянии 1,88 млн км от Юпитера, с периодом обращения 16,7 суток; для Ганимеда 11 км/с, на расстоянии 1,07 млн км, за 7,16 суток; для Европы 14 км/с, 670 тысяч километров, и 3,55 суток, соответственно; (при этом 3 внутренних Галилеевых спутника – Ио, Европа и Ганимед – находятся в точном резонансе 1:2:4).
Соответственно, для Ганимеда прямой вывод груза на траекторию снижения к Юпитеру потребует скорости 7,7 км/с в прямом направлении, и 15,3 км/с в обратном, что требует затраты 30-50% всей вырабатываемой энергии, и делает рабочий цикл менее рентабельным, хотя длительность рабочего цикла при этом также сокращается вдвое, и за счёт этого общая выработка энергии всё же может быть на 30-50% больше.
Для Европы начальная скорость составит 8,0 км/с для вывода груза на попутную траекторию, что тоже приемлемо, и потребует затрат 30% энергии предыдущего цикла; однако это позволит использовать только атмосферный вариант двигателя с попутным направлением движения относительно вращения атмосферы, при этом скорость и энергия получаемых носителей кинетической энергии будет 51 км/с и 1,3 ГДж/кг, т.е. удельная энергия в 1,75 раз меньше, чем в варианте с внешними спутниками; а с учётом больших относительных затрат на возобновление цикла, за 1 цикл будет получено в 2,25 раза меньше энергии, что вроде бы плохо.
Но длительность цикла в данном случае составит всего 36 часов для возврата ракеты в исходную точку, и 22 часа от старта ракеты до получения луца (правда, он будет получен в другой точке, поэтому потребуется несколько (2 либо 3) дополнительных заправочных станций в разных точках на орбите для возобновления и поддержания энергетического цикла).
Так как время 1 цикла в 30 раз меньше, чем в варианте с внешними спутниками; энергетический выход 1 цикла в 2,25 раза меньше; и к Земле может быть направлено не более 50% вырабатываемой энергии, то суммарная энергетическая эффективность такой системы, при одинаковой исходной массе используемого оборудования, будет примерно в 5-6 раз выше, чем для схемы с далёкими спутниками; то есть, если для исходного варианта, при общей массе оборудования 100 тонн, можно было направить к Земле 1000 тонн луца в год, при средней удельной энергии 3 ГДж/кг, и суммарной энергии 3х10^^6 ГДж, то для вариантов с Галилеевыми спутниками выработка энергии, и суммарная масса доставляемого к Земле луца, может быть примерно в 5 раз больше.
Для запуска с Европы грузов в направлении, противоположном орбитальному движению спутника, требуется скорость более 20 км/с, что делает такую схему нерентабельной; да и для Ганимеда, при требуемой скорости запуска 15,3 км/с, такой манёвр тоже слишком затратный.
Но можно предложить намного более экономичные варианты вывода полезного груза на требуемые траектории, для чего потребуется больше времени, но зато на порядок меньше топлива и энергии.
2.3 Гравитационные
манёвры в системе спутников Юпитера.
Как правильно добывать <мёд> воду.
Систему Юпитера иногда называют "Солнечной системой в миниатюре". И правда, сходство есть: 4 небольших внутренних спутника, потом 4 Галилеевых "спутника-гиганта", и дальше какой-то нерегулярный рой из сотни малых тел. Такое сходство, возможно, не случайно, а обусловлено схожей историей формирования системы: возможно, что во время формирования спутников, сам Юпитер в течении нескольких миллионов лет был вполне полноценной звездой, хоть и маленькой, с температурой поверхности 3-5 тысяч градусов, и мог повлиять на распределение вещества в окружающем пространстве аналогично тому, как это сделало Солнце во время формирования планет.
Если продлить эту аналогию, то манёвр с прямым выводом груза с поверхности больших спутников сразу на траекторию снижения к Юпитеру, аналогичен тому, как если бы мы пытались запустить ракету с Земли прямо к Солнцу, с перигелием в несколько миллионов километров. Это самый быстрый вариант, но для него требуется очень большое изменение скорости.
Второй вариант – запустить ракету сначала, наоборот, по сильно вытянутой траектории на большое расстояние, затем в дальней точке траектории избавиться от лишнего момента импульса при минимальной затрате топлива, и уже затем ракета может направиться к Солнцу. Это требует в десятки раз больше времени, но зато требуемое изменение скорости вдвое меньше, чем при прямом манёвре.
Если же в системе есть другие массивные планеты, то можно использовать их гравитационное поле для поворота вектора скорости вообще без затрат топлива, и, в принципе, после нескольких таких манёвров можно получить какую угодно траекторию, в том числе вообще покинуть данную систему. Совершение таких манёвров тоже требует довольно большого времени, но это всё же быстрее, чем второй вариант, и ещё более экономично по затратам топлива.
