Результат интеллектуальной деятельности: УСТРОЙСТВО ДЛЯ СТАРТА ПОЛЕЗНОГО ГРУЗА С ПЛАНЕТ БЕЗ АТМОСФЕРЫ

Изобретение относится к космической технике, в частности к устройствам доставки полезного груза (ПГ) с Луны на Землю, например для транспортировки с Луны одноатомного газа гелий 3 (³Hе), который может быть использован в качестве дополнительного источника энергии.

Известна реактивная система доставки ПГ с Луны на Землю [1], содержащая ракету «Луна - Земля» и возвращаемый аппарат. В 1970 г. они взлетели с посадочной ступени автоматической лунной станции (АЛС) «Луна 16» как со стартовой платформы. Жидкостной ракетный двигатель (ЖРД) ступени был выключен после достижения скорости 2708 м/с, направленной строго радиально. Коррекция траектории на пути к Земле не предусматривалась. При подлете к Земле сферический возвращаемый аппарат был отделен от ракеты и вошел в плотные слои атмосферы со скоростью, несколько превышающей 11 км/с. На высоте 14,5 км при скорости 300 м/с раскрылся тормозной парашют, а на высоте 11 км - основной, и аппарат совершил посадку. В 1972 г. в аналогичной последовательности был доставлен ПГ на Землю в сферическом спускаемом контейнере АЛС «Луна 20» [1]. Недостатком этого способа является высокая стоимость транспортировки.

Известно из разработок ВВС США техническое решение с использованием кольца из сверхпроводящих магнитов, которое можно будет использовать для запуска с Земли в космос спутников или боеголовок.

По мнению сторонников этой идеи, проект позволит снизить стоимость вывода грузов на околоземную орбиту до 745 долларов США за 1 кг, при 300 запусках в год. А при 3000 запусках в год цена стартов в расчете на 1 кг массы упадет до 189 долларов США. Круг должен будет иметь диаметр 2 км, а для разгона до необходимой скорости понадобится несколько часов. Принцип его работы будет таким же, как у ускорителей частиц для физических экспериментов. Космические аппараты, по замыслу разработчиков, будут заключаться в капсулу аэродинамической формы, которая также будет иметь ракетные двигатели для корректировки траектории полета. Капсула для разгона будет помещаться на салазки. После достижения скорости в 10 км/с она будет отделяться от них при помощи лазерных и пиротехнических устройств и направляться в туннель. Туннель выведет капсулу на направляющие с наклоном в 30°. При этом скорость капсулы уменьшится до 8 км/с. Критики проекта утверждают, что запускаемые таким образом аппараты будут испытывать перегрузку в 2000g и электронные системы спутников связи не выдержат таких нагрузок. Об этом сообщает «Компьюлента» со ссылкой на журнал «New Scientist» [2, 3].

Недостатками данной системы являются:

1) колоссальная масса установки;

2) необходимость бесперебойной работы больших криогенных компрессоров для охлаждения сверхпроводящих обмоток электромагнитов жидким гелием, что увеличивает массу устройства и усложняет ее;

3) невозможность таким способом ускорять аэродинамическую капсулу из состояния покоя, т.е. необходим предварительный разгон в дополнительных устройствах [5, 6];

4) отклоняющая сила Лоренца действует прямо пропорционально величинам заряда, скорости и магнитной индукции только на движущуюся и электрически заряженную поверхность аэродинамической капсулы. Поэтому ее величины недостаточно для удержания капсулы на круговой орбите при ускорении, и в этом проекте используются, для корректировки траектории, дополнительно ракетные двигатели. А так как для обеспечения потребной величины силы Лоренца для длительного удержания капсулы на круговой траектории требуется увеличение либо магнитной индукции, которую невозможно увеличить из-за магнитного насыщения полюсов сверхпроводящих электромагнитов [5, 6], либо за счет увеличения тяговооруженности двигателей, что приведет к увеличению массы капсулы.

Задачей изобретения является уменьшение массы, упрощение конструкции, уменьшение стоимости доставки полезного груза, в частности, с Луны на Землю.

Эта задача решается тем, что устройство для старта полезного груза с планет без атмосферы содержит круговую направляющую в виде монорельса, платформу для установки полезного груза, выполненную в вертикальном сечении С-образной формы так, что данная направляющая расположена внутри платформы, элементы отделения полезного груза от платформы, охватывающие указанную направляющую дрейфовые трубы ускорителей Видероэ с источниками переменного электрического потенциала, расположенные по окружности направляющей на равном расстоянии друг от друга, причем на направляющей и на платформе смонтированы постоянные электромагниты для создания ускоряющих и тормозящих платформу усилий, а также для обеспечения магнитной подвески платформы с полезным грузом, в состав устройства введен генератор высокого положительного электрического потенциала для зарядки поверхности электропроводящей оболочки полезного груза потенциалом порядка миллионов вольт, при этом устройство снабжено блоком управления для включения и отключения тока в обмотках указанных постоянных электромагнитов и переключений полярности дрейфовых труб ускорителей Видероэ.

