В настоящее время рассмотрены несколько методов получения тяги на основе использования лазерного излучения. Один из них, например, заключается в быстром испарении твердого топлива, которое поглощает излучение, вследствие чего образуется струя горячего пара. Если к тому же пар поглощает часть энергии лазерного излучения, то можно получить температуры 5000 — 12 000 К. Внутренняя поверхность сопла ракеты в этом случае представляет собой параболический отражатель, так что сопло одновременно служит зеркалом для лазерного излучения и соплом для истекающих газов.
Параболический отражатель принимает лазерный луч с плотностью мощности, меньшей, чем максимальный поток, проходящий без искажений через атмосферу, и фокусирует его на расположенный в фокусе стержень твердого топлива. Таким образом, испаряющееся топливо проходит через область лазерного излучения с высокой интенсивностью (107 — 109 Вт/см2) и нагревается до высоких температур. Затем газ, нагретый до высокой температуры, расширяется, и его тепловая энергия преобразуется в кинетическую. Подобная система дает более высокую удельную тягу, чем простая испарительная система.
Для выведения ракет с полезным грузом, не превышающим 1 т, на геоцентрическую орбиту в одном из проектов предлагается использовать лазеры на углекислом газе, работающие в импульсном режиме. Такие лазеры позволяют получать импульсы света с расходимостью пучка менее 0,2" и длительностью в несколько миллисекунд.
По предварительным оценкам, стоимость выведения полезной нагрузки массой 1 кг на околоземную орбиту при помощи наземной лазерной установки составит около 50 долл. Основной проблемой при проектировании подобных ракетных систем является проблема наиболее эффективного преобразования энергии лазерного луча в кинетическую энергию движения ракеты, достаточную для выведения последней на околоземную орбиту. Полная энергия, поступающая в двигатель за время выведения ракеты на орбиту, пропорциональна произведению мощности источника на время выведения. Для одной и той же массы полезной нагрузки она почти не зависит от времени выведения. Это означает, что, увеличивая время выведения, можно снизить мощность источника и, наоборот, увеличивая мощность источника, — уменьшить время вывода ракеты на орбиту.
Минимальная мощность лазера может быть порядка 200–300 МВт, если ракета разгоняется в течение длительного промежутка времени, но это ведет и к увеличению зоны разгона — максимального расстояния, которое должен преодолеть лазерный луч, чтобы попасть в приемное устройство ракеты. Для сохранения высокой эффективности передачи энергии при увеличении расстояния необходимо, как об этом уже говорилось, либо уменьшить расходимость луча, либо увеличить размеры приемного устройства на ракете. Первый вариант требует улучшенной оптики лазера, второй приводит к увеличению лобового сопротивления ракеты. Примерная зависимость мощности лазера от длины зоны разгона для системы выведения, обеспечивающей доставку на орбиту 1 т полезного груза, приведена на рис. 10.
Рис 10. Примерная зависимость характеристической мощности лазера от длины разгона при выводе полезного груза массой 1 т
Особенностью описываемого проекта является использование энергии химической реакции вместе с энергией лазерного излучения для разогрева рабочего тела. Цикл работы двигателя начинается с воспламенения топлива и подачи светового импульса. Световой импульс производит дополнительный разогрев рабочего тела, в результате чего образуется плазма с температурой около 20 000 К, расширяющая и выталкивающая газ из сопла двигателя. После выхода газа из сопла подается новый световой импульс, топливо воспламеняется, и весь цикл повторяется снова.
Длительность тяги двигателя зависит от длительности светового импульса. Так, например, для создания тяги в течение 800 с (давление газов на основание ракеты достигает 3 МПа) необходимо подавать световой импульс с плотностью потока энергии 2 · 107 Вт/см2 и длительностью 10–6 с, при этом скорость по окончании разгона достигнет 8 км/с. Поскольку тяга всегда перпендикулярна срезу сопла двигателя, направление луча лазера не обязательно должно совпадать с направлением продольной оси ракеты.
Еще один метод создания тяги, использующий поглощение лазерного излучения пригоден для разгона космического аппарата на атмосферном участке траектории. Он был предложен группой исследователей из ФИАНа под руководством А. М. Прохорова в 1973 г. В этом варианте излучение без существенного поглощения проходит через атмосферу и попадает на параболическую отражающую поверхность, которая находится в хвостовой части летательного аппарата и жестко с ним связана. Интенсивность излучения в фокальной области этой поверхности должна превышать порог, при котором происходит электрический пробой находящегося там воздуха. Тяга возникает без использования какого-либо другого топлива, кроме атмосферного воздуха. Если между импульсами лазера обеспечивается смена воздуха, то двигатель работает как лазерный пульсирующий воздушно-реактивный двигатель.
Рис. 11. Лазерный пульсирующий ВРД: 1 — параболическая оболочка с полированной внутренней поверхностью, 2 — фокус параболоида, 3 — пробой воздуха, 4 — светодетонационная волна, 5 — лазерный луч
Схематическое представление о лазерном пульсирующем воздушно-реактивном двигателе дает рис. 11. Лазерный луч, падающий на полированную внутреннюю поверхность, фокусируется с образованием потока высокой интенсивности. Следующий за этим пробой воздуха возбуждает ударную волну, которая распространяется по направлению к выходному срезу сопла. Причем все высокое давление газа за ней преобразуется в силу, действующую на стенки сопла, т. е. тягу.
Лазерный МГД-двигатель. В рамках работ по анализу перспективных двигателей для одноступенчатого транспортного корабля в США проведены исследования по созданию МГД-двигателя с использованием лазера. Основное преимущество такого двигателя, по сравнению с лазерным воздушно-реактивным двигателем, заключается в том, что за счет ускорения рабочего тела с помощью электродинамических сил предоставляется возможность получения высоких скоростей истечения реактивной струи. В качестве рабочего тела используется плазма, получаемая из атмосферного воздуха; источник энергии — лазерные генераторы орбитальных или наземных станций, вдоль которых движется транспортный-космический корабль.
МГД-двигатель транспортного космического корабля с площадью поперечного сечения, равного площади поперечного сечения ракеты-носителя «Сатурн-5», имеет впереди приемник лазерного излучения, за ним кольцевой воздухозаборник. Из воздухозаборника воздух попадает в ионизационную камеру, где под воздействием лазерного излучения ионизуется и превращается в плотную плазму. Основная часть лазерного излучения не поглощается в образовавшейся плазме, а отражается на стенки, вдоль которых размещены преобразователи лазерного излучения в электрический ток. Вырабатываемая электроэнергия используется для создания тяги, подобно тому, как это делается в торцевых плазменных двигателях: плазма ускоряется силой, возникающей в результате взаимодействия электрического тока с собственным магнитным полем. Струя плазмы, вылетающая из двигателя, создает реактивную тягу.
Анализ рабочих параметров проводился применительно к величине орбитальной массы транспортного космического корабля 22 т: ток 360 кА — на уровне Земли, 600 кА (максимум) — при максимальной тяге для скорости полета 500 м/с и при орбитальной скорости 280 м/с, скорость истечения реактивной струи заряженных частиц несколько сотен метров в секунду у Земли и 460 км/с на орбите. Мощность лазерного излучения быстро возрастает до 1,35 ГВт при разгоне космического корабля до достижения скорости полета 750 м/с, а со скорости полета порядка 1,5 км/с линейно растет до 3,75 ГВт на скорости орбитального полета.