В системе Земля-Солнце для гравитационных манёвров чаще всего используют Юпитер, что позволяет произвольно изменить скорость за 1 манёвр без затрат топлива; иногда вначале, чтобы достичь Юпитера с меньшими затратами, используют также многократное прохождение в гравитационных полях Земли и Венеры. В общей сложности такие манёвры длятся от 5 до 10 лет, и требуют начальной скорости при старте с Земли от 14 до 16 км/с, вместо 33 км/с для прямого полёта к Солнцу.
В системе Юпитера есть 4 массивных спутника, 3 из которых к тому же находятся в резонансе, что позволяет, в принципе, произвольно изменять начальную траекторию в широких пределах без затрат топлива. Для этого может потребоваться несколько прохождений вблизи спутников, но, поскольку периоды их обращения невелики, от 1,77 до 16,7 суток, то длительность всего манёвра будет ненамного больше, порядка 10-30 суток.
Вариантов здесь много, но мне кажется, что в качестве основного лучше выбрать вариант с предварительным выводом запаса топлива (в виде большой массы льда) на сильно вытянутую траекторию, с большой полуосью 670 тысяч километров, и периодом обращения, равным или близким к периоду обращения Европы, т.е. примерно 3,5 суток. (назовём эту опорную траекторию "Базовая траектория с периодом 1:1", или "Европа-Б 1:1")
Минимальное удаление от центра Юпитера должно быть около 80 тысяч километров, т.е. минимальная высота, на которой атмосфера не создаёт помех движению. Максимальное удаление, соответственно, около 1,26 млн км, т.е. немного выше орбиты Ганимеда. (хотя возможны варианты выбора базовых траекторий с меньшим максимальным расстоянием, и меньшим периодом, находящимся в кратном отношении с периодом Европы, для регулярной повторной доставки топлива при одной и той же повторяющейся конфигурации планет для совершения манёвров).
Вначале груз с поверхности Европы выводится, возможно по частям, непосредственно на стартовую траекторию А, которая в нижней точке касается орбиты Европы, т.е. нижняя точка траектории находится на расстоянии 670 тыс км от Юпитера; а верхняя на расстоянии 1,3 миллиона километров от Юпитера, то есть начальная траектория пересекает орбиту Ганимеда и поднимается на 200-250 тысяч километров выше его орбиты, с большой полуосью 1 млн км, и периодом обращения 6,5 суток.
Для того, чтобы перейти на такую промежуточную траекторию с круговой орбиты Европы, требуется добавочная скорость всего 2,2 км/с; если стартовать с поверхности Европы, то требуется начальная скорость 3,0 км/с. И это все затраты топлива и энергии, которые потребуются.
Далее траектория раскачивается за счёт нескольких прохождений вблизи Ганимеда, Европы, а затем и Ио, и через 2-3 оборота превращается в сильно вытянутую траекторию Б, описанную выше, синхронную с временем оборота Европы; хотя, возможны и варианты с другим соотношением периодов оборотов, например 2:3, 3:5 или 3:4, что позволит иметь на такой траектории несколько (от 2 до 5-6) заправочных станций, на которые можно будет повторно доставлять топливо через определённые регулярные промежутки времени в 15-30 суток. Переход с траектории А на траекторию Б (или одну из упомянутых) за счёт серии гравитационных манёвров займёт 15-20 суток, и не потребует затрат топлива, за исключением небольших корректировок отклонений, в пределах нескольких метров в секунду.
При этом конфигурация расположения всех спутников (кроме Каллисто) будет повторяться каждые 7,16 суток, что позволит осуществлять одну и ту же оптимальную последовательность манёвров для доставки каждой новой партии топлива.
Поскольку начальная скорость, необходимая для старта с поверхности спутников и вывода на промежуточную траекторию, невелика (для Европы 2,97 км/с), то для запуска топлива гораздо выгоднее использовать не ракеты, а газовую катапульту. При этом отпадает необходимость возить, и затем возвращать назад, топливные баки и двигатель; весь груз на 100% состоит из полезного вещества (льда), КПД разгонной системы может быть до 50%, и пропускная способность такой системы доставки будет в 10-20 раз выше, при равных затратах на оборудование, чем у ракетной.
Равновесная температура в системе Юпитера составляет около 120 К (от 30 К на теневой стороне до 180 на солнечной), что позволяет короткое время (несколько часов) хранить водяной лёд вообще без оболочки. Для более длительного хранения можно использовать оболочку из тонкой металлизированной полимерной плёнки толщиной менее 1 мкм, предохраняющей лёд от нагревания и сублимации; масса такой плёнки может составлять 1 грамм на квадратный метр, что позволяет завернуть в плёнку весом 1 кг более 1000 тонн льда.
