Алексей Леонидович Полюх
Искусственные внешние ресурсы для освоения космоса
1.10 Экономичный
(низкоимпульсный) термо-кинетический двигатель
Раньше мы рассматривали (и ещё будем рассматривать в следующих частях) возможные типы двигателей на внешних ресурсах с точки зрения получения максимальной скорости и удельного импульса, для максимально эффективного разгона космических аппаратов.
Но есть задачи, для которых требуется только лишь вполне определённая скорость и величина изменения импульса, например, для массовой доставки потока грузов внутри околопланетной системы по экономичной траектории, и в этом случае для эффективного использования энергии и вещества оптимальным будет не слишком большой удельный импульс двигателя, примерно в 1,5-2 раза больший, чем требуемое приращение скорости груза.
В этом случае можно использовать двигатели с внешним нагревом газа за счёт разных источников энергии: электрическим, лазерным, за счёт химических реакций, или кинетической энергии. При этом также существуют два основных варианта способа размещения топлива (рабочего тела): внутри ракеты, или вне её, в частности неподвижно относительно поверхности планеты (в виде неподвижного топливного шнура или цепочки зарядов, как мы рассматривали когда-то давно для химического варианта).
Мы здесь рассмотрим для сравнения два типа систем с внешним кинетическим нагревом рабочего тела:
– ракетный двигатель (с внутренним запасом рабочего тела, и его внешним кинетическим нагревом), и
– безракетную стационарную систему с внешним хранением рабочего тела и его внешним кинетическим нагревом, (почти идентичную той, что была предложена для вывода грузов на околоземную орбиту, за исключением способа нагрева рабочего тела, что позволит получить больший удельный импульс, чем при химическом нагреве).
Для стационарной системы запуска ракет с крупных спутников Юпитера второй вариант лучше, но надо сравнить его с другими.
Какой именно тип двигателя, по способу нагрева и размещению рабочего тела, окажется наилучшим, будет определяться конкретными условиями, в частности, доступностью того или иного вида местного топлива. Я считаю более эффективными для начального разгона ракет системы с внешним стационарным размещением топлива (в виде шнура или капсул), но при небольших скоростях возможны и автономные варианты (ракетные).
Возможны более сложные модификации стартовой системы, с непрямым нагревом рабочего тела за счёт кинетической энергии, когда энергия вначале вырабатывается в стационарном генераторе, и затем подаётся к разгонным устройствам в электрическом виде. Такой вариант проще и удобнее с точки зрения управления и использования, при этом система с раздельным приёмом и использованием энергии может иметь высокий КПД, но требует больше начальных затрат при создании.
Для старта с небольших планет, размером примерно с Луну, возможны также пушечные (газовые) варианты, но они жизнеспособны при требуемой скорости не более 5-6 км/с. Электромагнитные катапульты не имеют такого ограничения, и могут быть эффективными для запуска небольших снарядов, но требуют значительных начальных затрат на создание системы.
Ракеты с обычным химическим топливом (кислородно-водородным или метановым) тоже могут быть жизнеспособны при скоростях до 5-6 км/с, при наличии источников получения такого топлива, но мне кажется, что расходы на получение и использование двухкомпонентного жидкого топлива будут выше, чем для термо-кинетического двигателя с внешним размещением рабочего тела и его внешним нагревом.
В системах Юпитера и Сатурна наиболее доступным веществом будет вода в виде льда, причём её запасы там очень велики, и в первую очередь надо рассматривать варианты использования воды в исходном виде.
Использование водорода даёт некоторые преимущества, но если его придётся получать из воды, то эффективность добычи топлива снизится на порядок, так как 90% массы (в виде кислорода) пойдёт в отходы. Водородная топливная система оправдана в том случае, когда либо есть потребность в получаемом попутно кислороде (для нужд обитаемой станции), либо есть запасы водорода или хотя бы метана, чего следует ожидать в более холодных системах, либо непосредственно в атмосфере планет-гигантов, но извлекать топливо оттуда невыгодно.
Рассмотрим сначала варианты с водой.
Принцип нагрева топлива будет один и тот же, независимо от того, хранится это топливо (рабочее тело) в баках ракеты, или полностью вне её. Во втором случае более эффективно используется полученная газом энергия, но принцип нагрева газа во всех случаях будет один.
