автореферат диссертации по электронике, 05.27.03, диссертация на тему:Адаптивные лазерные системы реактивной тяги, создаваемой при взаимодействии излучения с веществами CHO-химического состава

На правах рукописи

РЕЗУНКОВ Юрий Александров;

АДАПТИВНЫЕ ЛАЗЕРНЫЕ СИСТЕМЫ РЕАКТИЙНОЙ ТЯГИ, СОЗДАВАЕМОЙ ПРИ ВЗАИМОДЕЙСТВИИ ИЗЛУЧЕНИЯ С ВЕЩЕСТВАМИ СЯО-ХИМИЧЕСКОГО СОСТАВА

Специальность 05.27.03 — Квантовая электроника

Автореферат

диссертации на соискание ученой степени доктора технических наук

Сосновый Бор 2006

Работа выполнена в Научно-исследовательском институте комплексных испытаний

оптико-электронных приборов (НИИКИ ОЭП, г. Сосновый Бор, Ленинградская обл.)

Официальные оппоненты:

Ведущее предприятие:

доктор технических наук, профессор ГА. Баранов

доктор физико-математических наук, профессор О.Б. Данилов

доктор технических наук, профессор В.П. Вейко

ИЛФИ ВНИИЭФ, г. Саров

<3» 2006 г. в ^

Защита состоится » «» 2006 г. в ' — на заседании диссертационного совета Д212.227.01 при Санкт-Петербургском государственном университете информационных технологий, механики и оптики (техническом университете) по адресу: 197101, г. Санкт-Петербург, пер. Гривцова, 14.

С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке института.

Автореферат разослан

«..77..»

2006 г.

Ваши отзывы и замечания (в двух экземплярах) по автореферату просим высылать по адресу: 197101, г. Санкт-Петербург, пер. Гривцова, 14, секретарю диссертационного совета Д212.227.01.

Ученый секретарь

диссертационного совета Д212.227.01

В.М. Красавцев

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность

Современное развитие космонавтики и межпланетных полетов приводит к необходимости разработки более дешевых способов запуска космических аппаратов на околоземные орбиты и энергетически более эффективных систем формирования тяги. Одним из перспективных направлений в космонавтике в XX веке считалось развитие многоразовых транспортных средств дня доставки спутников на околоземные орбиты. К этим средствам, в первую очередь, относятся частично многоразовые аэрокосмические системы типа "Space Shuttle" (США) и "Буран" (СССР), созданные на основе ракетных носителей. Однако стоимость запуска аппаратов на орбиту с помощью таких систем велика, а основную массу системы составляет ракетное топливо. Развитие исследований в области гиперзвуковой аэродинамики и соответствующих аэрокосмических технологий привело к разработке одноступенчатых аэрокосмических самолетов (типа Х-30 в США, "Hotol" в Великобритании или "Игла" в России1), что, по оценкам, должно существенно снизить стоимость запуска.

Лазерные системы реактивной тяги (JICPT) в данной работе рассматриваются как одно из перспективных направлений решения проблем создания энергетически эффективных аэрокосмических систем. Одним из принципиальных преимуществ лазерных систем является отсутствие какой-либо отделяемой или возвращаемой на Землю отработанной ракетной ступени. Еще одним преимуществом рассматриваемого варианта аэрокосмической системы является использование экологически чистых видов топлива таких, как атмосферный воздух (на этапе запуска аппарата) или полимерные материалы СНО-химического состава. При значительном количестве запусков аппаратов на околоземную орбиту (свыше 1000 в год) такая система может быть экономически выгодной. Применение лазерной реактивной тяги для запуска космических аппаратов на околоземные орбиты рассматривалось в работах2-3. Оценки показывают, что для запуска аппарата массой 1 кг на околоземную орбиту требуется мощность излучения порядка 1 МВт.

В настоящей работе рассматриваются также возможности использования лазерной тяги применительно к спутникам для астрофизических телескопов, мониторинга и исследования околоземного космического пространства, внешнего контроля космических станций и систем стабилизации положения космических ретрансляторов на их основных орбитах, а также применительно к межорбитальным полетам аппаратов типа космических челноков4. Достижение энергетической эффективности лазерной тяги и обеспечение

экономного расхода топлива являются основными задачами в разработке лазерных реактивных систем.

Концепция лазерной тяги основывается на использовании энергии удаленного лазерного источника, доставляемой к аппарату специальными средствами. В настоящее время лазерная тяга - развивающаяся область лазерной физики, объединяющая такие направления, как физика плазмы, взаимодействие лазерного излучения с веществом, а также прохождение лазерного излучения в атмосфере и др. Особенностью исследований по лазерной тяге является то, что механизмы, ответственные за ее формирование, "включаются" под воздействием интенсивного лазерного излучения.

Целью диссертационной работы является теоретическое и экспериментальное обоснование возможности разработки лазерных систем реактивной тяги на основе решения физических проблем создания универсальных лазерных реактивных двигателей и адаптивных методов управления лазерным лучом, обеспечивающих эффективную доставку лазерной энергии от лазеров наземного и космического базирования.

В работе рассматриваются следующие задачи, решение которых направлено на достижение поставленной цели:

а) исследование процессов взаимодействия лазерного излучения с рабочим веществом, влияющих на формирование эффективной лазерной реактивной тяги, разработка их физических моделей для решения проблем создания универсаяьных лазерных реактивных двигателей (ЛРД);

б) обоснование выбора перспективного топлива для лазерно-хгшических реактивных двигателей на основе экспериментального исследования взаимодействия излучения с веществами СНО-химического состава;

в) экспериментальное обоснование возможности создания высокоэффективных лазерных реактивных двигателей с высокими удельными характеристиками тяги такими, как удельный импульс реактивной отдачи более 10~3 И/Вт и удельный импульс 103 с и выше;

г) разработка алгоритмов эффективной доставки лазерной энергии к аппарату с ЛРД на борту для компенсации искажений лазерного пучка при его прохождении через атмосферу Земли;

1. Ю.И. Лобанове кий. Концепция перспективной аэрокосмической транспортной системы. Препринт ЦАГИ, № 95, 1994, 32 с.

2. Kantrowitz A, Propulsion to Orbit by Ground-Based baszn. Aeronautics and Astronautics Vol. 10, No. 5, 1972, p. 74-76.

3. Leik Myrabo, Dean Ing. The Future of Flight. A Baen Book, N. Y., 1985, 278 p.

4. Yoshihary Tsyjikawa, Masayuki Niino, and et at. Japanese activity on the laser application in space. Proceedings of SP1E on AHPLA Conference, Osaka, Japan, 1999.

д) обоснование общей схемы построения адаптивных ЛСРТ на основе универсальных ЛРД и адаптивных методов управления лазерным пучком.

Методология работы

Подготовка и проведение экспериментальных исследований по взаимодействию лазерного излучения с веществом проводятся на основе разработанных методов регистрации эффективности вклада лазерной энергии в плазму оптического пробоя с применением теневых методов и газодинамической теории локального взрыва. Теоретические модели многократно ионизованной плазмы оптического пробоя газовых сред используются для обработки и анализа экспериментальных данных с целью определения эффективности вклада лазерной энергии в рабочее вещество и эффективности формирования лазерной тяги.

Численное моделирование прохождения лазерного излучения через атмосферу Земли используется для определения основных факторов, ограничивающих эффективность доставки энергии к аппарату с лазерным реактивным двигателем. Экспериментальные модельные исследования по взаимодействию лазерного излучения с атмосферой проводятся для обоснования алгоритма управления лазерным пучком, определяющего схемы построения адаптивных ЛСРТ.

В качестве основного метода управления излучением СОг-лазера используется метод обращения волнового фронта (ОВФ) на основе эффекта четырехволнового взаимодействия (ЧВВ) излучения среднего ИК диапазона в элегазе с изотопически замещенной серой (34ЗРб). Для записи динамической голограммы-корректора волнового фронта излучения СОг-лазера используется тепловая решетка плотности газа, формируемая под воздействием излучения лазера Модельные экспериментальные исследования в импульсно-периодическом режиме работы лазера позволяют продемонстрировать эффективность разрабатываемых алгоритмов коррекции волнового фронта и формирования лазерной тяги в динамическом режиме работы моделей ЛСРТ.

Научная новизна работы

1. Разработана экспериментальная методика определения эффективности вклада лазерной энергии в тепловую энергию газовых и газокапельных сред на основе теории локального взрыва. На основе этой методики проведены экспериментальные исследования по взаимодействию излучения импульсных СОг- и Ш-лазеров с различными газовь!ми и газокапельными средами, позволившие экспериментально оценить эффективность вклада лазерной энергии в плазму оптического пробоя указанных сред с привлечением модели

многократно ионизованной газовой плазмы, создаваемой под воздействием лазерного излучения с интенсивностью / = (10"-1014) Вт/см1.

2. Разработана полуэмпирическая модель формирования тяга в лазерно-химических реактивных двигателях на основе анализа экспериментальных исследований по взаимодействию лазерного излучения двух длин волн (X — 10,6 мкм и X = 1,06 мкм) с веществами СНО-химического состава (твердыми и жидкими).

3. Предложена лазерная система реактивной тяги, включающая в себя: лазер, адаптивные системы управления лазерным пучком, приемную оптическую систему, устанавливаемую на аппарате, и аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, работающий с использованием излучения как непрерывных, так и импульсно-периодических лазеров. При этом направление движения аппарата (или направление вектора тяги двигателя) не зависит от взаимной пространственной ориентации аппарата и лазерного источника энергии. Разработаны макеты лазерных систем реактивной тяги и проведены экспериментальные исследования по полету моделей аппаратов с лазерным двигателем, подтвердившие модельные представления формирования лазерной тяги с использованием излучения СОг-лазеров.

4. Впервые экспериментально продемонстрирована возможность компенсации искажений лазерного пучка на всем оптическом тракте, охваченном петлей обращения волнового фронта (ОВФ), в импульсно-периоднчсском режиме работы СОглазера с использованием методов ОВФ при четырехволновом взаимодействии излучения в различных нелинейных средах (элегаз, активная ерша лазерного усилителя), включая схемы ЧВВ с петлей обратной связи..

5. Разработан и экспериментально подтвержден метод ОВФ излучения импульсно-периодических СОг-лазеров, основанный на записи голограммы-корректора в газовой среде (элегаз 345Р6), - метод квази-ОВФ. Теоретически и экспериментально показано, что быстродействие такого корректора равно 2-5 мке, что позволяет компенсировать практически все аберрации волнового фронта лазерного пучка, включая динамические аберрации, вызванные атмосферной турбулентностью.

6. Предложен алгоритм компенсации аберраций лазерного пучка, возникающих при его распространении от лазера к аппарату с ЛРД в направлении упреждения, для повышения эффективности доставки лазерной энергии к космическому аппарату с ЛРД на борту с лазера наземного или самолетного базирования, основанный на использовании источника когерентного оптического излучения, создаваемого в атмосфере специальным опорным лазером. В качестве такого источника излучения предложено использовать эффект вынужденного комбинационного рассеяния излучения в верхних слоях атмосферы (на уровне 30 км).

Практическая значимость результатов исследований

Разработанные методы формирования и наведения лазерного пучка, эффективной транспортировки лазерной энергии через земную атмосферу могут бьггь использованы в задачах запуска малоразмерных спутников на околоземные орбиты с использованием излучения импульсно-периодических лазеров, а также уничтожения космического мусора с использованием излучения импульсных лазеров наземного базирования.

Разработанная концепция универсального аэрокосмического лазерного реактивного двигателя (АКЛРД), включающего приемную оптику, концентратор лазерного пучка, реактивное сопло, а также результаты экспериментальных исследований по лазерной тяге с различными моделями лазерных реактивных двигателей могут быть использованы для разработки реальных лазерных двигателей и рекомендаций по типу космического аппарата с лазерной тягой для демонстрационных экспериментов в космосе.

Теоретический анализ механизмов формирования лазерной реактивной тяги, основанный на модели многократно ионизированной плазмы и газодинамической теории локального взрыва, может быть также использован для исследования взаимодействия лазерного излучения с газовыми средами и определения эффективности такого взаимодействия.

Разработанные методы создання эффективной лазерной тяги будут способствовать разработке нового класса реактивных двигателей экологически безопасных для окружающей среды.

Основные положения н научные результаты» выносимые на защиту

1. Теоретические и экспериментальные результаты исследований процессов формирования лазерной тяги; зависимости характеристик лазерной тяги от параметров лазерного излучения, состава рабочего вещества, геометрии взаимодействия излучения с веществом, геометрических характеристик моделей лазерных двигателей.

2. Физические модели формирования лазерной тяги в л азерно-химических реактивных двигателях, разработанные на основе экспериментальных исследований взаимодействия лазерного излучения с веществами СНО-химического состава, как в вакуумных, так и в атмосферных условиях.

3. Физические методы формирования лазерной тяги с высокими удельными характеристиками, в том числе с использованием рабочего вещества СНО-химического состава, подтвержденные экспериментально с использованием разработанных моделей аэрокосмических лазерных реактивных двигателей, обеспечивающих независимость

(универсальность) принципов построения лазерных систем реактивной тяги от типа и режима работы лазера.

4. Принципы построения лазерных систем реактивной тяги, работающих как в импульсно-периодическом, так и в непрерывном режимах работы, имеющих в своем составе: а) лазерный излучатель; б) адаптивную лазерную систему, построенную с использованием искусственного когерентного источника излучения в атмосфере; в) приемную оптическую систему с лазерным реактивным двигателем, расположенные на самом аппарате, позволяющие обеспечить свободу в управлении направлением движения аппарата с ЛРД, исключить влияние выхлопной реактивной струи на лазерное излучение, конструктивно разделить оптический концентратор лазерного пучка и реактивное сопло.

5. Алгоритмы работы и схемы построения адаптивного контура лазерных систем реактивной тяги с использованием голограммы-корректора и искусственного когерентного источника излучения в атмосфере, реализующие компенсацию искажений лазерного пучка из-за неизопланатизма распространения лазерного излучения в атмосфере Земли, разработанные с привлечением методов численного моделирования прохождения лазерного излучения в атмосфере.