При большей жадности, можно использовать плёнку повторно, либо покрывать поверхность льда антисублимационным адгезионным слоем толщиной менее 1 нм из полимерной смолы, металла или графена, тогда в 1 кг защитного покрытия можно вместить несколько миллионов тонн…
Для приведения в действие газовой катапульты лучше использовать водород, который при температуре 3000-3500К даст скорость снаряда более 3 км/с; правда, водород придётся вначале добыть из воды; но его надо добыть только 1 раз. Я надеюсь, каждому должно быть понятно, что у цивилизованных людей пушка должна быть снабжена системой отсечки газов в момент выхода снаряда из ствола, так что потери газа в космос при каждом выстреле должны быть, во всяком случае, меньше 1%. Потом горячий газ из ствола надо будет переместить в резервуары охлаждения, где он используется для нагрева воды или плавления льда, если есть такая необходимость, так что общий КПД всей планетарной энергетической и добывающей системы может достигать 100%; после охлаждения до 200-300К, водород сжимается и снова подаётся в резервуары нагрева, для следующего выстрела. Сжижать водород в данном случае не целесообразно, так как это увеличит расход энергии и вес используемого оборудования.
Резервуар из стали или титана, на 1 кг своего веса, может вместить газ с объемной энергией 100 кДж, и энтальпией более 300 кДж. При массе ствола пушки 10 тонн, для выстрела может быть использована энергия более 1 ГДж, из которой 500 МДж может быть передано снаряду, что позволит разогнать до скорости 3 км/с снаряд массой 110 кг, т.е. 1% от массы пушки.
При использовании высокоэффективных конструкционных материалов массу пушки можно сократить ещё в 5-10 раз, но мы не будем жадничать, и примем, что пушка весом 10 тонн сможет разогнать ледяной снаряд весом 100 кг до скорости 3,0 км/с, с кинетической энергией 450 МДж; (диаметр снаряда 50 см при длине в 60 см; можно сделать снаряды не в виде круглого цилиндра, а шестигранной призмы, для последующей плотной упаковки при хранении). Вместе со всем вспомогательным оборудованием такой стартовый комплекс может весить 20-30 тонн.
При этом темп стрельбы будет в основном определяться мощностью и пропускной способностью системы охлаждения и повторного сжатия газа. После каждого выстрела для охлаждения газа необходимо утилизировать 650 МДж тепловой энергии, за счёт которой можно расплавить 1,5 тонны льда, либо нагреть 1,5 тонны воды на 100 градусов, либо испарить 200 кг воды. Вероятно, оптимальной будет схема, при которой газ вначале, при температуре 2000К и начальном давлении 10-20 МПа, совершает работу в газовой турбине, расширяясь в 10-12 раз по объёму, при этом часть вырабатываемой энергии сразу же идёт на сжатие уже охлаждённого газа при температуре 300К до 50-100 МПа. Удельная мощность такой системы может превышать 100 кВт на 1 кг веса, так что при массе 5 тонн такой турбо компрессорный агрегат может иметь тепловую мощность более 500 МВт, и утилизировать весь газ в течении 1 секунды после выстрела.
После охлаждения газа до 800К в турбине, остаток тепловой энергии направляется на нагрев большой массы циркулирующей воды из большого подлёдного теплового резервуара, и затем может использоваться в течении длительного времени. При этом некоторая часть тепловой энергии (5-6% от всей первоначальной энергии нагрева, то есть 50 МДж за 1 выстрел) может быть передана резервуару с высокотемпературным рассолом и более высоким тепловым потенциалом, 600-800К, и затем в течении нескольких суток может использоваться для извлечения некоторой доли запасённой тепловой энергии в виде механической или электрической, что решит проблемы энергоснабжения добывающего комплекса на поверхности Европы, а также позволит обогревать оборудование на поверхности.
В целом стартовый комплекс представляет собой тепловую машину, в которой рабочий газ (водород) совершает замкнутый цикл, с максимальной температурой 3000К и минимальной 300К. При этом 40% энергии нагрева может быть передано снаряду; 35% идёт на нагрев теплового резервуара-холодильника (причём небольшую часть этой энергии можно потом дополнительно извлечь в виде электрической); и 25% сразу преобразуется турбиной в механическую и электрическую энергию, которая может быть использована для электролиза и других нужд. (то есть, в начале турбина извлекает в виде полезной работы 60-65% остаточной внутренней энергии газа, то есть 35% всей начальной энергии нагрева; но потом 1/3 этой энергии снова затрачивается на сжатие газа, охлаждённого до 300К, так что полезный выход энергии составит 20-25% от энтальпии начального нагрева газа.