Допустим, у нас есть некоторая масса вещества (например льда, хотя в принципе можно использовать что угодно, даже силикатный песок), которую мы как-то смогли разогнать до скорости 70 км/с, относительно другой массы вещества (которую мы считаем неподвижной). Кинетическая энергия 1 кг носителей составляет 2450 МДж/кг.
При столкновении этого вещества с существенно большей массой (неподвижного) рабочего тела, в соотношении 1:150, выделится избыток энергии около 16 МДж на килограмм общей массы. Будет передан также некоторый начальный импульс, около 500 м/с, что не очень много, но про него надо помнить.
Если у нас есть обычный лёд или вода в жидком виде, то после получения 16 МДж/кг дополнительной энергии, это всё превратится в аналог обычного кислородно-водородного топлива (высшая энергия сгорания которого 15,5 МДж/кг). Удельный импульс такого топлива будет на уровне 4500 м/с, и он, в принципе, может быть направлен в произвольную сторону (относительно вектора скорости носителей кинетической энергии); но величина импульса будет зависеть от направления. Если направление вектора тяги и вектора скорости носителей совпадают, то УИ будет на 500 м/с больше, а если в противоположную сторону – на 500 м/с меньше; то есть, в зависимости от направления старта ракеты, удельный импульс в данном случае будет переменным, от 4000 до 5000 м/с.
Мы можем произвольно регулировать соотношение масс носителей кинетической энергии и рабочего тела, и таким образом увеличивать удельную энергию рабочего тела и удельный импульс, но есть несколько нюансов, которые ограничивают возможность увеличения УИ.
При температуре выше 3500К (для давлений порядка 10 МПа) вода разлагается сначала на молекулы газов и радикалы, а затем на атомы водорода и кислорода, и в интервале 3500-6000К поглощается очень много энергии, не пропорционально росту температуры. Запас внутренней энергии возрастает, и, в принципе, потом может быть возвращён и использован при понижении температуры. Но поскольку способность газа совершать работу при расширении определяется величиной PV, (которая определяется произведением числа молей газа на температуру), то замедление роста температуры, несмотря на рост запаса энергии, означает, что для совершения такого количества работы, которое соответствует хотя бы половине запаса внутренней энергии, может потребоваться очень значительное расширение газа, в сотни и тысячи раз, что не всегда технически возможно.
Из-за этого в верхней части температурного интервала диссоциации, то есть при температурах 5000-6000К, термодинамические свойства газа будут плохими, в результате чего КПД двигателя упадёт ниже 50%.
Далее в интервале 9000-10.000К атомарную смесь водорода и кислорода можно использовать, хотя и с не очень хорошим КПД. Выше 10-11 тысяч градусов начинается массовая ионизация кислорода и водорода, и энергия опять поглощается практически безполезно. При температурах выше 20.000К воду, по-видимому, тоже можно использовать в виде плазмы.
Рассмотрим теперь второй пригодный для использования воды диапазон температур, 9000-10.000К.
В этом диапазоне диссоциация молекул уже закончена, но ионизация атомов ещё не началась, и рабочее тело представляет собой нейтральный одноатомный газ, почти идеальный в небольшом диапазоне температур. Однако внутренняя энергия этого газа только на 1/4 будет представлена механической энергией поступательного движения атомов, а 3/4 энергии будет скрыто, то есть затрачено на диссоциацию молекул.
При температуре 9000 К, и молярной массе 6, энергия поступательного движения атомов будет составлять 18,7 МДж/кг (т.е. это теплоёмкость идеального одноатомного газа, с i=3 и молярной массой 6).
Энергия полной диссоциации воды (взятой в виде льда) на атомы 54,3 МДж/кг, то есть в данном случае в 3 раза больше, чем теплоёмкость того же количества получившегося одноатомного газа. Стало быть, с учётом скрытых степеней свободы, эффективное среднее значение i во всём рабочем интервале температур газа будет равно не 3, а около 12.
Это означает, что для высвобождения 50% тепловой энергии в виде работы (или кинетической энергии струи газа), газу надо расшириться в 2^^6 раз, то есть примерно в 60 раз (по объёму), а для высвобождения 75% внутренней энергии в 3000 раз. В принципе, это не самые плохие показатели работоспособности, например у твёрдого ракетного топлива бывает и хуже.