Апробация результатов исследований

Научные результаты работы докладывались на международных научных конференциях:

- "Оптика лазеров", Санкт-Петербург - 1992,1994, 1996, 1998,2000,2003;

- "High-Power Laser Ablation", Santa Fe (США) - 2000, Taos (США) - 2002;

- "Beamed Energy Propulsion", Huntsville (США) - 2002, Sendai (Япония) - 2003, Troy (США) - 2004, Nara (Япония) - 2005; a также

- на конференции "Системы и технологии освоения космоса", Москва - 2003 ;

- на семинарах в научном и технологическом центре НАСА в Huntsville (США) -2003,2004;

- на научных семинарах в НИИКИ ОЭП, ИЛФИ ВНИИЭФ (г. Саров), ИЛФ (г. Санкт-Петербург), ФТИ им. А.Ф. Иоффе (г. Санкт-Петербург), ФГУП «Центр Келдыша» (г. Москва).

Список основных публикаций по материалам диссертационной работы составляет 34 печатных работы, в том числе 32 статьи и 2 патента на изобретения.

Научные результаты работы реализованы по следующим направлениям:

- метод обращения волнового фронта на основе четырехволнового взаимодействия излучения в нелинейных средах, аппаратура и система для засветки объектов защищены

патентом Российской Федерации и использованы при разработке алгоритмов управления лазерным пучком, выполненных по темам Российского агентства по атомной энергии;

- аэрокосмический лазерный реактивный двигатель защищен патентом Российской Федерации и международным патентом, использован при проведении НИР "Факел" (заказчик - Институг лазерно-физических исследований ВНИИЭФ, г. Саров) для обоснования выбора топлива для л азерно-химических реактивных двигателей, а также предложен в качестве прототипа лазерных двигателей, разрабатываемых в рамках международных проектов Международного научно-технического центра (МНГЦ, № 1801, ведущая организация -. НИИКИ ОЭП и Ks 2260, ведущая организация - ФГУП "Центр Келдыша");

- алгоритмы работы и схемы построения адаптивного контура лазерных систем реактивной тяги с использованием голограммы-корректора использованы при исследованиях по проекту МНТЦ № 1801.

Данная диссертационная работа проводилась в рамках тематики НИР, выполняемых в НИИКИ ОЭП по заказам Российского агентства по атомной энергии, Министерства обороны РФ, Министерства энергетики и промышленности РФ, а также по проектам МНТЦ.

Результаты работы использованы при разработке и постановке составной части НИР "Двигатель", утвержденной в рамках Федеральной космической программы развития ракетно-космической техники России на период до 2015 г.

Личный вклад автора в получении научных результатов, изложенных в диссертации, заключается в постановке исследований по взаимодействию лазерного излучения с веществом, включая теоретическое обоснование этих исследований. При его непосредственном участии разработаны схемы проведения экспериментов, методики измерений, проведен анализ и интерпретация полученных результатов, предложены алгоритмы управления лазерным пучком, а также основная схема универсального лазерного реактивного двигателя и лазерной системы реактивной тяги.

Экспериментальные исследования выполнены при творческом участии сотрудников НИИКИ ОЭП: Степанова В.В., Агейчика A.A., Сафронова А.Л., Савельевой В.П., Егорова М.С., Борисова М.Ф., Репиной Е.В., Осипова В.М., Шереметьевой Т.А. Автор выражает благодарность также сотрудникам Института Лазерной физики (ИЛФ, С.-Петербург) — Шерстобитову В.Е., Димакову С.А., Лещеву A.A. - за помощь в постановке исследований по обращению волнового фронта.

Структура и объем работы

Диссертационная работа состоит из введения, шести глав и заключения на 273 страницах, включая III рисунков, 32 таблицы, список литературы из 162 наименований.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

В главе 1 анализируются основные направления исследований по лазерной тяге, проводимые с 70-х годов прошлого столетия; представлена их классификация по предмету исследований. Выделено несколько этапов исследований, характеризуемых определенными достижениями. Современный этап — начало XXI века - это разработка лазерных технологий, направленных на применение лазерной реактивной тяги. К таким технологиям относятся эффективные лазерные реактивные двигатели и адаптивные методы формирования и управления лазерным лучом, составляющие основу ЛСРТ.

Представлен обзор существующих моделей ЛРД и механизмов формирования лазерной реактивной тяги для обеспечения максимального удельного импульса реактивной отдачи С„ (более 10'3 Н/Вт), равного отношению величины тяги, создаваемой двигателем, к мощности лазерного излучения. Приведена классификация ЛРД по механизмам формирования тяги:

- лазерные воздушно-реактивные двигатели5;

- лазерные реактивные двигатели на основе эффекта лазерной абляции материалов6;

- лазерно-химические реакгивные двигатели7 (ЛХРД), в которых используется дополнительное рабочее вещество - топливный элемент;

- ЛРД с многослойными (структурированными) материалами8.

Рассмотрены проблемы создания эффективных ЛРД [1-4], в частности, с С. > 10"' Н/Вт, при сохранении высокого значения удельного импульса реактивной струи, то есть на уровне 103 с. К этим проблемам относятся [5-8]:

- физические ограничения на эффективность формирования тяги в ЛРД;

- особенности взаимодействия лазерного излучения с различными материалами, в т.ч. с веществами СНО-химического состава;

- эффективность преобразования лазерной энергии в тепловую энергию рабочего вещества;

- особенности процессов формирования тяги в ЛРД с высоким удельным импульсом реактивной отдачи.

Анализируются результаты предварительных экспериментов по влиянию состава топлива на характеристики лазерной тяги с использованием модели двигателя, в которой

можно использовать как твердое, так и жидкое рабочее вещество (по типу ракетного двигателя на твердом топливе и жидкостного ракетного двигателя).

В частности, при введении в область пробоя вещества СНО-химического состава получено увеличение Ст несмотря на то, что ни оптический концентратор, ни сопло макета двигателя не были оптимизированы конструктивно. Значения С„ более Iff3 Н/Вт были получены при использовании твердого вещества Делрина (полиформальдегида) [1].

В главе 1 рассмотрены также практические задачи использования ЛРД - перевод космических аппаратов (КА) с орбиты на орбиту и коррекция движения низкоорбитальных аппаратов [1-3]. При этом существуют ограничения как на массу КА, так и на энергетические затраты регулярного перевода КА на рабочую орбиту. Для каждого КА, в зависимости от круга решаемых им задач, задаются допустимые интервалы отклонения высоты орбиты.

Для минимизации требуемой мощности лазерного излучения был использован параметр С», характеризующий энергетические затраты на перевод единицы массы полезной нагрузки аппарата на заданную орбиту. Введение такого параметра позволяет оптимизировать некоторые параметры лазерной системы реактивной тяги применительно к космическим полетам, в частности, решить следующие вопросы [1]:

1. Определение основных параметров траектории аппарата с переменной массой при его маневре на орбите (таких, как траектория, время, скорость перевода и др.);

2. Определение оптимального значения удельного импульса ЛРД I ¡р, обеспечивающего условия энергетической эффективности ЛСРТ в целом;

3. Определение энергетического критерия маневра аппарата на орбите как функции диаметра апертуры приемного коллектора аппарата, так и удельного импульса ЛРД.

Проведенный анализ показывает, что стоимость перевода единицы массы полезной нагрузки зависит как от диаметра D апертуры приемного коллектора, так и от величины удельного импульса ЛРД. Существует явный минимум в зависимости С, (£>). Этот минимум увеличивается с увеличением величины удельного импульса двигателя.

5. Ф.В. Бунхин, А.М.Прохоров. Использование лазерного источника энергии для создания реактивной тяги. УФН, т. 119, вып.3,1976, с. 425-446.

6. Claude R. Phipps, James P. ReiHy, and Jonathan W. Campbell. Optimum parameters for laser launching objects into Low Earth orbit, laser and Power Beams, Vol. 18, 2000, p. 661-695.

7. Р.А. Лиуконен, A.M. Трофименко. Эффективность преобразования энергии излучения в механический импульс в реактивном лазерном движителе. Письма в ЖТФ т. 18. вып. 7, 1992, с. 76-79.

8. Takashi Yabe. Laser propulsion using metal-free water cannon target. Beamed Energy Propulsion, 3-Intemational Symposium on Beamed Energy Propulsion, Editor: Leik N. Myrabo, Andrew V.Pakhomov, Troy, NY, USA, 2004, MP Conference Proceedings Vol. 766, p. 394-405.

Результаты расчетов показывают, например, при /ч>=103 с величина С,= 1,1х108 Дж/кг для излучения X = 0,53 мкм и С, — 1,6x10® Дж/кг для X - 1,06 мкм. Для сравнения можно привести соответствующие данные по химическим реактивным двигателям, например: С,= 5 х 107 Дж/кг - для твердотельного реактивного двигателя IUS (Inertial Upper Stage) и С, = 2х 108 Дж/кг - для жидкостного ракетного двигателя ракеты "Centaurus".

Для коррекции орбиты КА в некоторый момент времени аппарату придается дополнительная скорость &V¡ (за конечный промежуток времени работы корректирующей двигательной установки - КДУ), достаточная для вывода КА на эллиптическую траекторию движения, а при достижении КА рабочей орбиты в апогее корректирующий двигатель включается снова и создает дополнительное тормозящее приращение скорости ДКг9.

Режим коррекции орбиты аппарата и в этом случае определяется оптимизацией следующих параметров:

а) минимальная требуемая масса топлива на коррекцию (минимальный расход топлива) или максимальная величина отношения "полезная нагрузка/начальная масса КА" (тт/ Мц)\

б) минимальная энергетическая стоимость С, маневра аппарата при коррекции его орбиты.

Показано, что для обеспечения режима экономии расхода топлива ЛРД при коррекции орбиты аппарата необходимым условием является Isp > 103 с.

Проведенные расчеты показывают, что а) наиболее перспективным двигателем для коррекции орбиты спутников является лазерно-химический реактивный двигатель, у которого может быть обеспечен максимальный КПД, б) при использовании такого типа лазерной тяги можно обеспечить высокие характеристики тяги (líp = 103 с, С„ = 10'3 Н/Вт).

В главе 2 теоретически и экспериментально рассматривается одна из основных проблем создания эффективных лазерных реактивных двигателей - эффективность вклада лазерной энергии в плазму оптического разряда. КПД ЛРД ti определяется в основном двумя процессами: эффективностью преобразования лазерной энергии в тепловую энергию топлива а и эффективностью преобразования внутренней энергии топлива в кинетическую энергию реактивной струи р, т.е. г| = а*р.

Особенностью проведенных экспериментов [1, 7] является то, что для оценки эффективности вклада лазерной энергии в плазму оптического пробоя газов использовалось приближение теории локального взрыва. При этом предполагалось, что ударная волна (взрывная волна), распространяясь от области пробоя, несет информацию о величине удельного вклада лазерной энергий в этой области.

9.

Бурлаков В.П., Зигель Ф.Ю., Физические основы космонавтики. М., Атомиздат, 1975, 231с.

Для регистрации времени задержки ударной волны использовался датчик давления. Время начала оптического пробоя фиксировалось с помощью фотодиода по свечению плазмы в видимой области спектра. По времени задержки прихода ударной волны можно судить об ее интенсивности (скорости), а значит, и о давлении в зоне пробоя. Зона оптического пробоя газа просвечивалась частью излучения Ш-лазера так, чтобы по теневой картине плазмы можно было судить о геометрических размерах зоны пробоя и о величине удельного энерговклада в плазму.

Данная методика позволила: а) выявить особенности формирования плазмы под воздействием интенсивного лазерного импульса, б) подтвердить высокую степень нагрева плазмы импульсом Ш-лазера при 1= 1012-1014 Вт/см2 в области фокусировки лазерного пучка. Характерные теневые картинки плазменной области для различных значений энергии лазерного импульса показаны на рис. 1. Лазерный пучок фокусировался в исследуемую среду справа налево так, что наиболее узкая часть теневого снимка соответствует перетяжке пучка в фокусе линзы.

В теоретической модели учитываются особенности взаимодействия лазерного излучения с плазмой. Одной из таких особенностей является высокая интенсивность излучения в перетяжке лазерного пучка I = 10|2-1014Вт/см2 (для К<3-лазера).

а) б)

Рис. 1. Теневые картинки плазмы, возникающей в азоте при энергии импульса Ш-лазера: а) Е = 4 Дж, б)Е = 100 Дж

Для определения параметров многократно ионизированной плазмы (степени ионизации и термодинамических функций) в зависимости от начальной плотности газа п0 и температуры Т была рассмотрена упрощенная модель, основанная на методе Ю.П. Райзера10. Применение этого метода позволяет с достаточной для решения большинства практических задач точностью определять термодинамические параметры плазмы. Даже в области первой ионизации, где погрешность метода может быть велика, рассчитанные по данному методу степени ионизации молекул газа отличаются от точных значений не более, чем на 25 %.

Поскольку лазерное излучение практически полностью поглощается в плазме, мы рассматриваем энергию лазерного импульса, отнесенную к занимаемому плазмой объему, как удельную внутреннюю энергию плазмы (по крайней мере для давлений выше 0,3 атм). А отношение удельной тепловой и удельной внутренней энергии определяет верхний предел эффективности преобразования лазерной энергии в тепловую энергию газа.

На основе данной модели были проведены расчеты удельной внутренней энергии плазмы, удельной тепловой энергии поступательного движения ионов и электронов (предельный удельный энерговклад в плазму), а также значения коэффициента поглощения плазмы для азота и воздуха при различном начальном давлении газа в зависимости от температуры плазмы по модели многократно ионизированной плазмы [1]. На рис. 2 представлены зависимости предельного удельного энерговклада в плазму от температуры плазмы в азоте и в воздухе атмосферного давления. Экспериментально зарегистрированный удельный энерговклад 300-500 Дж/см3 достигается при атмосферном давлении газа и при температуре плазмы 7-10 эВ.

Проведенные расчеты показали также, что при интенсивности лазерного излучения / ~ 1012 Вт/см2 величина эффективности преобразования р не зависит от сорта газа (азот, воздух) и полностью определяется температурой плазмы и начальным давлением газа.

Азот

Нормальная плотность

Мх см"'

Г.эВ

Воздух Нормальная плотность

е- г«

Ах. си

Г.эВ

Рис, 2. Удельная внутренняя энергия плазмы £»(!), удельная поступательная энергия электронов и ионов е,(2) и коэффициент поглощения лазерного излучения ¿л^ (3) в зависимости от температуры плазмы Т. Горизонтальные линии отмечают область экспериментально полученных значений удельного энерговклада.