Для нагрева газа можно использовать высокоэнергетические носители кинетической энергии (мы же их делаем). Атмосфера Европы, по-видимому, достаточно разреженная для того, чтобы микро снаряды со скоростью 50-70 км/с могли с приемлемой точностью достигать приёмного устройства непосредственно на поверхности. Далее кинетическая энергия микро снарядов может либо вначале конвертироваться в электрическую в МГД-генераторе, либо использоваться непосредственно в виде тепловой энергии, для нагрева либо непосредственно рабочего газа, либо промежуточного подвижного высокотемпературного теплоносителя, либо неподвижного аккумулятора тепла. При кинетической энергии (100 килограммового) снаряда 450 МДж, для нагрева при каждом выстреле потребуется 1,1 ГДж, или 11000 ГДж на всю партию в 1000 тонн, (т.е. будет затрачена 1 партия луца-67, при массе 4 тонны и общей энергии 9000 ГДж).
Таким образом, артиллерийский стартовый комплекс весом в 20-30 тонн может каждую секунду отправлять на стартовую траекторию 100 кг льда, или 1000 тонн за 3 часа.
Затем эти снаряды 2,5 суток (60 часов) летят по промежуточной траектории до точки первого гравитационного манёвра вблизи Ганимеда. При некоторой разнице скоростей, порядка 30-50 метров в секунду, все снаряды, выпущенные с поверхности Европы на протяжении 3 часов, могут собраться в плотный рой, и затем эти 1000 тонн льда могут быть упакованы в один контейнер (мешок из тонкой плёнки). Для совершения точных микро манёвров каждый снаряд первоначально может иметь навигационный комплекс весом до 100 граммов (их потом можно вернуть на стартовую позицию для повторного использования). Для сбора и упаковки снарядов могут использоваться несколько микро буксиров весом до 1 кг, снабжённые тросовыми системами для захвата объектов.
После того, как 1000 тонн льда собраны в один контейнер, его дальнейшую буксировку может осуществлять небольшой орбитальный тягач, весом 100 кг, с запасом двухкомпонентного топлива до 10 тонн (лучше использовать кислородно-метановое или гидразиновое топливо, так как при температуре 50К его можно хранить вообще без баков, в полиэтиленовом пакете. Расход топлива при гравитационных манёврах почти равен нулю, так как буксир должен только обеспечивать точную корректировку траектории.
Через 15-20 суток очередная партия топлива будет доставлена на заправочную станцию на базовой траектории, а тягач отправится назад (для экономии времени можно использовать остаток топлива, так что цикл повторного использования орбитального тягача будет около 30 суток).
Таким образом, если отправлять партию в 1000 тонн льда 1 раз за 2 полных оборота Европы вокруг Юпитера (2х3,55 суток), то на базовую станцию будет прибывать 4000 тонн льда в месяц, и для обслуживания такого маршрута понадобится 4-6 орбитальных тягачей весом по 100 кг.
При этом, если использовать базовую траекторию, синхронную по периоду с Европой 1:1, то на ней можно разместить только 1 базовую заправочную станцию, и новые партии льда будут прибывать на неё 1 раз за 7,16 суток, всегда в одной и той же точке траектории.
Возможно, лучше использовать более короткую базовую траекторию, с периодом 2-3 суток, и отношением к периоду обращения Европы 3:4, 3:5, 3:7, 5:7 и т.д; тогда новые партии топлива будут прибывать поочерёдно в несколько разных точек на базовой траектории, которых может быть от 2 до 10, и соответственно в этих точках можно разместить топливные базы, которые будут получать лёд 1-2 раза в месяц.
Кроме основной, потребуется ещё одна аналогичная базовая траектория, повёрнутая относительно первой на большой угол, 30-60 градусов. На этой второй траектории тоже должно быть несколько топливных баз, на которые доставляется примерно в 10 раз меньше льда, чем на основные, и которые служат для возобновления энергетического цикла. Основная базовая траектория должна быть ориентирована под определённым углом к направлению на Солнце, таким образом, чтобы производимый луц всегда направлялся в заданную точку на орбите Земли. По мере движения Юпитера вокруг Солнца ориентацию большой оси базовой траектории необходимо будет постепенно изменять, тогда к Земле можно будет направлять почти 100% производимого луца. Для поворота большой оси базовой траектории (на 2,5 градуса в месяц) без затрат топлива можно использовать гравитационные манёвры, а также избыточный импульс прибывающих партий топлива (или просто выводить новые партии льда на немного смещённую траекторию, а оборудование баз перемещать на неё за счёт дополнительных манёвров).