На самом деле, такой грубый подсчёт, с усредненным показателем числа степеней свободы по всему диапазону температуры от 0 до 9000 К, даст не совсем верный результат, поскольку энергия расходуется на скрытые степени свободы не равномерно при нагреве газа, а в основном в нескольких относительно узких интервалах. Вначале вода испаряется при 400-500 К, но эта энергия полностью необратимо потеряна, так как температура в ракетном двигателе ниже 2000К точно не понизится. Также необратимо теряется энергия возбуждения молекул воды до 2000К, поскольку извлечь её в ракетном двигателе невозможно.
Полная внутренняя энергия, затраченная на нагрев воды до 9000К с учётом диссоциации, равна 73 МДж/кг (считая нагрев изохорным, то есть мгновенным, или импульсным, без изменения объёма).
В случае нагрева при постоянном давлении, то есть постепенном подогреве новых подаваемых порций рабочего тела, к энтальпии, при той же температуре, надо прибавить ещё объёмную энергию – то есть, на самом деле, работу, затрачиваемую данной порцией газа во время его нагрева, по вытеснению, и ускорению, предыдущей порции. Эта работа и прибавляется, вообще-то, к кинетической энергии предыдущей порции газа; но, если процесс стационарный, то можно считать, что эта прибавка к энтальпии (в виде заимствованной внешней работы) осуществляется данным объемом газа по отношению к самому себе. В результате, как полная затрачиваемая на нагрев энергия (энтальпия), так и совершаемая далее газом работа, увеличиваются на одну и ту же величину, равную PV, в данном случае 12,5 МДж/кг. Поскольку эта добавочная энергия полностью переходит в полезную работу, то это выгодно; т.е. стационарный (изобарный) нагрев струи газа термодинамически выгоднее, чем мгновенный импульсный (взрывной), поскольку температура при этом несколько ниже, а КПД выше.
Таким образом, полная энтальпия, при стационарном нагреве струи газа и постоянном начальном давлении, равна 18,7+12,5+54,3 = 85,5 МДж/кг. Из этой энергии 12,5 МДж/кг – работа внешних сил, вытесняющих очередную порцию газа в сопло; и начальная внутренняя энергия газа 73 МДж/кг. (Я надеюсь, понятно, что за ноль энтальпии принято исходное вещество, лёд).
При скорости носителей кинетической энергии 70 км/с, и удельной энергии 2,45 ГДж/кг, понадобится отношение масс примерно 1:28. При этом будет также передан начальный импульс носителей кинетической энергии, равный 2500 м/с (по отношению к всей массе рабочего тела), что уже весьма немало по отношению к общему импульсу.
После нагрева до 9000К, при коэффициенте (объёмного) расширения газа в 60 раз, будет совершена работа PV+0,5*U = 12,5 + 36,5 = 49 МДж/кг, что соответствует скорости истечения 10.000 м/с.
Это довольно неплохо, но надо не забывать про несколько вещей.
Во-первых, начальный импульс носителей кинетической энергии будет добавляться или вычитаться из общего импульса двигателя, в зависимости от направления полёта ракеты. Таким образом, полный удельный импульс может изменяться от 7500 до 12500 м/с, и будет наибольшим, если ракета стартует в направлении от Юпитера, то есть вдоль вектора скорости внешних носителей кинетической энергии. При направлении старта вдоль вектора орбитальной скорости одного из спутников Юпитера, прибавки к импульсу не будет, и он составит 10.000 м/с.
Во-вторых, требуется сопло с достаточно большим коэффициентом расширения, поскольку термодинамические свойства газа не очень хорошие (i=12). В случае использования внешнего топливного шнура с радиальным расширением газа, типичный коэффициент объёмного расширения будет около 20, и скорость радиального расширения газа будет несколько меньше, 9 км/с (но скорость аппарата при этом, как мы знаем, может достичь 20 км/с и более). В этом случае добавочный импульс, приносимый носителями кинетической энергии, можно практически не учитывать (а при косвенном электрическом нагреве шнура добавочного импульса вообще не будет).
В-третьих, температура газа довольно высокая для металлического сопла, но при прерывистом режиме работы эффективную температуру поверхности сопла можно снизить в несколько раз.