Экспериментально полученное значение эффективности преобразования энергии импульса Ыс1-лазера в тепловую энергию топлива достигает 35 % и в пределах погрешности измерений совпадает с максимально возможной для температуры плазмы 3-25 эВ.

10. Зельдович Я.Б., Райзер Ю.П. Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений. М.: Фиэматгиз, 1963,750 с.

Существенное повышение величины р до 50 % возможно лишь при повышении температуры плазмы до 40-60 эВ. Такие температуры в условиях лазерного пробоя свободного газа достичь невозможно.

Поскольку такая величина эффективности энерговклада лазерной энергии в плазму является явно низкой дня получения высоких КПД, создание лазерной реактивной тяги на основе использования только газовых сред не представляется перспективным. Для повышения эффективности лазерной тяги необходимо существенно повышать температуру и плотность плазмы. Достичь этого можно, например, при пробое вблизи поверхности твердого материала. Плотность и температура плазмы повышаются за счет испаренного вещества мишени. Еще более высокие значения р могут быть получены при использовании веществ СНО-химического состава.

В главе 3 представлен анализ экспериментальных результатов и обоснование модели взаимодействия лазерного излучения с СНО-веществами. Экспериментальные исследования проводились с использованием излучения импульсных С02- и Ий-лазеров [8].

В качестве материала для исследований выбирались полимерные и поликристаллические вещества СНО-сосгава, обладающие наилучшими характеристиками при сгорании (высокая теплота сгорания) и экологически чистыми продуктами сгорания (С02, Н20, Н2) [9].

В модели взаимодействия учитываются реакции высокотемпературного окисления кислородом воздуха компонентов испаренного вещества при лазерном пробое:

С,Н|Л1 + 02->С02 + Н20 + £?, (1)

где () - удельная теплота сгорания, которая выделяется в двух последовательных процессах.

Первый процесс, который инициируется лазерным импульсом, есть реакция детонации, т.е. распространение в пространстве химического превращения в виде окисления горючих компонентов вещества кислородом, входящим в его состав, со скоростью, превышающей скорость звука. При этом выделяется энергия (?дгг, т.е. максимально возможная для данного вещества энергия взрыва:

С.НьОЛ СОг + Н20 + Н2 + С + 0дет (2)

Второй процесс — реакция догорания не полностью окисленных продуктов детонации вещества в кислороде воздуха, при которой выделяется энергия догорания £)дог:

С + Нг + Ог-э-ССЪ + НгО + йх, (3)

Теплоту реакций детонации и догорания можно рассчитать по закону Гесса:

................едст = -(ДЯпр-Дя/);

дт = - ля„р, (4)

где Д#пр _ энтальпия образования продуктов реакции, ДН/ — энтальпия образования вещества.

Энергетический баланс при лазерном пробое паров СНО-вещества и сгорании продуктов его детонации в кислороде воздуха (если рассматривается взаимодействие излучения с веществом в атмосферном воздухе) можно представить в виде:

(М + тУ/( = р[аЕ + тд1 (5)

где т — масса испаренного вещесгва, 0 = + N<2*и-, N - коэффициент догорания или доля массы испаренного вещества, догорающего в кислороде воздуха, а и р — соответственно коэффициенты поглощения лазерного излучения и преобразования выделившейся тепловой энергии в кинетическую энергию реактивной струи.

В соответствии с общим определением удельного импульса реактивной отдачи С„:

С„ лхрд = МЕ = (М + т)у/Е •= + тЩаЕ + тО\>Ег ;

С„ лрд = МЕ = Му/Е = 42МРа!Е (6)

Формулы (6) позволяют ввести понятие относительного увеличения удельного импульса реактивной отдачи в ЛХРД по отношению к обычному ЛРД следующим образом:

К = С„лхрд/С-лрд = 7(1 + т/М\\ + тд/аЕ) или

К =С„ ЛХРД!Ст лврд = 7(1 + т/мХ1 + 0/а£?*) (7)

где - энергетический показатель испарения вещества: — Е/т

Коэффициент К использовался при анализе экспериментальных данных по влиянию термохимических параметров исследуемых веществ на эффективность формирования лазерной тяги по сравнению с аналогичным воздушно-реактивным вариантом.

Для проведения экспериментов были выбраны различные образцы для испытаний, которые представляли собой твердые вещества СНО-химического состава в виде:

- "чистых" веществ - полимеров полистирола, поликарбоната, поливинилхлорида, Делрина (полиформальдегида);

- твердых смесей поликрисгаллических порошков: метальдегида, семикарбазида, салициловой кислоты, гидрохинона и тонко измельченного Делрина с эпоксидной смолой, которая выступала в качестве связующего вещества;

-поликристаллических порошков метальдегида, семикарбазида, салициловой кислоты, гидрохинона и тонко измельченного Делрина, нанесенных на клейкую ленту.

Для определения коэффициента эффективности К использования полимерного топлива в ЛХРД, связанного с процессами детонации и догорания продуктов детонации, были рассчитаны сравнительные коэффициенты догорания N полимерных веществ в кислороде воздуха (см табл. 1). Расчет сравнительных коэффициентов догорания N производился с использованием результатов обработки экспериментальных данных.

Таблица I

Результаты расчета коэффициентов догорания N и эффективности использования полимерного топлива К.

Вещество М (молек. вес) Дж/г Олог, Дж/г тер »10"®. г р Дж 0ДСГ <2зос '<2* К N МО5, Н/Вт

Поликарбонат 254,3 - - 2,83 66,56 - - - 2,23 12,5

Полистирол 104,2 0 40954 1,25 62,48 0 0,82 1,75 3,37 13

Поливинилхлорид 62,50 0 17857 4,11 50,64 0 1,45 2.15 1,9 18

Полиформальдегид 30,03 2692 14615 12,33 61,01 0,54 2,95 3,12 1 27

Анализ результатов экспериментов с полимерными веществами СНО-химического состава для длины волны Я = 10,6 мкм показывает, что самый высокий Ся у кислородсодержащего полимера полиформальдегида. Другой кислородсодержащий полимер поликарбонат показал минимальный С„ = 12,5*10"3 Н/Вт. Полистирол и поливинилхлорвд не показали высоких значений С„, т.к. в процессе их сгорания отсутствует детонационная составляющая, и основной вклад в удельный импульс реактивной отдачи вносит процесс догорания горючих компонентов полимеров в кислороде воздуха.

Предварительные термодинамические расчеты реакций сгорания среди многочисленной группы СНО-кристаллических веществ позволили выявить несколько веществ, обладающих интересующими свойствами: высокая дисперсность, относительная химическая стабильность при нормальных условиях, негигроскопичность и негоксичиость. В экспериментах были исследованы следующие поликристаллические вещества СНО-химического состава: метальдегид, семикарбазид, салициловая кислота, гидрохинон и тонко измельченный полиформальдегид. Все вещества, кроме полиформальдегида, представляют собой бесцветные кристаллы с невысокой температурой плавления и используются в фармацевтической и пищевой промышленности. Расчет сравнительных коэффициентов

догорания N и коэффициентов эффективности К производился с использованием результатов обработки экспериментальных данных (см. табл. 2).

Таблица 2

Сравнительные коэффициенты догорания .V, энергетические составляющие коэффициента эффективности К~ (1 + 2,5(£?д„/£?* + Л,2ао/0*)]"г и соответствующие ему значения Ст для поликристаллических веществ

Вещество £?дот» кДж/ кг <?ДОС, кДж/кг N Я Дж/г бде/ 0* в* К Л"ср Сш, МО"5 Н/Вт с. хКГ* Н/Вт

Полиформальдегид 2692 14614 1 200 2,24 .12,18 6,09 5,96 20 20,25

-»• - »- - »- 314 2,05 11.12 5,82 20,5

Метал ьдегид 698,9 24391 2,04 925 0,18 6,10 4,09 3,93 15 15,5

-»- - » - - » - -»- 733 0,15 5,15 3,77 16

Семикарбазид 397.6 10685 3,86 750 0.14 3,89 3,33 3,08 15,5 15,23

-»- - » - - » - - » - 971 0,10 2,69 2,82 15

Салициловая кислота 32,7 20937 0,71 974 0,03 15,26 6,26 5,42 10 12

- » - 867 0,02 7,96 4,58 14

Гидрохинон 277,6 24475 0,74 425 0,19 12,71 5,77 5,42 7,2 8,9

- » - 860 0,15 9,74 5,07 10,6

Результаты расчетов коэффициента эффективности К и экспериментальные значения Ст позволяют сделать вывод, что удельный импульс реактивной отдачи с использованием твердых веществ СНО-состава зависит в большей степени от детонационной составляющей сгорания, чем от составляющей энергии догорания продуктов детонации в кислороде воздуха.

3 £

'5 £ 1 §

^Целркк

у 1 «лрия ;

пвх / Мвтадьд

1 Л юдистир &МН 01 дрбюю -Смп * и ШШ)М МЛ&

•Гищ свшнш -

» I 1 > 4 . в « Г

Коэффициент эффективности К

Рис. 3. Графики зависимости С„ от К для полимерных (I) и поликристаллических (2) образцов На рис. 3 представлены графики зависимости Ст от коэффициента эффективности К для полимерных (1) и поликристаллических (2) образцов материалов, значения которого меняются в зависимости от степени связанности вещества (от реологических свойств).

Таким образом, эксперименты показали, »tro для выбора рабочих веществ СНО-состава для ЛХРД можно использовать коэффициент К. Однако при этом необходимо учитывать ряд особенностей взаимодействия лазерного импульса с твердыми СНО-веществами.

1. Коэффициент эффективности К вычисляется для случая, когда определенная доля N массы вещества испаренного материала догорает в кислороде воздуха. Однако при расширении продуктов детонации паров материала после пробоя происходит быстрое остывание газовой смеси, и часть продуктов детонации, возможно, не способна преодолеть энергию активации ожидаемых химических реакций окисления (догорания), т.о. истинный коэффициент догорания N может оказаться ниже расчетного.

2. Топливные вещества в поликристаллическом состоянии легко распыляются при воздействии лазерного импульса, теряя часть массы из плазменной области.

Известно, что при отсутствии экранировки излучения плазмой, возникающей вблизи твердой поверхности, выражение для скорости абляции твердого вещества имеет следующий вид":

т = Вх(ГЛ^7)ш, (8)

где В - эмпирический коэффициент, который характеризует скорость испарения материала в условиях квазистационарного потока лазерного излучения, I— интенсивность излучения, Л - длина водны излучения, т - длительность импульса. Высокая температура плазмы приводит к детонации паров испаренного материала. В проведенных экспериментах параметр (IX-Jr) был примерно одинаков как для излучения COj-, так и Nd-лазеров, а именно: JXjr ~10 Втл/с/см. При этом в экспериментах с Nd-лазером пятно облучения на образце представляло собой круг диаметром 11 мм и площадью около 1 см2, т.е. за время воздействия лазерного импульса на образец все процессы взаимодействия. можно рассматривать в квазиодномерном приближении. Интенсивность излучения на поверхности образца менялась в пределах 108-10® Вт/см2 для X — 1,06 мкм и в пределах 10s-106 Вт/см2 -для Х=10,6 мкм.

Предполагая, что для условий эксперимента время детонации и догорания продуктов детонации много меньше характерного газодинамического времени разлета плазмы вблизи поверхности материала в соответствии с ранее введенным коэффициентом К можем записать:

С.лхгд/С„лрд= 1 + В/А

Из (9) видно, что введенный ранее параметр относительного увеличения импульса реактивной отдачи К зависит как от состава твердого материала, так и от характеристик лазерного импульса. При определенных условиях [9] этот параметр можно использовать для прогнозирования характеристик тяги ЛХРД с твердым топливом на другие длины волн лазерного излучения.

Эти условия, однако, часто нарушаются. Как было показано экспериментально, взаимодействие излучения Ш-лазера с Делрином носит, скорее всего, объемный, а не поверхностный характер. К таким нарушениям может относиться также экранировка лазерного излучения плазмой оптического пробоя, которая наблюдалась в экспериментах.

Для более правильной интерпретации экспериментальных данных по аналогии с химическими и лазерными реактивными двигателями уточнено понятие КПД ЛХРД (члхрд)> которое определяется как отношение мощности выхлопной струи двигателя к суммарной мощности тепловых источников в камере сгорания (см. табл. 3):

Чшрд = №(аР + тО))/(Р + тО) или _/?(а + тд/£)

1+«е/£ (,0)

Таблица 3

Эффективность преобразования энергии в ЛХРД Т]л\рд (А- — 10,6 мкм; а = 0,4; 0 = 0,9)

Вещество Дот, хЮ*. кг Е, Дж Дж mQ, Дж mQ^JE mQ/E Ллхрд космос/ воздух

Делрин 15,0 250 40,5 277,97 0,16 1.11 0,44/0,64

Делрин 12,33 61,0 33,19 213,40 0,54 3,50 0,55/0,78

Делрин 8,0 57,1 21,6 148,25 0,38 2,60 0,51/0,75

ПММА 37,8 90 18,51 978,68 0,21 10,87 0,45/0,85

ПММА 40,3 130 19,73 1043,41 0,15 8,02 0,43/0,84

ПВХ 4,11 50,6 0 73,39 0 1,45 0/0,68

Полистирол 1,25 62,5 0 51,24 0 0,82 0/0,6

Claude R. Phipps, T.P.Turner, R.F. Harrison et al. Impulse coupling to targets in vacuum by KrF, HF, and CO2 single-pulse lasers. J. Appl. Phys. Vol. 64. No 3, 1988, p. 1083-1096.

Необходимо отметить, что расчет КПД ЛХРД для атмосферы проводился при условии полного догорания продуктов детонации вещества.

■ Лазерно-химический реактивный двигатель при правильно подобранном топливе (mQ/E > 2), оптимальной конструкции реактивного сопла и параметров лазерного излучения способен обеспечить КПД на уровне 70-80 %. Оптимальное топливо для ЛХРД должно иметь высокую энергию детонации, желательно выше полиформальдегида (£?дст= 2690 кДж/кг), но при этом быть достаточно безопасным в использовании, а также иметь высокий коэффициент поглощения лазерного излучения. Однако, почти все проанализированные из справочной литературы полимерные вещества, имеющие 2ДЯ>2700 кДж/кг, представляют собой очень токсичные взрывчатые вещества.