Предложенное изобретение иллюстрируется следующими графическими материалами:

на Фиг.1 изображен вид сверху;

на Фиг.2 - сечение А-А;

на Фиг.3 - схема доставки полезного груза от Луны к Земле при горизонтальном запуске с поверхности в сторону, противоположную направлению орбитального полета Луны вокруг Земли;

на Фиг.4 - горизонтальный запуск полезного груза к Земле с поверхности, с места пересечения экватора Луны с нулевым меридианом (Залив Центральный);

на Фиг.5 - принцип магнитной левитации магнитоплана (Иллюстрация из журнала Р.Ф. «Популярная механика» №7 (33), Олег Измеров, «Магия магнитоплана скрытые страницы», ООО «Фэшн Пресс», июль 2005 г., стр.34-41) [4];

на Фиг.6 - схема ускорителя Видероэ.

На фигурах:

1 - дрейфовые трубы ускорителя Видероэ (ДТУВ);

2 - зазоры между дрейфовыми трубами ускорителя Видероэ (ЗМДТУВ);

3 - направляющая;

4 - платформа;

5 - полезный груз (ПГ);

6 - постоянные электромагниты;

7 - диэлектрики;

8 - источники переменного электрического потенциала (ИПЭП);

9 - лазерная установка;

10 - генератор высокого положительного электрического потенциала (ГВПЭП)

11 - блок управления;

12 - фотоэлемент;

13 - опора;

14 - элементы отделения ПГ от платформы (ЭОПГП);

15 - консоль;

16 - направление ускорения ПГ;

17 - граница сферы гравитационного действия Луны (ГСГДЛ);

18 - траектория полета ПГ;

19 - центр масс Земли;

20 - центр масс Луны;

21 - экватор Луны;

22 - орбита Луны вокруг Земли;

23 - нулевой меридиан Луны.

Предложенное устройство состоит из направляющей 3 в виде окружности, постоянных электромагнитов 6, ПГ 5 аэродинамической формы с двигателями коррекции траектории и системой управления, установленного на платформе 4 и снабженного ЭОПГП 14, в него введены ДТУВ 1 с ИПЭП 8, расположенные по окружности и на равном расстоянии друг от друга, которые охватывают направляющую 3 в виде монорельса, причем ДТУВ 1 жестко закреплены на диэлектриках 7 на опоре 13; платформа 4 выполнена в вертикальном сечении «С»-образной формы, а направляющая 3 расположена внутри платформы 4 и жестко закреплена на консолях 15 на опоре 13; на направляющей 3 и на платформе 4 напротив друг друга, под углом к образующим направляющей 3 установлены постоянные электромагниты 6, работающие не «в лоб», а «на сдвиг», при этом со стороны ПГ 5 постоянные электромагниты 6 расположены разнополюсно на направляющей 3 и платформе 4 соответственно, а с противоположной стороны направляющей 3 на ней и на платформе 4 постоянные электромагниты 6 расположены однополюсно друг к другу, нижний торец сечения направляющей 3 снабжен постоянным электромагнитом 6, разнополюсным ответному постоянному электромагниту 6 на платформе 4, а противоположный торец сечения направляющей 3 снабжен постоянным электромагнитом 6 однополюсным ответному, расположенному на платформе 4; в устройство введен ГВПЭП 10, заряжающий поверхность электропроводящей оболочки ПГ 5 высоким электрическим потенциалом, электрически связанный с ПГ 5 в режиме обеспечения ему положительного потенциала напряженностью в миллионы вольт; устройство снабжено блоком управления 11.

Направляющая 3 с постоянными электромагнитами 6 собирается из отдельных секций на поверхности экватора Луны, в западной части материка, расположенного восточнее «Моря Изобилия», в тыльной относительно направления полета вокруг Земли стороне Луны согласно фиг.3 - 5. Секции направляющей 3 закрепляются на консолях 15 секций прочных металлических опор 13 последовательно в сплошное кольцо диаметром 2000 м. Фундамент каждой секции металлических опор 13 необходимо прочно закрепить в грунте. Вокруг направляющей 3 собираются последовательно металлические ДТУВ 1, толщиной 1÷2 мм согласно фиг.1 и 2. Между ДТУВ 1, строго расчетной длины, оставляются одинаковые промежутки пустого пространства, которые будут выполнять роль ускоряющих ЗМДТУВ 2. Соединим ДТУВ 1 друг с другом через одну согласно фиг.6 и подключим две образовавшиеся цепи к разным полюсам ИПЭП 8. Платформа 4 подвешивается на направляющей 3, в магнитных силовых полях, создаваемых постоянными электромагнитами 6 на направляющей 3 и платформе 4, как у магнитоплана, согласно фиг.2 и 5. Кроме того, до начала разгона необходимо:

1) закрепить ПГ 5 на платформе 4 при помощи ЭОПГП 14, например, в виде пироболтов;

2) отобрать с поверхности электропроводящей оболочки ПГ 5 максимально возможное количество электронов, то есть зарядить положительным «+» электростатическим потенциалом напряженностью в миллионы вольт при помощи высоковольтного электростатического генератора Ван-де-Граафа или каскадного высоковольтного электростатического генератора Кокрофта-Уолтона.