Дальнейшее увеличение внутренней энергии рабочего тела в данном случае, по-видимому, не эффективно, так как начнётся ионизация атомов, и в интервале 10.000-20.000К на это уйдёт порядка 250 МДж/кг энергии. При температуре около 30.000 К, когда будет закончена первая ионизация кислорода и водорода, рабочее тело тоже будет обладать приемлемыми термодинамическими параметрами, но не очень хорошими, так как будет продолжаться ионизация кислорода, на которую будет уходить в среднем более 50% поступающей энергии, и эффективное число степеней свободы частиц газа, в расчёте на полную энергию, будет колебаться в пределах 6-12.
…
Водород в качестве рабочего тела можно использовать в тех же температурных диапазонах, что и воду (3000-4000К; 9000-10000К; и свыше 30000). При равной температуре он будет давать удельный импульс в 2-2,5 раза больше, чем вода, благодаря в 6 раз большей теплоёмкости; при равной удельной энергии на килограмм, будет давать всё же на 5-10% больший удельный импульс, и при существенно более низкой температуре, в 2,5 раз. Так что, при наличии водорода, и возможности его хранения, он конечно предпочтительнее; особенно если требуется получить максимальный возможный удельный импульс.
Но если требуется получить относительно небольшой прирост скорости ракеты, до 5 км/с, и в качестве доступного местного ресурса имеется вода, то лучше непосредственно использовать воду. Для получения такого же конечного импульса ракеты, потребуется в 4 раза меньше воды, чем в случае предварительного извлечения из неё водорода; энергии непосредственно на нагрев рабочего тела уйдёт в 2 раза меньше, а с учётом затрат на электролиз – в 6 раз меньше.
При требуемом изменении скорости ракеты 10 км/с, вода и водород становятся примерно равноценными по затратам вещества и энергии, однако в случае использования воды температура в сопле двигателя будет существенно выше; если же требуется придать ракете скорость 12-15 км/с, то водород, конечно, лучше.
Однако для очень больших скоростей и удельных импульсов, более 20 км/с, при использовании плазменного двигателя с магнитным рабочим трактом, разница между различными видами вещества становится менее существенной, и в определённом интервале температур вода и другие вещества могут оказаться предпочтительнее водорода.
В целом, для транспортно-энергетической системы вблизи Юпитера лучше использовать воду (в виде льда с внешним нагревом для основного потока грузов, и жидких продуктов электролиза для локальных манёвров); для запусков с Земли выбор вариантов намного больше.
2. Гравитационная энергетика в системе Юпитера
Прежде чем лететь к Солнцу, посмотрим, что нам может дать его скромный младший брат. Он меньше, но его проще использовать.
Во-первых, до Юпитера намного проще долететь: для прямого полёта к Солнцу надо вылететь с Земли со скоростью 33 км/с, а для достижения Юпитера нужна скорость 16 км/с, хотя время полёта в несколько раз больше. На обычных химических ракетах до Солнца вообще не добраться никак.
Во-вторых, возле Юпитера прохладно, и можно почти не заботиться о теплозащите для ледяных и даже водородных снарядов.
В-третьих, вокруг Юпитера много спутников и просто кусков льда, их общая масса всего в 20 раз меньше массы Земли, так что воду с собой везти не надо. Система Юпитера может быть почти неисчерпаемым источником энергии и вещества для других областей Солнечной системы.
Правда, II космическая скорость для границы атмосферы Юпитера не очень большая, около 60 км/с, что для наших целей маловато, но для начала хватит.
2.1 Базовый
энергетический цикл
Возьмём два куска льда, в точке, удалённой от Юпитера на 10-20 миллионов километров. Лёд можно отколупнуть от любого из полусотни мелких спутников, диаметром 1-5 км, которые вращаются в этой зоне с орбитальными скоростями 3-5 км/с. (Причём внешние спутники, с расстояниями более 20 млн.км, вращаются навстречу внутренним, что тоже можно использовать).
Запустим эти два куска с небольшой начальной скоростью, 4-5 км/с, в сторону Юпитера, так, чтобы они двигались по двум встречным ветвям параболической или очень длинной эллиптической траектории. Примерно через месяц они достигнут нижней точки траектории, разогнавшись при этом почти до 60 км/с, столкнутся почти над самой атмосферой Юпитера, с относительной встречной скоростью 120 км/с, и испарятся, превратившись в плазму при температуре 40-50 тысяч градусов.
Само по себе это не очень полезно для нас, хотя, пожалуй, можно использовать для освещения.