В главе 4 приводится обоснование возможности создания аэрокосмического лазерного реактивного двигателя (АКЛРД) [10, 11] и его использования в ЛСРТ на основе теоретических и экспериментальных исследований формирования тяги в моделях двигателя в нмпульсно-периодическом и непрерывном режимах работы СХЬ-лазеров [12]. В отличие от существующих моделей лазерных двигателей в АКЛРД конструктивно разделены два основных узла двигателя - оптический концентратор лазерного пучка и сопло реактивного

Рис. 4. Общая схема лазерной системы реактивной тяги с использованием АКЛРД (обозначения смотри в тексте)

АКЛРД включает в себя также оптический узел приема и согласования апертуры лазерного пучка от удаленного источника энергии. Оптический концентратор излучения и газодинамический узел расположены соосно друг другу. Концентратор излучения выполнен в виде двух зеркальных отражателей. Первый отражатель 01 представляет собой конусообразную фигуру вращения, образующая поверхности которой представляет собой часть короткофокусной параболы.

Второй отражатель 02, ось симметрии которого совпадает с осью симметрии первого отражателя, выполнен в виде кольца и размещен на пути фокусируемого первым отражателем пучка так, что фокальная область второго отражателя Ф совмещена с фокальной областью первого отражателя, а ее изображение формирует лазерный пробой ЛП рабочей среды АКЛРД. Газодинамический узел выполнен в виде двух частей: приемника импульса давления ПД, расположенного со стороны основания первого отражателя, и реактивного сопла С двигателя, установленного на расстоянии от него так, что между приемником давления и соплом двигателя образуется щель Щ для ввода лазерного излучения в сопло.

Эксперименты, проведенные с использованием импульсного электроионизационного (ЭИ) СОг-лазера, показали:

- удельный импульс реактивной отдачи Ст зависит от энергии лазерного импульса; величина Ст растет с ростом энергии лазерного импульса до 60-80 Дж, а затем остается постоянной;

- уменьшение удельного импульса реактивной отдачи С„ из-за наличия щели ввода излучения: См может снизиться на 40 %;

-влияние дополнительного топлива на величину удельного импульса реактивной отдачи Ст. использование топливного элемента Делрина повышает величину удельного импульса реактивной отдачи С„ более, чем в 2 раза.

Рис. 5. Полетная модель АКЛРД

Полегные испытания модели АКЛРД (рис. 5) проводились в импульсно-периодическом режиме работы лазера. Использовался нмпульсно-периодический электроионизационный СО2 лазер с энергией в импульсе на выходе резонатора -120-130 Дж, частотой повторения импульсов 50 Гц и средней мощностью -6-6,5 кВт [13]. Время работы лазера достигало 3 с. Полет осуществлялся навстречу лазерному пучку по двум параллельным проволокам, натянутым от стартовой площадки к узлу вывода излучения из

лазера. Модель двигателя была закреплена на карепсе, которая перемешалась по проволокам на колесных парах. Общая масса каретки и модели двигателя составляла 0,15 кг. В качестве топлива использовался Делрин (полиформальдегид). Топливный узел представлял собой таблетку диаметром 20 мм, расположенную в области фокусировки лазерного излучения.

Исследуемая модель АКЛРД показала следующие характеристики:

- максимальная скорость полета модели: 3-4 м/с; '•' ' "'' ' -

- максимальное ускорение: 0,4-0,5 g;

- максимальный удельный импульс реактивной отдачи: 25*10"3 Н/Вт;

- максимальная развиваемая тяга: 1,3-1,5 Н.

Известно, что в моделях ЛРД, разрабатываемых для непрерывных лазеров, направление лазерного пучка и направление потока рабочего' вещества обычно совпадают (соосный вариант). Работа двигателя происходит по классической схеме формирования реактивной тяги с фокусировкой излучения в область горловины реактивного сопла.

Лазерные системы реактивной тяги с АКЛРД в качестве реактивного двигателя могут быть построены с использованием лазеров, работающих не только в импульсно-периодическом, но и в непрерывном режимах. Конструкция АКЛРД позволяет достаточно просто использовать альтернативный вариант организации оптического разряда в рабочей камере двигателя - поперечной ориентации течения газа и направления лазерных лучей. В непрерывном режиме в данной случае происходит стабилизация пространственного положения и характеристик оптического разряда за счет формирования поперечного потока газа или продувки области взаимодействия лазерного излучения с рабочим веществом.

Для обоснования возможности создания универсального лазерного двигателя были проведены экспериментальные исследования работы модели АКЛРД с использованием газодинамического СОг-лазера с выходной мощностью излучения до 20 кВт [12]. При этом основное внимание было уделено определению оптимального расхода воздуха в области фокусировки лазерного излучения, который обеспечивал поперечную продувку области взаимодействия лазерного излучения с Делрином (см. рис. 6).

Максимальная тяга, которая была получена при мощности излучения 10 кВт и расходе воздуха 0,2-0,4 г/с, составила величину 2,04 Н, т.е. С„ = 10,2x10"5 Н/Вт. Дальнейшее увеличение расхода воздуха приводило к уменьшению тяги. Так, значение тяги снизилось до 0,8 Н при увеличении расхода до 2 г/с.

Проведенные исследования можно рассматривать как экспериментальное обоснование возможности создания лазерных систем реактивной тяги с АКЛРД который может работать как в непрерывном, так и в -импульсно-периодическом режимах. Практическое применение ЛСРТ будет зависеть также от решения проблем компенсации

.аберраций силового лазерного пучка, которые возникают как в оптическом тракте самой лазерной системы, так и при прохождении излучения через атмосферу Земли.

а) Ь)

Рис. 6. Фотографии модели АКЛРД в непрерывном режиме работы при различных расходах воздуха: а) 0,4 г/с, б) 2 г/с

В главе 5 рассматриваются ССЬ-лазеры как наиболее перспективные системы для запуска космических аппаратов на околоземные орбиты. СОг-лазеры достаточно хорошо исследованы, излучение этих лазеров менее всего подвержено турбулентным искажениям атмосферы из-за относительно большой длины волны [14]. Существуют также окна прозрачности в атмосфере Земли, которые близки к излучению с длиной волны 10,6 мкм.

Тем не менее, создание лазерных систем реактивной тяги на основе СОг-лазеров во многом будет зависеть от решения таких проблем, как [14-22]: а) генерация мощного лазерного пучка с дифракционной расходимостью излучения и б) компенсация искажений лазерного пучка при его прохождении через атмосферу Земли. Обе эти проблемы рассматриваются с цепью сформировать облик ЛСРТ, обеспечивающей запуск аппаратов на орбиту.

Для компенсации аберраций лазерного пучка в данной работе рассматриваются методы динамической голографии и обращения волнового фронта. Современные лазерные системы с ОВФ характеризуются широким полем зрения, высокой чувствительностью и быстродействием.

В диссертационной работе анализируются результаты экспериментальных исследований по использованию четырехволнового взаимодействию излучения ЭИ СОг-лазера в нелинейных средах для компенсации аберраций лазерного пучка. Эти эксперименты в течение ряда лет проводились на стенде "ЧИБИС" в НИИКИ ОЭП [13].

Впервые возможность компенсации фазовых неоднородностей среды проточного СОг-лазерного усилителя, когда мощность излучения достигала 40 кВт при сохранении угловой расходимости излучения от импульса к импульсу на уровне 20а, где в<1 -

дифракционный предел расходимости, в импульсно-периодическом режиме работы лазера, была показана в совместной работе, проведенной под руководством ИЛФ (г. Санкт-Петербург) [23]. Для охвата петлей ОВФ-хоррекции оптического тракта лазерной системы использовалось ОВФ-зеркало на основе эффекта четырехволнового взаимодействия излучения в элегазе с изотопически замещенной серой 3,|SF6. Излучение задающего генератора использовалось как для регистрации аберраций оптического тракта лазерной системы, так и для накачки ОВФ-зеркала.

Однако в лазерных схемах с внешней накачкой ОВФ-зеркала увеличение энергии излучения на выходе системы ограничивается необходимостью формирования специальных волн накачек с плотностью энергии на уровне I Дж/см: и высоким оптическим качеством. Кроме того, оптические схемы с внешней накачкой ОВФ-зеркала являются достаточно сложными. Поэтому представляется перспективным в качестве волн накачек ОВФ-зеркала использовать встречные пучки генерации в устойчивом резонаторе задающего генератора лазерной системы [23].

С целью определения компенсационных возможностей внутрирезонаторного метода ОВФ-зеркала как в импульсном, так и в импульсно-периодическом режимах работы лазера на стенде "ЧИБИС" были проведены исследования по определению влияния состава активной среды, мощности ее накачки и угла ввода сигнального пучка относительно оси резонатора 0 на процесс формирования обращенной волны [24, 25]. В качестве резонатора лазера использовался устойчивый резонатор. Энергия генерации в одномодовом режиме при удельной накачке 150 Дж/л достигала 6-7 Дж; рабочая смесь газов C02:Nz:He = 1:5:3,5; 9 = 8,5х10"3 рад, длина зоны взаимодействия пучком по схеме ЧВВ -1м.

При увеличении энергии сигнальной волны энергия отраженной волны увеличивалась, а коэффициент отражения по энергии оставался практически постоянным R «30 %. В частности, энергия отраженной волны достигала 0,2 Дж при энергии генерации 3 Дж.

Результаты данных исследований подтвердили возможность использования внутрирезонаторного метода ЧВВ для ОВФ излучения С02-лазерной системы с сохранением энергетических параметров излучения. С целью определения компенсационных возможностей такого типа ОВФ-зеркал были поставлены специальные эксперименты, в которых использовалась телескопическая система "ТЕНОКОМ" (ТЕлескоп с Нелинейно-Оптической компенсацией аберраций)12.

12. MB. Васильев, В.Ю. Венедиктов, A.A. Летев. Коррекция искажений изображающих оптических систем с помощью ОВФ. Язе. АН СССР, Сер. Фюич., т. 55, № 2, 1991, стр. 260-266.

Исследования компенсационных возможностей внутрирезонаторного ОВФ-зеркала проводились с регистрацией отклика выходного излучения лазерной системы на разъюстировку субапертур составного шесгиэлементного главного зеркала телескопа, а также на разъюстировку составного зеркала как целого (см. рис. 7).

*

Рис. 7. Скорректированное (слева) и начальное (справа) распределение излучения в дальней зоне телескопа с составным главным зеркалом

Радиальная, т.е. в направлении от центра зеркала, разъюстировка субапертур достигала величины ± 2,0* 10"4 рад при величине дифракционной расходимости лазерного пучка с апертурой, равной апертуре зеркала, 6Я» 4,4x10'5, рад. Такая величина угловой разъюстировки ограничивалась полем зрения системы изображения и определялась экспериментально. Количественные результаты фотометрировалия распределения излучения показывают, что угловая расходимость пучка на выходе телескопа по уровню 0,8 от полной энергии составила 8С= 1,0*10"4 рад для сьюсгированного состояния составного зеркала и вр= 1,3*10"4 рад при разъюстнровке субапертур на максимальный угол, т.е. равны соответственно 2,20д и 3,09д. В импульсно-периодическом режиме работы лазера [26, 27] наряду с расходимостью излучения оценивалась стабильность положения оси диаграммы направленности излучения на выходе телескопа при вынужденных периодических колебаниях главного зеркала как целого в вертикальной плоскости с частотой 12 Гц и угловой амплитудой ± 59л(см. рис. 8).

Рис.8. Распределение излучения в дальней зоне выходного телескопа с компенсацией его аберраций (верхняя серия отпечатков) и без компенсации (нижняя серия)

Результаты исследований показали, что во всех случаях выходной пучок сохранял стабильность направленности излучения не хуже 0,5вд с сохранением энергии и качества пучка от импульса к импульсу. В случае более сложных аберраций волнового фронта сигнальной волны, когда одновременно были разъюстированы субапертуры составного зеркала и введены вынужденные колебания главного зеркала, пучок на выходе также оставался стабильным как по направленности излучения, так и по его качеству. В экспериментах средняя мощность излучения на выходе лазерной системы составила 25 Вт.

Одним из принципиальных требований реализации классических схем ОВФ-коррекции аберраций лазерного пучка является необходимость сохранения взаимной когерентности волны, отраженной от объекта, и волн накачки ОВФ-зеркала. При больших расстояниях до объекта выполнить это требование становится сложно.

Разработка схем коррекции аберраций лазерных систем, когда не требуется соблюдения условия взаимной когерентности объектной волны и волны накачки, может быть обеспечена с привлечением методов динамической голографии.

Очевидно, что задача компенсации динамических искажений оптического тракта лазерной системы может быть решена, если использовать оптическую схему, в которой запись голограммы лазерным пучком и ее считывание могли бы осуществляться одновременно, либо были разнесены во времени на небольшой интервал, за который динамические аберрации системы (вибрации, термодеформации оптических элементов) не меняются.

В [27] экспериментально показано, что такая схема может быть создана также с использованием метода квази-ОВФ, на который получен патент Российский Федерации [28]. Метод основан на алгоритме "запись-считывание" голограммы, несущей информацию О неоднородностях оптического тракта лазерного пучка. При этом компенсируются неоднородности как активной среды усилителя лазерной системы, так и аберрации главного зеркала телескопа. В отличие от метода ЧВВ, процесс считывания информации с голограммы осуществляется лазерным импульсом дополнительного лазера, отраженным от удаленного объекта и не являющимся когерентным волнам "накачки-записи" динамической голограммы.

Основной принцип, на котором строится такой алгоритм управления, заключается в том, что среда, возмущающая рабочий лазерный пучок, заменяется соответствующей голограммой, в которой периодически перезаписываются оптические неоднородности, характерные для этой среды. Частота записи голограммы зависит от времени замороженности этих неоднородностсй. Считывание голограммы-корректора может

производиться с помощью вспомогательного лазера с частотой работы лазера, запускающего аппарат.

Применительно к схемам построения ЛСРТ [4], голограмма служит одновременно усилителем слабого сигнального пучка, отраженного от летящего аппарата. Для того, чтобы компенсировать аберрации атмосферы, плоскость голограммы должна быть оптически сопряжена с плоскостью фазового экрана, эквивалентного суммарным оптическим неоднородностям атмосферы.