Управление включением и отключением тока в обмотках постоянных электромагнитов 6 осуществляется блоком управления 11. Ускоряющие постоянные электромагниты 6 на направляющей 3 и на платформе 4 должны быть установлены под углом к образующим направляющей 3, то есть работать не «в лоб», а «на сдвиг».

Частота переключений полярности ДТУВ 1 будет регулироваться блоком управления 11. Платформа 4 и ПГ 5 будут пролетать сквозь ДТУВ 1 за одно и то же время, равное половине периода ускоряющего напряжения. Поэтому длина ДТУВ 1 увеличивается с номером трубы по порядку. Кроме того, после каждого полного оборота платформы 4 и ПГ 5 по кольцу период каждого ИПЭП 8 будет пропорционально уменьшаться. Большие разности потенциалов на краевых поперечных сечениях и внешней поверхности ДТУВ 1 при этом не нужны. Место установки ПГ 5 на направляющей 3 до начала разгона служит и местом старта ПГ 5 к Земле после его разгона.

Решение поставленной задачи достигается за счет использования высокочастотных магнитного и электрического полей, период которых находится в строгом соответствии со скоростью ускоряемых платформы 4 и ПГ 5.

Предложенное устройство работает следующим образом.

После подачи напряжения на обмотки ускоряющих постоянных электромагнитов 6, установленных на направляющей 3 и платформе 4, последняя начнет поступательно ускоряться. В тот момент, когда постоянные электромагниты 6 на платформе 4 и направляющей 3 притянутся друг к другу, блок управления 11 отключит электрический ток в цепи обмотки постоянного электромагнита 6 на направляющей 3. Одновременно он подаст напряжение на обмотку следующего ускоряющего постоянного электромагнита 6 на направляющей 3, и цикл повторится еще раз, дополнительно прирастив ускорение платформе 4 и ПГ 5. Многократное повторение этого цикла будет продолжаться до достижения ими скорости 300 м/с. Затем блок управления 11 отключит ток в ускоряющих постоянных электромагнитах 6 и подаст напряжение от ИПЭП 8 на ДТУВ 1. Теперь платформа 4 и ПГ 5 начнут ускоряться под действием электрического поля со стороны отрицательно (-) заряженного крайнего сечения первой ДТУВ 1. Влетев внутрь первой ДТУВ 1, они окажутся изолированными от действия электрического поля и будут равномерно двигаться по инерции. За время нахождения ПГ 5 и платформы 4 внутри первой ДТУВ 1 ускоряющее напряжение на поверхности снаружи успеет переменить направление (на положительный знак «+»). В результате электрическое поле в ускоряющем ЗМДТУВ 2 между первой и второй ДТУВ 1 станет не замедляющим, а ускоряющим. Вылетев из первой ДТУВ 1, платформа 4 и ПГ 5 приобретут дополнительную кинетическую энергию, отталкиваясь от крайнего поперечного сечения первой и притягиваясь к крайнему поперечному сечению второй ДТУВ 1. Пролетев ускоряющий ЗМДТУВ 2, они спрячутся от действия электрического поля внутри второй ДТУВ 1. В это время блок управления 11 поменяет направление (на положительный знак «+») напряжения электрического поля. И так многократно далее. Пролетая ускоряющие ЗМДТУВ 2 один за другим, платформа 4 и ПГ 5 будут дискретно наращивать свою угловую (мгновенную линейную) скорость. После достижения ПГ 5 мгновенной линейной скорости 2500 м/с он будет отделен от платформы 4 ЭОПГП 14, например, при помощи пироболтов. Фронт лазерного луча практически мгновенно догонит платформу 4 и осветит фотоэлемент 12. Фотоэлемент 12 выдаст электрический импульс в детонаторы пироболтов. Произойдут синхронные срабатывания пироболтов, которые отделят ПГ 5 от платформы 4. Освободившись, ПГ 5 по инерции по касательной к кольцу направляющей 3 улетит горизонтально поверхности Луны 20 в сторону Земли 19. После отделения ПГ 5 платформа 4 будет тормозиться до полной остановки на направляющей 3 при помощи ДТУВ 1 и постоянных электромагнитов 6 в обратной последовательности.

Литература

1. Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении. М.: Наука, 1974, гл. 10, §§1-4, стр.241-251.

2. http://www.rol.ru/news/misc/spacenews/06/10/11_002.htm

3. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/news.shtml

4. Журнал Р.Ф. Популярная механика, № 7 (33), Олег Измеров, «Магия магнитоплана скрытые страницы», ООО «Фэшн Пресс», 2005, июль, стр.34-41.

5. Гольдин Л.Л. Физика ускорителей. М.: Наука, главная редакция физико-математической литературы, 1983.

6. Джон Джэй Ливингуд. Принципы работы циклических ускорителей. Пер. с англ. под ред. В.И.Данилова. М.: Издательство иностранной литературы, 1963.