Возьмём теперь ракету. Её придётся привезти с Земли (если, конечно, мы так и не научимся делать высокопроизводительные 3D-принтеры с вращательной подачей материала из рулонов).
Но ракету придётся привезти 1 раз, а заправлять её мы будем на месте.
Ракету запустим по такой же траектории, а навстречу ей – много мелких кусочков льда. Внутри ракеты тоже будут такие же кусочки, (или жидкая вода, подаваемая в сопло струйками).
В нижней точке траектории, произойдёт взаимодействие порций вещества, имеющих большую разность скоростей, и при этом часть выделившегося избытка кинетической энергии может быть преобразована в полезную работу, то есть в данном случае в кинетическую энергию оставшейся массы вещества (ракеты). Ранее, в пунктах 1.9-1.10, мы рассмотрели 2 различных способа организации такого взаимодействия, но их намного больше, можно предложить ещё 3-4 альтернативных варианта. Но мы видели, что, практически независимо от выбранного варианта преобразования энергии, конечный результат, фактически, зависит только от её (энергии) начального запаса; то есть примерно 55-60% избытка кинетической энергии расходуемого топлива может быть передано ракете. Если масса ракеты примерно вдвое меньше массы всего затраченного топлива (в обоих рассмотренных случаях, затрачивалось 11 тонн топлива при оставшейся массе 5 тонн), то её скорость относительно планеты может быть увеличена с 60 до 90 км/с, и тогда снова на бесконечность она выйдет со скоростью почти 70 км/с, и удельной кинетической энергией 2,3 ГДж/кг.
Далее, надо сделать ещё несколько манёвров.
Оставшаяся в ракете часть топлива должна отделиться от неё, первоначально в виде небольших контейнеров или кассет с собственными устройствами управления и навигации, и продолжить движение к цели с максимальной скоростью (и энергией); однако, саму ракету (уже без топлива) надо сразу же снова затормозить на 30 км/с, так, чтобы она снова достигла исходного пункта заправки, на расстоянии 20 млн.км от Юпитера, с почти нулевой скоростью. (проще всего, вообще-то, использовать для этого атмосферу самой планеты, и какую-то разновидность парашюта, возможно электромагнитного).
Таким образом, далее у нас будет 4 тонны топлива (льда) в кассетах, летящих со скоростью около 70 км/с, и ракета массой 1 тонна, без топлива, летящая по длинной эллиптической траектории, с минимальной скоростью.
Проще всего, конечно, было бы, если бы и ракета, и кассеты с носителями кинетической энергии могли достичь исходного заправочного пункта за одинаковое время. Однако, это сложно сделать: ракета будет двигаться по экономичной траектории месяц, а кассеты со скоростью 70 км/с достигнут цели за 3 дня. Поскольку время, за которое топливо достигает цели, меньше, то для его использования потребуется вторая такая же ракета, уже заправленная и находящаяся в исходной точке в 20 млн км от Юпитера. За то время (30 суток), пока первая ракета вернётся в исходную точку и будет снова заправлена, вторая как раз достигнет Юпитера и отправится назад, предоставив топливо для повторного запуска первой. При этом длительность цикла получения топлива для следующего запуска будет 30 суток, а длительность цикла использования ракет вдвое больше.
В принципе, двух ракет уже достаточно для организации такого непрерывно действующего цикла; но при этом могут потребоваться дополнительные манёвры для изменения точки старта, поскольку сама ракета летит назад от Юпитера по длинной эллиптической траектории, и может вернуться примерно в ту же точку, откуда стартовала в первый раз; в то время как кассеты с топливом движутся с большой скоростью по гиперболической траектории, и прилетят в другую точку, отстоящую от первой примерно на 1/8 окружности радиусом в 20 миллионов километров, т.е. пересекут эту окружность на расстоянии в 15 млн км от первой точки. Поэтому, для организации непрерывного энергетического цикла, может потребоваться 2 или более заправочных станций, распределённых по дальней орбите на расстоянии 10-20 млн км от Юпитера, и по крайней мере 1 ракета на каждую станцию. Хотя, в минимальном варианте, по-видимому, будет всё таки достаточно не более двух заправочных станций (двух спутников или комет), находящихся на орбите с равным периодом обращения, в 15 млн км друг от друга, и всего двух ракет, по одной на каждую станцию (или по 2, в более сложном варианте). При этом первая ракета поставляет носителей кинетической энергии для второй станции, отстоящей на 45о по орбите от исходной; вторая ракета, на второй заправочной станции, использует часть этой энергии для разгона, и достигает Юпитера за то время, пока первая летит обратно; и затем поставляет энергию для первой, которая к тому времени опять находится на первой станции.