Плоскость расположения ОВФ-зеркала должна быть оптически сопряжена с лазерным усилителем, используемым в ЛСРТ, который может вносить дополнительные неоднородности в лазерный пучок. В целом, все компоненты предлагаемого варианта схемы построения ЛСРТ для запуска аппаратов на околоземную орбиту были экспериментально отработаны в течение ряда лет.

В главе 6 рассматриваются алгоритмы управления лазерным пучком с использованием методов динамической голографии и методов ОВФ при доставке лазерной энергии к космическому аппарату через атмосферу Земли. При этом основное внимание уделяется обоснованию возможности компенсации турбулентных искажений рабочего лазерного пучка в направлении упреждения при использовании лазеров наземного или воздушного базирования.

Для оценки влияния атмосферной турбулентности на характеристики лазерного пучка при введении угла упреждения в обращенный пучок было проведено численное моделирование его распространения через верхние слои атмосферы с использованием модели атмосферы на основе Колмогоровской модели турбулентности и насыщенных внутренних гравитационных волн [21, 32]. Алгоритм управления лазерным пучком на основе традиционного метода ОВФ моделировался в виде трех последовательных операций:

а) регистрации волнового фронта пробного излучения, пришедшего в апертуру передающего телескопа лазерной системы;

б) формирования силового лазерного пучка с использованием идеального ОВФ-зеркала;

в) поворота оси пучка на угол упреждения и введения в его волновой фронт дополнительной кривизны, обеспечивающей максимальное заполнение коллектора.

В результате расчетов было показано, что уменьшение эффективности доставки излучения к космическому аппарату вызвано эффектом недокомпенсации турбулентных искажений пучка в атмосфере в направлении упреждения из-за эффекта неизопланатизма распространения сигнального и рабочего пучков в атмосфере.

Для устранения влияния эффекта неизопланзтизма был предложен специальный алгоритм формирования лазерного пучка с требуемым волновым фронтом на основе дополнительного источника когерентного оптического излучения, формируемого в направлении упреждения в атмосфере на высоте -30 км. Предложены схемы наведения лазерного пучка по искусственному когерентному источнику излучения, рассмотрены требования к опорному лазерному источнику излучения.

На рис. 9 представлены реализации, полученные численным моделированием алгоритмов наведения по традиционному методу ОВФ и по опорному источнику когерентного излучения для худших атмосферных условий с высотой базирования лазера 10 км. Видно, что использование источника когерентного излучения привело к стабилизации положения яркого спекла в плоскости приемной апертуры аппарата и увеличению эффективности доставки энергии.

[ Худшие условия 10 км |

и И 1 • 1 .*•» 1 И

в ^ И »4 | 30%

с 013 0 11 0.28 { 0.10 0 17

Ко □ ре к ни* по опорной экие

А •1 •1 ф 1

В 514 64.5 4 «ч \ 314 53 4

С 0.26 0.33 0.33 ; 0.21 025

Рис. 9. Коррекция по опорному источнику.

Выходная апертура пучка - 1 м на высоте 10 км, прием на высоте 3000 км, угол упреждения 40 мкрад. Худшие условия атмосферной турбулентности, когда С* >10~'~ м~2'3 вблизи поверхности Земли. Точкой отмечено положение максимума. Круг диаметром 10 м расположен в точке

прицеливания.

А — единичные реализации распределения интенсивности, В — процентное отношение энергии, попавшей в круг диаметром 10 м, С — значение относительного максимума

Для реализации этого алгоритма в схеме управления лазерным пучком предусмотрены дополнительные элементы:

а) опорный лазер с особыми характеристиками лазерного импульса, с ОВФ-зеркалом и управляемой диаграммой направленности лазерного пучка;

б) динамическая голограмма-корректор, записываемая с использованием источника когерентного оптического излучения, создаваемого в направлении упреждения опорным лазером. . Источник излучения должен формироваться в верхних слоях атмосферы за счет эффекта встречного вынужденного комбинационного рассеяния (ВКР) импульса излучения дополнительного (опорного) лазерного источника.

В данной работе проведены теоретические оценки условий взаимодействия лазерного излучения с атмосферой при пониженном давлении и по определению порогов возникновения обратного ВКР излучения К(1-лазера в зависимости от предельно возможной высоты формирования опорного источника излучения [32]. По результатам этих оценок можно сделать следующие выводы.

Пороговая ширина спектральной линии накачки, при которой обратное рассеяние полностью исчезает, составляет ¿1V» 2: 1 см"1. Для того, чтобы ширина спектральной линии накачки не приводила к дискриминации обратного ВКР, должно выполняться следующее соотношение: А у„ ^ А Кр и 0.1 см'1 (р = 1 атм). Для того, чтобы обратное ВКР являлось превалирующим, помимо других условий по набегу фазы и длительности импульса, на ширину линии накладывается следующее требование: Лу„ < Мр/8£, где Д - расстояние от лазера до области формирования вынужденного рассеяния.

По проведенным оценкам эффектов, влияющих на процессы вынужденного рассеяния света в атмосфере, для ВКР требуется лазер с шириной линии генерации порядка ширины спектра вращательного перехода для молекулы азота, которая составляет величину 0.08 А. Поэтому дальнейшие исследования должны быть направлены на сужение спектра лазера и повышение мощности излучения в пределах ширины вращательного перехода.

В разделе рассматриваются также лазерные системы реактивной тяги применительно к межорбитальным полетам аппаратов, предлагаемые на основе результатов данной работы.

Основные результаты и выводы

1. Разработана методика определения эффективности процессов взаимодействия лазерного импульса с газовыми и газокапельными средами на основе приближения теории локального взрыва и теневого метода регистрации плазмы. На основе этой методики экспериментально показано, что эффективность преобразования энергии лазерного импульса в тепловую энергию газа достигает 35%.

В рамках модели многократно ионизованной газовой плазмы проведена оценка эффективности вклада лазерной энергии в плазму оптического пробоя в зависимости от электронной температуры (концентрации) плазмы в диапазоне изменения интенсивносгей

лазерного излучения /= (10"-1014) Вт/см2. Величина удельного энерговклада составила 300-500 Дж/см1 в диапазоне давлений газа 0,3-1 атм, при понижении давления до 0,1 атм она уменьшалась вдвое. На основе этой модели показано также, что повышение эффективности вклада энергии до 50 % возможно лишь при повышении температуры плазмы до 40-60 эВ.

2. Проведены экспериментальные исследования по взаимодействию лазерного излучения двух длин волн (Х=10,6 мкм и X = 1,06 мкм) с веществами СНО-состава (твердыми и жидкими). Предложены физические модели формирования тяги в лазерио-химических реактивных двигателях. На основе этих моделей показано, что увеличение импульса реактивной отдачи зависит как от состава вещества, так и от характеристик лазерного импульса, а именно пропорционально величине I + (В/А *(/Д/ ^т] )"'/4, где/интенсивность лазерного излучения, X - .длина волны излучения, т - длительность лазерного импульса, коэффициенты А и В зависят от состава рабочего вещества.

3. На основе анализа процессов формирования лазерной тяги предложена модель аэрокосмического лазерного реактивного двигателя для полетов аппаратов в атмосфере и в Космических условиях с использованием излучения как непрерывных, так и импульсно-периодических лазеров. В основу АКЛРД положен принцип конструктивного и функционального разделения основных узлов - оптического концентратора лазерного пучка и сопла реактивного двигателя. Схема построения ЛСРТ с аэрокосмическим лазерным реактивным двигателем позволяет формировать тягу независимо от взаимной ориентации летательного аппарата и источника лазерной энергии и обеспечивать возможность эффективного маневрирования аппарата на космической орбите. Для увеличения эффективности работы лазерного двигателя с непрерывным лазерным излучением в АКЛРД обеспечивается стабилизация пространственного положения и характеристик непрерывного оптического разряда за счет поперечной продувки зоны взаимодействия лазерного излучения и плазмы оптического разряда.

На основе демонстрационных экспериментов с использованием СОг-лазеров и моделей двигателя показана универсальность предложенной концепции АКЛРД как в непрерывном, так и в импульсно-периодическом режимах работы лазера.

4. Проведен цикл экспериментальных исследований по управлению излучением импулъсно-периодических СОг-лазеров с использованием методов обращения волнового фронта при чегырехволновом взаимодействии излучения в различных нелинейных средах (элегаз, активная среда лазерного усилителя), включая схемы ЧВВ с петлей обратной связи. Впервые в импульсно-периодическом режиме работы лазера экспериментально продемонстрирована возможность компенсации искажений лазерного пучка на всем

лазерном оптическом тракте, охваченном ОВФ-зеркалом, т.е. от выхода задающего генератора до выхода телескопа. На основе анализа ограничений традиционного метода ОВФ предложен и экспериментально подтвержден метод квази-ОВФ (аналог метода динамической голограммы) излучения импульсно-периодических СОа-лазеров. В экспериментах диапазон компенсируемых аберраций составного главного зеркала телескопа достигал: угловых ± 80л поршневых до 50 мкм. При этом энергия на объекте достигала ~ 1,5 Дж при начальном сигнале от него ~ 20 мДж.

Продемонстрирована работа алгоритмов управления лазерным пучком на основе квази-ОВФ на базе СОг-лазера и системы ТЕНОКОМ с размером главного зеркала О = 400 мм. В качестве голограммы-корректора использовалась кювета с элегазом 3<5Рб. В ходе исследований выявлен ряд свойств, присущих схеме с голограммой-корректором: влияние дифракционной эффективности голограммы на энергетические характеристики схемы, наличие спектральной селективности, динамические свойства голограммы в течение импульса излучения. Теоретически и экспериментально показано, что быстродействие такого корректора достигает 2-5 мкс, что позволяет компенсировать практически все аберрации волнового лазерного пучка, включая динамические аберрации, вызванные ■атмосферной турбулентностью.

5. На основе анализа экспериментальных исследований по распространению лазерного излучения через атмосферу Земли обоснованы основные факторы, влияющие на эффективность доставки лазерной энергии к космическому аппарату с лазерным двигателем на борту. Показано, что необходимость введения угла упреждения в этом случае существенно влияет на эффективность доставки излучения в зависимости от высоты аппарата, самолета-носителя и уровня турбулентности.

С использованием численного моделирования показано, что применение традиционных методов ОВФ для доставки энергии к аппарату ограничено и зависит от уровня атмосферной турбулентности и от расположения лазерного источника энергии (наземное или воздушное базирование). Предложен алгоритм, основанный на использовании источника когерентного оптического излучения, создаваемого в атмосфере специальным опорным лазером, для компенсации аберраций лазерного пучка, возникающих при его распространении к аппарату в направлении упреждения. В качестве такого источника излучения предлагается использовать эффект вынужденного комбинационного рассеяния излучения в верхних слоях (на уровне 30 км) атмосферы. На основе теоретического моделирования алгоритма показана возможность компенсации турбулентных аберраций лазерного пучка при его распространении в точку упреждения.

Полученные результаты позволяют сделать вывод о том, что диссертационная работа посвящена актуальной проблеме разработки адаптивных лазерных систем реактивной тяги с использованием веществ СНО-химического состава Работа содержит научно обоснованные технические решения как в части подготовки и проведения экспериментальных исследований по формированию лазерной тяги и управления лазерным пучком, так и в части разработки моделей лазерных реактивных двигателей и моделей лазерных систем реактивной тяги в целом.

Публикации по теме диссертационной работы

1. Yu. Rezunkov. Laser Propulsion for LOTV Space Missions. Beamed Energy Propulsion, A1P Conference Proceedings, Vol.702,2003, p. 228-241.

2. Yu.A. Rezunkov, A. V. Pakhomov. Perspective in-space laser propulsion demonstrator mission. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702,2003, p. 205-215.

3. Y. A. Rezunkov, A, L. Safronov, A.A.Ageichik, andet. At. Performance characteristics of laser propalsion engine operating both in CW and repetitively-pulsed models. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings.Vol. 830,2005, p.3-13.

4. Yu. Rezunkov. Investigations of Propelling of Objects by Light: Review of Russian Papers on Laser Propulsion. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 766,2004, p. 46-57.

5. Yu.A. Resunkov, A.A. Ageichik, YilP. Golovachov, Yu.A. Kurakin, V. V. Stepanov, A.A. Schmidt. Laser propulsion at ambient vacuum conditions. The Review of Laser Engineering (Japan), Vol. 29, No.4, 2001, p. 268-273.

6. Yu. P.Gotovachov, Yu.A, Kurakin, Yu.A. Rezunkov, A.A. Schmidt, V.V. Stepanov. Numerical analysis of gas-dynamic aspects of laser propulsion. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 664,2002, p. 149-159.

7. А.А. Агейчик, М.Ф. Борисов, M.C. Егоров, В.А. Лишков. И.Ч. Машек, Ю.А. Резунков, В.П. Савельева, A.JI. Сафронов, В.В. Степанов. Эффективность преобразования лазерной энергии в тепловую энергию газа применительно к лазерным двигателям. Оптический журнал, том 70, №4,2003, с. 65-71.

8. A.A. Ageichik, M.S. Egorov, Yu.A. Rezunkov, and et at. Experimental study on thrust characteristics of Airospace Laser Propulsion Engine. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702,2003, pp. 49-60.

9. Rezunkov Yu.A., Safronov A. L.. Ageichik A.A., Egorov M.S., Stepanov V. V„ Rachuk V.S., Guterman V.Yu. JvanovA. V., Rebrov S.G., Golikov A.N. Performance Characteristics of Laser Propulsion Engine Operating both in CW and in Repetitively-Pulsed Modes. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 830,2005, p. 3-13.

10. Ageichik A. A., Egorov M.S., Rezunkov Yu.A., Safronov A.S., Stepanov V.V. «Aerospace Laser Propulsion Engine» (priority of the invention is 2003129824,08 Oct, 2003, and international application number is PCT/RU2003/000581)

11. Alexander A. Ageichik, Maxim S. Egorov, Svetlana V. Oslapenko, Yuri A. Rezunkov, Alexander L.Safronov, Vladimir V. Stepanov. Model test of the Aerospace Propulsion engine. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 766,2004, p. 183-194.

12. V.S. Rachuk, V.Yu. Guterman, A.V. [vanav, S.G. Rebrov, A.N. Golikov, N.B. Ponomarev,Yu.A. Rezunkov. Experimental Investigations of Laser Propulsion by using gas-dynamic Laser. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings. Vol. 830, 2005, p. 48-57.

^У1

ЮЛ. Резунков, B.C. Сиразетдинов, АЛ. Стариков, A.B. Чарухчев. Моделирование высокоэнергетических физических процессов с использованием многоцелевых лазерных комплексов. Оптические журнал, №1,1994, с. 84-94.

V/

V

х/

14. А.А. Агейчик, ИМ Белоусова, ДЛ. Горячки», ВМ Иртуганов, С.А. Дчмаков, В.П. Калинин, О.Г. Котяев, ИМ. Козловская, С.Н. Леонов, В.Л. Окулов, Ю.А- Резунков, ВМ Осипов, Н.А. Романов, В.П. Савельева, Г.Ю. Снежков, А.Л. Сафронов, В.В. Степанов, В.Е. Шерстобитов. Исследования прохождения лазерного излучения через атмосферу. Оптический журнал, Т.66, № 11,1999, с. 5-14.

15. АЛ. Агейчик, Д.А. Горячат, О.Г. Котяев, Ю.А. Резунков, А.Н. Родионов, ИЛ. Романов, В.П. Савельева, Г.Ю. Снежков, В.В. Степанов, В.Е. Шерстобитов, А.П. Шестаков. Тепловое самовоздействие излучения импульсно-периодического СОг - лазера при распространении в атмосфере. Оптический журнал, т.66, № 11,1999, с. 15-22.

16. АЛ. Агейчик, М.П. Богданов, В.В. Валуев, В.И. Венглюк, С.А.Димаков, О.Г. Котяев, В.И. Купренюк, В.П. Калинин, ВЛ. Окулов, А.Ю. Родионов, Ю.А.Резунков, А. Л. Сафронов, Г.Ю. Снежков, Г.А. Соколова, А.Н. Старченко, В.В. Степанов, В.Е. Шерстобитов, А.П. Шестаков. Модельные эксперименты по стабилизации положения пучка излучения импульсно-периодического СОз — лазера на удаленном приемнике при наличии искажений на трассе распространения. Оптический журнал, т.66, № 11, 1999, с. 23-34.

17. /СП. Вахмянин, В.Г. Бородин, В.В. Ильин, В.А. Чарухчев, СЛ. Потапов, ЮЛ. Резунков, ВЛ. Окулов, Г.Ю. Снежков, В.И. Баянов, А.А. Лещев. В.Ю. Венедиктов, М-В. Васильев. Формирование мелкомасштабной структуры лазерных пучков на реальной атмосферной трассе. Оптический журнал, т.66, № 11,1999, с. 47-50.

18. ВЛ. Окупов, Ю.А. Резунков, Н.В. Сидороеский, А.Н. Старченко. Особенности аэрозольного рассеяния излучения импульсно-периодического С02 — лазера в атмосфере. Оптический журнал, т.66, Jfe 11,1999, с. 33-38.

19. Р езунков Ю.А. Лазерная реактивная тяга. - перспективы развития и применения. Бюллетень ЛАС "Лазер-информ" №4 (331), февраль 2006

20. ВМ Осипов, И.А. Попов, ЮЛ. Резунков. Особенности транспортировки излучения импульсно-периодического COj-лазера через атмосферу. "Огггика атмосферы и океана", т. 13, №5,2000, с. 437-446.

21. В.В. Воробьев, ВМ Осипов, Ю.А. Резунков. Оценки влияния средней атмосферы на прохождение мощного лазерного пучка. П. Искажения пучков, обусловленные изотропными и слоистыми иеоднородносгями. Оптика атмосферы и океана, т. 16, № 8,2003, с. 695-703.

22. Резунков ЮЛ. Исследование ЧВВ на фазовых решетках в активной среде злектроионизацнонного С02-лазера. Тезисы доклада. XTV Межд. конф. по когерентной и нелинейной оптике (КиНО), Л_, 1991, с. 9-10.

23. АЛ. Ageichik, ЯЛ Dimakov, D.A. Gorjachktn et al. Phase conjugation in a high-power E-beam-sustained C02-laser active medium. Proceedings of SPIE, VoL 1841,1992, p. 181 -189.

24. АЛ. Агейчик, СЛ. Димаков, ЮЛ. Резунков и др. Исследование ЧВВ на фазовых решетках в активной среде алекгроинизацнонного С02-лазера_ Тезисы докл. XIV Межд. Конф. по когер. и нелин. оптике (КиНО-91), Л., 1991, с.9-10.

25. АЛ. Ageichik, O.G. Kotyaev, Yu.A. Rezunkov, A.L Safronav, V. V. Stepanov. Self-phase of middle infrared radiation by Four-Wave Mixing in active medium of C02 laser with feedback loop. Proceedings of SPIE, Phase Conjugation and Adaptive Optics, Vol. 2771,1995, p. 119-125.

26. АЛ. Ageichik, S.A. Dimakov, O.G. Kotyaev, A.A. Leshchev, Yu.A. Rezunkov, A.L Safronav, V.E. Scherstobitov, У. V. Stepanov. The use of dynamic holography technique for correction of aberrations in telescopes. Proceedings of SPIE, Phase Conjugation and Adaptive Optics, Vol. 2771,1995, p. 156-163.

27. A.A. Ageichik. O.G. Kotyaev, АЛ. Leshchev, Yu.A. Rezunkov, A.L Safronov, V.V. Stepanov.M.V. Vasiliev, V. Yu. Venediktov. Experimental study on phase conjugation of correction for distortions

ImpoMd by Mlueop* «temmti. ProOMdlngi of SP1E, Phut Conjugation and Adaptlv« Optlot, Vol. 2771, 1995, p. 136-140.

28. Агейчик А.А., Резунков Ю.А., Степанов В.В. "Метод обращения волнового фронта, аппаратура и система для засветки объектов", Российский патент № 2112265 от 26.06.1996.

29. Н.В. Карнаухов, Ю.А. Резунков, В.В. Степанов. Мелкомасштабные неоднородности плотности \_/ при параметрическом взаимодействии излучения с газовыми средами. Квантовая электроника,

т. 16, №9, 1989, с. 1931-1935.

Хузо.

V31-

32. V. V. Stepanov, V.N. Alekseev, Yu. A. Rezimkov, and et al. Laser beam control system to compensate for the turbulent distortions of laser beam at introducing a lead angle. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702, 2003, p. 283-295.

Тиражирование и брошюровка выполнены в учреждении «Университетские телекоммуникации» 197101, Санкт-Петербург, Саблинская ул., 14 Тел. (812)233 4669 Тираж 100 экз.

А.А. Агейчик, Ю.А. Резунков, В.В. Степанов. Исследование инерционности тепловых динамических голограмм в 31SF6 при четьгрехволновом взаимодействии излучения импульсного СОг-лазера. Квантовая электроника, т.20, №1, 1993, с. 84-88. Л

А.А. Агейчик, О.Г. Котяев, Ю.А. Резунков, А.Л. Сафронов, В.В. Степанов. ОВФ на основе эффекта самовоздействия излучения в активной среде С02 лазера. Оптический журнал, т.64, № 6,1997, с. 28-37.

Перечень основных условных обозначений

Индексы (нижние)

Перечень условных сокращений.

Введение

Глава 1 ОСНОВНЫЕ НАПРАВЛЕНИЯ ИССЛЕДОВАНИЙ, ПРОБЛЕМЫ

РАЗРАБОТКИ ЛАЗЕР11ЫХ СИСТЕМ РЕАКТИВ1ЮЙ ТЯ1 И

1 1 Основные этапы развития исследований по лазерной тяге

12 Основные характеристики гя! и лазерных реактивных двигателей

1 3 Основные механизмы формирования лазерной реактивной тя1 и

1 3 1 Формирование тяги в лазерных воздушно-реакшвных двшашчях

1.3 2 Лазерная тяга на основе эффекта лазерной абляции

1.3 3 Лазерно-химические реактивные двигатели

1 3 4. Основные типы лазерных реактивных двигателей

1 4 Лазерные системы реактивной тя1и на основе лазерных систем передачи световой энергии

1 4 1 Запуск космических аппаратов на околоземную орбиту Требования к оптимальным характеристикам лазерной реактивной тяги

1.4 2. Межорбитальные полеты космических аппаратов с лазерным реактивным дви1а1елем

1 4 3 Особенности применения ЛРСТ для коррекции движения низкоорбитальных спутников

1 5 Выводы.

Глава 2 ОСОБЕННОСТИ ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ ЛАЗЕРНОГО ИМПУЛЬСА С ПЛАЗМОЙ ПРИ ОПТИЧЕСКОМ ПРОБОЕ ГАЗОВЫХ

И ГАЗОКАПЕЛЫ1ЫХ СРЕД.

2 1 Введение

2 2 Модели формирования лазерной реактивной тяги при оптическом пробое газовых и газокапельных сред

2 3 Экспериментальные исследования взаимодействия лагерного излучения с

1азовыми и газокапельными средами.

2 4 Модель лазерной плазмы, возникающей при взаимодействии мощною импульса Nd-лазера с газами

5 2 СОглазеры с дифракционной расходимостью и?лучения, ОВФ на основе эффекта самово?действия излучения в активной среде лазера . 166

5 2 1 Состояние исследований по ОВФ излучения импульснопериодических СО^-лазеров 166

5 2 2 ЧВВ излучения в инвертированной среде COi-лазера 167

5 2 3 Постановка экспериментальных исследований но ОВФ в активной среде СОг-лазера . 170

5 2 4 Особенности ЧВВ излучения в активной среде импульсного

СОг-лазера . 173

5 2 5 Характеристики ЧВОС при ЧВВ излучения в акшвной среде лазера 177

5 3 Генерация мощного СОг-лазериого пучка с дифракционной расходимостью на выходе лазерной системы. . . 179

5 3 1 ФОС на основе телескопа типа ГЕНОКОМ и ОВФ-зеркала на основе элегаза с изотопически замещенной серой 4SFft 181

5 3.2. ФОС на основе телескопа типа IEHOKOM и внутрирезонаторпого

ОВФ-зеркала. .183

5 4 Лазерная система на основе метода квази-ОВФ с динамической коррекцией внутри системных аберраций. . 185

5 5 Особенности использования излучения СО^-лазера для запуска аппаратов с ЛРД в атмосфере Земли . . . . .191

5 5 1 Эффект термоблюминга на горизонтальных атмосферных трассах 191

5 5 2 Влияния атмосферной турбулентности на доставку лазерной энергии . . 194

5 5 3 Ал1 оритм "ярко1 о спекла" и лазерная система доставки энергии в атмосфере на ею основе . .199

5 6 Выводы. . . 210

Глава 6 ЛАЗЕРНЫЕ СИСТЕМЫ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ ДЛЯ ОРГАНИЗАЦИИ

ПОЛЕТОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ. 212

6.1 Введение.212

6 2 Влияние турбулентности на доставку лазерной энергии к космическому аппарату с ЛРД . . . . . . . 213

6 3 Алгоритм формирования силового лазерною пучка с использованием источника когерентного оптического излучения (ИКОИ) . . . 217

6 4 Лазерная система реактивной тяги космическо1 о базирования геостационарная орбита) для межорбитальных полетов космических аппаратов. .225

6 5. Лазерная система реактивной тяги на основе лазеров с солнечной накачкой в системе ориентации и стабилизации положения межпланетного космического аппарата . . 214

6 6 Заключение . . . . . 240

Заключение. . 243

Список литературы 248

Перечень основных условных обозначений а - ускорение (м/с2), ае - константа скорости ионизации,

Ст - удельный импульс реактивной отдачи (H/Bi), с - скорость свега (км/с), ср, - теплоемкость при постоянном давлении (Дж/К),

Се - энергетическую стоимость перевода единицы массы полезной нагрузки аппарата с орбиты на орбиту (Д/к/кг), С] - структурная постоянная турбулентности (м2/3), Сг- цена тяги (Вт/Н),

D - диаметр апертуры главного зеркала (м), Е - энергия в импульсе (Дж), / частота повторения импульсов (с),

1\- кадровая частота смещения, информационного канала (Гц), g - ускорение свободного падения (м/с2), п - посюянная Планка, 6,626 10 34 (Дж с), Д Н" - энтальпия образования вещества (Дж/моль), - интенсивность лазерно1 о излучения (Вт/см2), hp ~ удельный импульс (с), h - потенциал ионизации (В), ./- механический импульс (Н*с),

К - коэффициент увеличения удельного импульса реактивной отдачи, т - масса испаренного вещества (г), т, - масса атомов или молекул испаренного вещества (i/моль), т - массовый расход топлива (скорость абляции) (г/см2хс), т\ - масса полезной нагрузки космического аппарат (ki ), М-число Маха,

А/о - начальная масса космическо1 о аппарата (ki ), пе - плотность электронов (см'3), N- коэффициент доюрания, р - давление газа (Па), р0 - давление воздуха (атм, мм рт ст ), q - плотность потока излучения (Дж/см2) или удельная теплота парообразования, (Дж/кгхК) см по тексту), Р - мощность лазерного излучения (кВт), Q - удельная теплота сгорания топлива (Дж/г),

Q* - удельная энергия лазерною импульса, необходимая для испарения единицы массы вещества (Дж/г),

R - характерный геометрический параметр реактивного сопла или коэффициент отражения (см по тексту),

R' - универсальная газовая постоянная, 8,314 Дж/моль*К, Ro- динамический радиус в теории локального взрыва (м), S - площадь (м2), t - время (с), Г - тяга двигателя (Н),

7'к,,,, - температура кипения вещества (°С, К), Ге - электронная температура (эВ), v - средняя скорость истечения продуктов сгорания испаренно1 о вещества (м/с, км/с), V-скорость объекта (м/с, км/с), W- мощность тепловых источников (Вт),

Z- заряд, равный числу электронов, приходящихся на один атом, а - коэффициент преобразования энер(ии лазерною излучения в тепловую энергию вещества,

Р - эффективность вклада лазерной энергии в плазму оптического пробоя, у - эффективный показатель адиабаты испаренною вещества, б - размер элемента разрешения (м),