Для следующего запуска вновь заправленной ракеты к Юпитеру потребуется потратить часть носителей кинетической энергии (и некоторое дополнительное количество льда в точке старта, которое мы не учитываем, так как его там много). Если исходная масса ракеты и отправляемого с ней топлива 16 тонн, и её надо ускорить (относительно точки старта) на 5 км/с, то для этого необходима энергия не менее 12,5 МДж/кг, или 200 ГДж на всю массу в 16 тонн; с учётом КПД преобразования энергии 50%, придётся затратить 400 ГДж энергии носителей кинетической энергии, то есть 200 килограммов полученного ранее вещества, летящего со скоростью 67 км/с.
Можно также провести оценку потребного количества энергии и вещества иначе: ранее мы рассчитали, что для испарения льда, нагрева газа до 9000К и получения реактивной струи со скоростью 10 км/с, необходимо 85 МДж энергии на килограмм льда, то есть соотношение масс льда и носителей кинетической энергии 1:28. При удельном импульсе топлива 10 км/с, для разгона на 5 км/с, по формуле Циолковского (т.е. при расходе топлива из бака самой ракеты), требуется увеличить исходную массу ракеты на 65%, то есть в данном случае на 10,3 тонны; и для нагрева этой массы потребуется 370 кг носителей кинетической энергии при скорости 67 км/с.
Полученная во втором случае оценка, правда, вдвое больше, чем в первом, так как была выбрана не самая экономичная для данного случая скорость истечения газов. Если же выбрать наиболее экономичный вариант, с соотношением масс льда и носителей кинетической энергии 1:150, энтальпией газа 16 МДж/кг, и скоростью истечения 4,5 км/с, то для запуска потребуется, правда, втрое большая дополнительная масса льда (32 тонны вместо 10,3); но зато энергии почти вдвое меньше, всего 220 кг носителей кинетической энергии, что почти точно соответствует первой оценке.
Таким образом, для запуска к Юпитеру 16 тонн полезной массы, можно потратить либо чуть больше льда (32 тонны) и меньше энергии (220 кг носителей кинетической энергии); либо меньше льда (10 тонн) и больше энергии (370 кг носителей). Возможно, что лучше всё-таки вариант с меньшим расходом льда, так как энергии в любом случае достаточно.
Таким образом, для запуска нового цикла придётся затратить около 10% энергии, полученной в предыдущем цикле. А оставшиеся 90% можно использовать как угодно. То есть, из 4 тонн полученных носителей кинетической энергии, только 400 кг тратиться на все энергетические нужды по организации нового цикла, а оставшиеся 3,6 тонны могут быть использованы для получения энергии, добычи ресурсов, поддержки местной транспортной системы, либо отправлены далее в другие части Солнечной системы, в том числе к Земле, для доставки новых грузов, в том числе, в систему Юпитера.
Мощность всей описанной энергосистемы будет лимитирована в основном количеством и вместимостью используемых в ней ракет. Если с Земли в систему Юпитера отправить 100 тонн груза, 50% которого будут составлять ракеты (точнее, в основном, их баки для воды или контейнеры для льда), то, при описанной продуктивности (4 тонны вещества за 2 месяца на 1 ракету весом в тонну), месячное производство носителей кинетической энергии составит 100 тонн. Чистый выход (после вычета той части, которая используется внутри системы) 80 тонн в месяц, или 1000 тонн в год. При этом, непосредственно к Земле удастся направлять не всё произведённое вещество; траектории движения кассет с топливом будет возможно корректировать только в ограниченных пределах, порядка 10-20о, непосредственно во время их разгона вблизи Юпитера; кроме того, тогда же можно изменять и скорость их движения, которая не обязательно должна всегда быть равной 70 км/с, а может варьироваться в пределах от 40 до 80 км/с, (при этом, чем меньше скорость, тем большее количество вещества по массе можно получить, при примерно равном общем запасе энергии). В зависимости от скорости движения, кассеты с носителями кинетической энергии будут достигать Земной орбиты за 3-6 месяцев, что позволяет выбирать как точку достижения орбиты в произвольных пределах, так и момент времени прихода в эту точку. С учётом этого, к Земле удастся направлять около 50% произведённого вещества, остальное надо будет использовать внутри системы Юпитера или других частях Солнечной системы. (Для обеспечения максимальной возможной поставки носителей энергии к Земле, одну или две заправочных станции можно разместить непосредственно в секторе, направленном в сторону Солнца, и ещё 1 или 2 на значительном удалении от них; тогда поток отправляемой к Земле энергии может составить более 80% от всей добываемой, т.е. 1000 тонн носителей в год).