Fe - кинетическая энергия электронов (эВ), г\ - коэффициен г поле знот о действия,

О - угловая расходимость излучения, угол упреждения (рад ),

Brf- дифракционная угловая расходимость излучения (рад ),

0 - утл сведения световых пучков (рад ), X - длина волны (м),

А - шаг голографической решегки (мм),

1 - молекулярная масса газа (испаренного вещества) (г/моль), ц, - коэффициент поглощения лазерного излучения веществом (см '), р - плотность газа (г/см3), ст - температурный коэффициент объемного расширения (К '), ае - сечение ионизации электронным ударом (см2), т - длительность импульса (с), то - характерное время локального взрыва, X - температуропроводность среды (м2/с), о) - частота свободных колебаний маятника (Гц) или частота и злучения (см по тексту), Q - телесный угол в вершине полого конуса (стер), или частота амплитуды акустической волны (с"')(см по тексту),

Индексы (нижние) взр - взрывной процесс, дет - процесс детонации, диск - дискретизация, дог - процесс догорания, ис - излучаемый сигнал, КА - космический аппарат, об - объект, осл - ослабление излучения, пн - полезная нагрузка, пр - продукты реакции, пс - принимаемый chi нал, турб - "замороженноегь турбулентности", с - процесс сгорания, d -дифракцмонный,

1 - атом, молекула испаренного вещества, О - начальные параметры,

X - для данной длины волны

Перечень условных сокращений

АКЛРД - аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, ВВКР - вращательное вынужденное комбинационное рассеяние ВКР - вынужденное комбинационное рассеяние, ГСО - геостационарная орбита, ЗГ - задающий генератор,

ИКОИ - источника когерентного оптического излучения, ИМ - мелкомасштабные искажения, И11 - импульсно-периодический, КА - космический аппарат,

КВКР - колебательное вынужденное комбинационное рассеяние,

КДУ - корректирующая двигательная установка,

КПД - коэффициент полезного действия,

ЛВРД- лазерный воздушно-реактивный двигатель,

ЛРД - лазерный реактивный двигатель,

JICPI - лазерная система реактивной тяги,

ЛХРД - лазерно-химический реактивный двигатель,

МДВ - метеороло1 ической дальности видимости,

МЛД- макег лазерно1 о двигателя,

МЭК - Марсианский экспедиционный комплекс,

НЗО - низкая околоземная орбита,

ОВФ - обращение волнового фронта,

ПММА - полиметилметакрилат,

РДТТ - ракетный двигатель на твердом топливе,

СГЗ - составное главное зеркало,

СДВ - светодетонационпая волна,

СИ 1 - светоиндуцировапное тепловыделение,

СРВ - сверхзвуковая радиационная волна,

ТЬНОКОМ - телескоп с нелинейно-опгической компенсацией искажений,

ФОС - формирующая оптическая система,

ХРД - ракетный двигатель на химическом топливе,

ЧВВ - четырехволновое взаимодействие излучения в нелинейных средах,

ЧВОС - четырехволновое взаимодействие с усилением в петле обратной связи,

ЭРД - электрический реактивный двигатель,

LOTV - лазерный орбитальный транспортный аппарат,

LTD - демонстрационная модель светового аппарата

ВВЕДЕНИЕ

Современное развитие космонавтики и технологий освоения космического пространства приводит к необходимости разработки более дешевых способов запуска космических аппаратов на околоземные орбиты и энергетически более эффективных сиаем формирования тя1 и Одним из перспективных направлений в космонавтике в XX веке считалось развитие многоразовых транспортных средств для доставки спутников на околоземные орбиты К этим средствам, в первую очередь, относя 1ся частично многоразовые аэрокосмические системы типа "Space Shuttle" (США) и "Буран" (СССР), созданные на основе ракетных носи1елей Однако стоимость запуска аппаратов на орбшу с помощью таких систем велика, а основную массу системы составляет ракетное топливо Развитие исследований в области гиперзвуковой аэродинамики и соответствующих аэрокосмических технологий привело к разработке однос1упенча1ых аэрокосмических самолетов (типа Х-30 в США, "Hotol" в Великобритании или "Игла" в России), ню, по оценкам, должно существенно снизить стоимость запуска

В данной работе рассматриваются лазерные системы реактивной тяги (JICPI) как одно из перспективных направлении решения проблемы создания энергетически эффективных транспортных систем Одним из принципиальных преимуществ ЛСР1 является отсутствие какой-либо отделяемой или возвращаемой на Землю отработанной ракетной ступени Еще одним преимуществом рассматриваемою варианта аэрокосмическои системы является использование эколотчески чистых видов топлива таких, как атмосферный воздух (на этапе запуска аппарата) или полимерные материалы СНО-химическою состава При значительном количестве (свыше 1000 в год) такая система может быть экономически выгодной

В работе исследуются проблемы создания ЛСРТ применительно к запуску аппаратов на околоземную орбиту а, также, применительно к орбитальным полетам спутников для астрофизических телескопов, мониторинга и исследования околоземного космического пространства, защиты космических станций Рассматриваются возможности использования лазерной тяги как систем стабилизации и ориентации межпланетных аппаратов Достижение энергетической эффективности лазерной тяги и обеспечение экономного расхода топлива являются основными задачами в разработке лазерных систем реактивной гяги космического применения

Лазерная реактивная тяга является частью более общей концепции использования энергии направленного излучения - от радиоволн до излучения Солнца, - которая в настоящее время интенсивно разрабатывается во всем мире применительно к созданию новых транспортных средств. Концепция лазерной тяги основывается на использовании jHepi ии удаленного лазерного источника, доставляемой к аппарату специальными средствами Лазерная тя1а - развивающаяся область квантовой электроники и лазерной физики, объединяющая такие направления, как физика плазмы, взаимодействие лазерного излучения с веществом, а также прохождение лазерного излучения в атмосфере и др Особенностью исследований по лазерной тяге является то, что механизмы, ответственные за ее формирование, "включаются" под воздействием интенсивного лазерного излучения К таким механизмам относятся а) лазерная абляция, б) вынос рабочей массы газа лазерной детонационной волной (или ударной волны, в) высвобождение химической энергии связи молекул рабочего вещества, которое само по себе является химически нейтральным

Анализ исследований по лазерной тя1е показывает, что их можно условно разделить на несколько этапов 70-е года прошлого века являются началом исследований, разработкой первых концепции применения лазерной тяги В 80-е годы намечается поиск научно-технических решений обеспечения оптимальный условии формирования лазерной ТЯ1И, включая конструкции лазерного реактивною двшателя и состав оптимального топлива Этап 90-х годов был посвящен концептуальным разрабо1кам использования лазерной тяги в космосе На современном этапе (начало 2000-х годов) формируется практический подход к подготовке и проведению демонстрационных экспериментов, обосновывающих возможности применения лазерной тяги в ракетной технике и технологии

В данной работе рассматриваются проблемы разработки лазерных систем реактивнои тяги в наиболее общем виде с включением в их состав таких компонент, как

-лазер (лазерный источник энергии) с телескопической системой передачи эпер1ии к аппарату с ЛРД,

- системы управления лазерным пучком (включая управление ею волновым фронтом для компенсации искажений, вносимой трассой распространения излучения на эффективность доставки энергии к аппарату с ЛРД),

- собственно лазерный реактивный двигатель; и, наконец,

- летательный аппарат с ЛРД и приемной оптическои системой на боргу

Целью диссертационной работы является теоретическое и эксперимента шное обоснование возможности разработки чазерных систем реактивной тяги на основе решения физических пробчем создания универсачьных шзерных реактивных двигатели и адаптивных методов управчения лазерным чучом, обеспечивающих эффективную доставку юзерной энергии от чазеров наземного и космического базирования

В работе рассматриваются следующие задачи, решение которых направлено на достижение поставленной цели1 а) исследование процессов взаимодействия чазерного ujучения с рабочим веществом, вчияющих на формирование эффективной шзерной реактивной тяги разработка их физических модечей дчя решения пробам создания униьерииьных чазерных реактивных двигатечей (ЛРД), б) обоснование выбора перспективного топчива din шзерно-химических реактивных двигатегей на основе экспериментатюго исс сдавания взаимодействия изучения с веществами СПО-химического состава, в) экспериментачыюе обоснование возможности создания высокоэффективных шзерных реактивных двигате ieit с высокими удегьными характеристиками тяги такими, как удечьный импучьс реактивной отдачи 6oiee 103 11/Вт и удемныи импучъс 103 с и выше, г) разработка ачгоритмов эффективной доставки чазериой энергии к аппарату с ЛРД на борту дш компенсации искажений шзерного пучка при его прохождении через атмосферу Земчи, д) обоснование общей схемы построения адаптивных ЛСРТ на основе универсачьных ЛРД и адаптивных методов управ гения лазерны м пучко м

Методология работы

Подготовка и проведение экспериментальных исследований по взаимодействию лазерного излучения с веществом проводятся на основе разработанных меюдов ре1ис1рации эффективности вклада лазерной энергии в плазму оптического пробоя с применением теневых методов и мзодинамической теории локального взрыва Теоретические модели многократно ионизованной плазмы оптического пробоя ызовых сред используются для обработки и анализа экспериментальных данных с целью определения эффективности вклада лазерной энергии в рабочее вещество и эффективности формирования лазерной тяги

Численное моделирование прохождения лазерного излучения через атмосферу Земли используется для определения основных факторов, ограничивающих эффективность доставки энергии к аппарату с лазерным реактивным двигателем Экспериментальные модельные исследования по взаимодействию лазерного излучения с атмосферой проводятся для обоснования алгоритма управления лазерным пучком, определяющею схемы построения адаптивных ЛСРТ.

В качестве основного метода управления излучением СОг-лазера используется метод обращения волнового фронта (ОВФ) па основе эффекта четырехволновою взаимодействия (ЧВВ) излучения среднего ИК диапазона в элегазе с изотонически замещенной серой

34SF6) Для записи динамической голограммы-коррекюра волнового фронта излучения СОг-лазера используется тепловая решетка плотности газа, формируемая под воздействием излучения лазера Модельные экспериментальные исследования в импульсно-периодическом режиме работы лазера позволяют продемонстрировать эффективность разрабатываемых алгоритмов коррекции волнового фроша и формирования лазерной ши в динамическом режиме работы моделей J1CP7,

Научная новизна работы

1 Разработана экспериментальная методика определения эффекшвносш вклада лазерной энергии в тепловую энергию 1азовых и газокапельных сред на основе теории локального взрыва На основе этой методики проведены экспериментальные исследования по взаимодействию излучения импульсных СОг- и Nd-лазеров с различными газовыми и газокапельными средами, позволившие экспериментально оценить эффективноеib вклада лазерной энергии в плазму оптического пробоя указанных сред с привлечением модели многократно ионизованной плазмы, создаваемой под воздействием лазерного излучения с интенсивностью 1 = (10п-1014) Вт/см2

2 Разработана полуэмпирическая модель формирования тяги в лазерно-химических реактивных двшателях на основе анализа экспериментальных исследований по взаимодействию лазерного излучения двух длин волн (к =10,6 мкм и 1 =1,06 мкм) с веществами CIIO-химического состава (твердыми и жидкими)

3 Предложена лазерная система реактивной тяги, включающая в себя лазер, адаптивные системы управления лазерным пучком, приемную оптическую систем), устанавливаемую па аппарате, и аэрокосмический лазерный реактивный двигатель, работающий с использованием излучения как непрерывных, 1ак и импульсно-периодических лазеров При этом направление движения аппарата (или направление вектора тяги двигателя) не зависит от взаимной пространственной ориентации аппарата и лазерного источника энергии Разработаны макеты лазерных систем реактивнои тяги и проведены экспериментальные исследования по полеiу моделей аппаратов с лазерным двшагелем, подтвердившие модельные представления формирования лазерной тяги с использованием излучения СОг-лазеров

4. Впервые экспериментально продемонстрирована возможность компенсации искажений лазерного пучка на всем оптическом тракте, охваченном петлей обращения вочнового фронта (ОВФ), в импульсно-периодическом режиме работы СОг-лазера с использованием методов ОВФ при четырехволновом взаимодействии излучения в различных нелинейных средах (элега!, активная среда лазерного усилителя), включая схемы ЧВВ с петлей обратной связи

5 Разработан и экспериментально подтвержден метод ОВФ излучения импульсно-периодических ССЬ-лазеров, основанный па записи голограммы-корректора в газовой среде (элегаз 34SF6>, - метод квази-ОВФ Теоретически и экспериментально показано, что быстродействие такого корректора равно 2-5 мкс, что позволяе1 компенсировать практически все аберрации волнового фронта лазерного пучка, включая динамические аберрации, вызванные атмосферной турбулентностью

6 Предложен алгоритм компенсации аберраций лазерного пучка, возникающих при его распространении от лазера к аппарату с ЛРД в направлении упреждения, для повышения эффективности доставки лазерной энергии к космическому аппарату с ЛРД на борту с лазера наземного или самолетного базирования, основанный па использовании источника koi ерентного оптического излучения, создаваемого в атмосфере специальным опорным лазером В качестве такою источника излучения предложено использовать эффект вынужденного комбинационного рассеяния излучения в верхних слоях ашосферы (на уровне 30 км)

Практическая значимость резулыаюв исследований

Разработанные методы формирования и наведения лазерного пучка, эффективной транспортировки лазерной энергии через земную атмосферу могут быть использованы в задачах запуска малоразмерных спутников на околоземные орбиты с использованием излучения импульсно-периодических лазеров, а также уничтожения космического мусора с использованием излучения импульсных лазеров наземного базирования.