Таким образом, отправив к Юпитеру один добывающий комплекс весом 100 тонн, можно будет ежегодно получать 1000 тонн н.к.е. (меня немножко утомило 10 раз на странице писать "носители кинетической энергии"… надо придумать короткое и понятное название*).
Земную орбиту кассеты с луцем* будут пересекать со скоростью 80 км/с относительно Солнца, или 50-110 км/с относительно Земли, в зависимости от времени года. При скорости движения микро снарядов (навстречу орбитальному движению Земли) более 100 км/с, их кинетическая энергия составит 5 ГДж /кг, что позволит либо вывести на околоземную орбиту в 50 раз большую массу грузов (50 тысяч тонн в год, не смейтесь);
либо отправить обратно к Юпитеру в 10 раз больший груз, по отношению к массе полученного луца (1000 тонн х 10 =10.000 тонн в год).
То есть.
Мы вначале, невероятно напряглись, и с помощью <тростниковых плотов, обвязанных сушёными лианами> химических ракет, отправили в систему Юпитера 100 тонн груза (на самом деле, надо ещё везти топливо чтобы там причалить, хотя Юпитер в этом сильно поможет, так что топлива надо всего тонн 200-300, а общий вес возрастёт в 3-4 раза; либо, можно вначале отправить минимальный урезанный вариант системы, в 5-10 тонн веса, всего с 2-3 рабочими ракетами, и соответственно с меньшей производительностью).
Потом, оно туда летит 2,5 года; потом, ещё 2-3 месяца развёртывает добывающую систему, и ещё через 4 месяца присылает первую партию луца обратно в околоземное пространство. Итого, через 3 года после запуска первого корабля, мы начинаем получать, в заданной точке возле Земли, ежегодно, бесплатно, количество энергии, достаточное для отправки ещё 100 таких же кораблей (топливо на борту им больше не требуется, их там встретят). Ещё через 3 года, луцепоток возрастёт ещё в 100 раз. И можно будет отправлять, при желании, 10 тысяч кораблей такого же веса, как самый первый… причём, для их старта с Земли почти не надо будет топливо.
Микро снаряды, летящие со скоростью более 100 км/с, вообще-то, плохо сочетаются с атмосферой, даже на высоте 100-150 километров, так что, чтобы "зацепить" взлетающий с Земли аппарат за луцевую топливно-энергетическую магистраль, его всё-таки надо поднять вертикально вверх хотя бы на 200 км. Но это можно сделать либо совсем без топлива, с помощью наземной или стратосферной катапульты с начальной скоростью до 2 км/с, либо с помощью относительно небольшого реактивного ускорителя. Дальше, кораблю понадобится только запас рабочего тела, при безграничном энергетическом ресурсе и удельном импульсе, в зависимости от потребности, от 10 до 100 км/с. При желании, корабль вообще можно разгонять только внешними ресурсами, без затрат бортового запаса рабочего тела, но это оправдано только при требуемой скорости более 50 км/с.
Заметьте, здесь нигде не использовались электромагнитные пушки. Оказывается, луц, со скоростным фактором до 100 км/с, можно получить даром, и сколько угодно. Надо только немного подумать, и потом аккуратно управлять потоками вещества и энергии. Людей, не способных попасть в монетку хотя бы за одну-две тысячи миль, в дальний космос не пустят.
За 10 лет мощность энергетического цикла можно нарастить в миллион раз, (в 100 раз каждые 3 года), начав с запуска единственного корабля на химическом топливе, и больше не расходуя дополнительную энергию.
Мне кажется, на первое время нам хватит.
Помимо освоения внешних планет Солнечной системы, это позволит направлять грузы за пределы Солнечной системы со скоростью до 100 км/с, а при желании, летать и к Солнцу, хотя непонятно пока, зачем.