Разработанная концепция универсальною аэрокосмического лазерного реактивною двигателя (АКЛРД), включающего приемную оптику, концентратор лаверною пучка, реактивное сопло, а также результаты экспериментальных исследований по лагерной ше с различными моделями лазерных реактивных двигателей могут быть использованы для разработки реальных лазерных двшателей и рекомендации по типу космического аппарата с лазерной тягой для демонстрационных экспериментов в космосе

1еоретический анализ механизмов формирования лазерной реактивной тяги, основанный на модели многократно ионизированной плазмы и газодинамическои теории локального взрыва, может быть также использован для исследования взаимодеиствия лазерною излучения с газовыми средами и определения эффективности такого взаимодействия

Разработанные методы создания эффективной лазерной ши будут способствовать разработке новою класса реактивных двигателеи экологически безопасных для окружающей среды

Основные положения и научные результаты, выносимые на защиг>

1 Теоретические и экспериментальные результаты исследований процессов формирования лазерной тяги, зависимости характеристик лазерной тяги от параметров лазерного излучения, состава рабочего вещества, геометрии взаимодействия излучения с веществом, геометрических характеристик моделей лазерных двигателей

2 Физические модели формирования лазерной тяги в лазерно-химических реактивных двигателях, разработанные на основе экспериментальных исследований взаимодействия лазерного излучения с веществами СНО-химическот состава, как в вакуумных, так и в атмосферных условиях.

3 Физические методы формирования лазерной тяги с высокими удельными характеристиками, в том числе с использованием рабочего вещества СНО-химического состава, подтвержденные экспериментально с использованием разработанных моделей аэрокосмических лазерных реактивных двигателеи, обеспечивающих независимость (универсальность) принципов построения лазерных систем реактивнои тяги от типа и режима работы лазера

4 Принципы построения лазерных систем реактивной тяги, работающих как в импульсно-периодическом, так и в непрерывном режимах работы, имеющих в своем составе а) лазерный излучатель, б) адаптивную лазерную систему, построенную с использованием искусственного когерентного источника излучения в атмосфере, в) приемную оптическую систему с лазерным реактивным двигателем, расположенные на самом аппарате, позволяющие обеспечить свободу в управлении направлением движения аппарата с ЛРД, исключить влияние выхлопной реактивной струи на лазерное излучение, конструктивно разделить оптический концентратор лазерного пучка и реактивное сопло

5 Алгоритмы работы и схемы построения адаптивного контура лазерных систем реактивной тяги с использованием голограммы-корректора и искусственного когерентного источника излучения в атмосфере, реализующие компенсацию искажений лазерного пучка из-за неизопланатизма распространения лазерного излучения в атмосфере Земли, разработанные с привлечением методов численного моделирования прохождения лазерного излучения в атмосфере.

Апробация результатов исследований

Научные результаты работы докладывались на международных научных конференциях.

- "Оптика лазеров", Санкт-Петербург - 1992, 1994, 1996, 1998,2000,2003;

- "High-Power Laser Ablation", Santa Fe (США) - 2000, Taos (США) - 2002,

- "Beamed Energy Propulsion", Huntsville (США) - 2002, Sendai (Япония) - 2003, Tro> (CIIIA) - 2004, Nara (Япония) - 2005, а также

- на конференции "Системы и технологии освоения космоса", Москва - 2003,

- на семинарах в научном и технологическом центре НАСА в Huntsville (США) -2003, 2004,

- на научных семинарах в НИИКИ ОЭП, ИЛФИ ВНИИЭФ (г Сэров), ИЛФ (г Санкт-Петербург), ФТИ им А Ф Иоффе (г Санкт-Петербург), ФГУП «Центр Келдыша» (i Москва)

Список основных публикаций по материалам диссертационной работы составляет 34 печатных работы, в том числе 32 статьи и 2 патента на и юбретеиия

Научные результаты работы реализованы по следующим направлениям

- метод обращения волнового фронта на основе четырехволнового взаимодеиствия излучения в нелинейных средах, аппаратура и система для засветки объектов защищены патентом Российской Федерации и исиольюваны при разработке алгоритмов управления лазерным пучком, выполненных по темам Российского агентства по атомной энергии,

- аэрокосмический лазерный реактивный двигатель защищен патентом Российской Федерации и международным патентом, испольюван при проведении НИР' Факел" (заказчик - Институт лазерно-физических исследований ВНИИЭФ, i Саров) для обоснования выбора топлива для лазерно-химических реактивных двигателеи, а также предложен в качестве прототипа лазерных двигателей, рафабашваемых в рамках международных проектов Международного научно-технического центра (МН1Ц, № 1801, ведущая ортанимция -НИИКИ ОЭП и № 2260, ведущая организация - ФГУ1Г'Центр Келдыша"),

- алгоритмы работы и схемы построения адаптивного контура лазерных систем реактивнои тяги с использованием юлотраммы-корректора использованы при исследованиях по проекту МНТЦ№ 1801

Данная диссертационная работа проводилась в рамках тематики НИР, выполняемых в НИИКИ ОЭП по заказам Российскою атентсгва по атомной энергии, Министерства обороны РФ, Министерства энергетики и промышленности РФ, а также по проектам МНТЦ

Результаты работы использованы при разработке и постановке составной части НИР "Двигатель", утвержденной в рамках Федеральной космической программы развития ракетно-космической техники России на период до 2015 г

Диссертационная работа состоит из введения, шести глав и заключения на 256 страницах, включая 112 рисунков, 24 таблицы, список литературы из 173 наименований

5.6. Выводы

Проведенный цикл экспериментальных исследований по управлению излучением СОг-лазеров позволил обосновать возможность использования методов обращения волнового фронта при четырехволновом взаимодействии излучения в различных нелинейных средах, включая элегаз с изотопически замещенной серой и активную среду СОг-лазера В последнем случае экспериментально обоснована схема ЧВВ излучения СОг-лазера с петлей обратной связи Впервые в импульсно-периодическом режиме работы лазера экспериментально продемонстрирована возможность компенсации искажении лазерного пучка на всем лазерном оптическом тракте, охваченном петлей обратной связи с ОВФ-зеркалом, т е от выхода задающего генератора до выхода телескопа

На основе анализа ограничений традиционного метода ОВФ предложен и экспериментально подтвержден метод квази-ОВФ (аналог метода динамической юлограммы) излучения импульсно-периодических СОг-лазеров Продемонстрирована работа алгоритмов управления лазерным пучком на основе квази-ОВФ на базе СОг-лазера и телескопической системы типа ТЕНОКОМ с диаметром главного зеркала D = 400 мм В качестве голограммы-корректора использовалась кювета с элегазом 34SF6 В экспериментах диапазон компенсируемых аберраций составного главною зеркала телескопа достигал, yi ловых ± 80</, поршневых до 50 мкм При этом энергия в лазерном импульсе, доставляемом на удаленный объект, достигала ~ 1,5 Дж при начальном сигнале от нею ~ 20 мДж В ходе исследований выявлен ряд свойств, присущих схеме с голограммой-корректором влияние дифракционной эффективности голограммы на энергетические характеристики схемы, наличие спектральной селективности, динамические свойства голограх мы в течение импульса излучения Теоретически и экспериментально показано, что быстродействие такого корректора достигает 2-5 мкс, что позволяет компенсировать практически все аберрации волнового лазерного пучка, включая динамические аберрации, вызванные атмосферной турбулентностью

Предложенная СОг-лазерная система на основе метода квази-ОВФ с динамическои коррекцией внутри системных аберраций может рассматриваться как базовая для разработки адаптивных лазерных систем для запуска космических аппаратов с лазерными реактивными двигателями. В данной системе решен вопрос о достижении дифракционной расходимости лазерного пучка на выходе лазерной системы и засветки этим пучком удаленного объекта Однако эффективность доставки лазерной энергии к аппарату в эюм случае будет определяться также влиянием атмосферы на расходимость лазерного пучка

На основе анализа экспериментальных исследований по распространению лазерного излучения через атмосферу Земли обоснованы основные факторы, влияющие на эффективность доставки лазерной энергии к аппарату с лазерным двигателем на борту Показано, что возможность управления лазерным пучком в турбулентной атмосфере с целью доставки лазерной энергии к летательному аппарату существенным образом зависит от состояния турбулентности атмосферы и алгоритма управления лазерным пучком Так, в алгоритме на основе динамической голограммы регистрация углового распределения отраженного излучения определяется разрешением голограммы, а в алгоритме "яркий спекл" происходит сканирование пространства в плоскости аппарата и анализируется амплитуда отраженного излучения во времени с целью определения момента включения основного лазера В обоих случаях возникает проблема недокомпенсации турбулентных искажений лазерного пучка при доставке лазерной эггергии к аппарату

На наш взгляд, решение данной проблемы может быть найдено, если усовершенствовать предложенный метод квази-ОВФ, рассматривая его применительно к трассе распространения лазерного пучка в атмосфере Более того, предложенные принципы формирования обращенного излучения на основе использования голограммы-корректора и традиционного ОВФ-зеркала позволяют сформулировать общий алгоритм управления лазерным пучком, в основу которого может быть положен принцип эквивалентной замены объекта возмущений лазерного пучка на его юлографический аналог Последний позволяет проводить операцию формирования обращенного пучка в отсутствие самого объекта. Голограмма может быть записана с требуемой частотой повторения импульсов, с которой, например, следуют лазерные импульсы, или с частотой, соответствующей времени "замороженности" атмосферной турбулентности так, как это было предложено в [154] Применение голограммы-корректора для управления лазерным пучком и увеличения эффективности доставки лазерной энергии к космическим аппаратам с ЛРД подробно рассматривается в следующей главе.

ГЛАВА 6

ЛАЗЕРНЫЕ СИСТЕМЫ РЕАКТИВНОЙ ТЯГИ ДЛЯ ОРГАНИЗАЦИИ ПОЛЕТОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ

6.1. Введение

Необходимость получения информации о возможных искажениях лазерного пучка на трассе его распространения и организации процесса ОВФ существенно влияют на облик лазерной системы реактивной тяги при обеспечении полетов космических аппаратов Широкие возможности методов ОВФ для компенсации искажений лазерного пучка, его быстродействие позволяют проводить динамическую компенсацию практически всех аберраций, которые можно ожидать при использовании реальных ЛСРТ

При условии сохранения высокого качества ОВФ-зеркала и взаимности распространения сигнального (пробного) и обращенного пучков достигается полная компенсация неоднородностей трассы распространения и их влияния па эффективность доставки лазерной энергии к аппарату Однако введение угла упреждения в обращенный пучок, связанное с конечной скоростью распространения света и высокой скоростью движения космического аппарата, нарушает это условие [155]

Для решения проблемы точной доставки энергии излучения к космическим аппаратам через турбулентную атмосферу в настоящей главе рассматривается алгоритм, основанный на использовании опорного источника когерентного излучения, создаваемого в верхних слоях атмосферы Этот алгоритм является аналогом алгоритма "запись-считывание", но отличается от пего как по способу реализации процедуры "запись-считывание", так и по способу управления силовым лазерным пучком. Предлагаемый алгоритм во многом подобен алгоритму лазерных опорных звезд (или "искусственного опорного источника" [156]), однако отличается от него тем, что для формирования голограммы-корректора используются когерентные свойства сигнала вынужденного комбинационного рассеяния излучения опорного лазера в верхних слоях атмосферы. В данной главе на основе теоретического моделирования рассматриваются условия реализации этого алгоритма

В случае космического базирования лазерной системы реактивной тяги отпадает необходимость компенсировать неоднородности трассы распространения лазерного пучка Однако в этом случае возникают другие ограничения по дальности действия лазерной системы, связанные с большими скоростями движения космического аппарата Для межпланетных полетов в качестве перспективных рассматриваются ЛСРТ на основе лазеров с солнечной накачкой

6.2. Влияние турбулентности на доставку лазерной энергии к космическому аппарату с ЛРД

Для уточнения влияния эффекта пеизопланатизма [156] на точность доставки лазерной энергии рассмотрим космический аппарат типа LOTV при его полете с низких орбит на геостационарную Этот полет можно условно разделить на три последовательных стадии Первая стадия включает в себя движение аппарата на низких (порядка 300 км) орбитах, вторая - подъем аппарата на орбиту высотой до 5000 км, когда размер лазерного пучка в дифракционном приближении меньше или равен апертуре приемного коллектора аппарата LOTV. Третья стадия соответствует орбитам выше 5000 км, когда размер пучка даже в дифракционном приближении больше апертуры коллектора

При этом предполагается также, что апертура передающего объектива самой лазерной системы ограничена величиной 1 м, характерной для лазерных систем самолетного базирования. На низких орбитах кроме введения угла упреждения предполагается вводить расфокусировку в обращенный пучок с целью обеспечения наиболее равномерного заполнения приемного коллектора LOT V лазерным пучком [63]

Для оценки влияния атмосферной турбулентности па характеристики лазерного пучка было проведено численное моделирование его распространения через верхние слои атмосферы с использованием модели атмосферы и метода фазовых экранов, разработанных в [143, 144] Алгоритм управления лазерным пучком моделировался в виде трех последовательных операций.

-регистрации волнового фронта пробного излучения, пришедшею в апертуру передающего телескопа лазерной системы;

- формирования силового лазерного пучка е использованием идеального ОВФ-зеркала,

-поворота оси пучка на уюл упреждения и введение, если необходимо, в его волновой фронт дополнительной кривизны, обеспечивающей заполнение коллектора. В дальнейшем этот алгоритм называется алгоритмом прямою метода ОВФ. Для проведения численных расчетов была выбрана известная Колмогоровская модель атмосферной турбулентности Результаты расчетов для высоты орбиты аппарата 300 км представлены на рис. 6.1 и 62 Из рис 6 1 видно, что в апертуру приемного коллектора аппарата будет доставлено не менее 80 % начальной лазерной энер1 ии даже в худших турбулентных условиях. Уширение пучка за счет рыскания (уширение при "длительной экспозиции") составляет величину порядка 6х1,22ШХ В то время как уширение за счет мелкомасштабных аберраций (уширение при "мгновенной экспозиции") составляет

2,5x1,22X/D. При заполнении излучением коллектора радиусом 5 м рыскание увеличит радиус пучка до 7 м. Потери энергии без компенсации рыскания составят 50 %.

Расчеты показывают также, что влияние уширения на доставку энергии, связанного с расфокусировкой излучения, близко к величине влияния уширения, вызванного поворотом пучка на угол упреждения. Следует отметить спеклованность светового поля по апертуре приемного коллектора, что свидетельствует о том, что операция ОВФ в этом случае не обеспечивает полную компенсацию мелкомасштабных искажений лазерного пучка. И хотя они не сказываются на энергетических характеристиках доставленного излучения, возникает вопрос о фокусировке спеклованного лазерного пучка в рабочую зону лазерного двигателя.

А Л

80,7 % 5.27Е-02 f ' 9

86,5 % 5.75Е-02

85,7 % 6,49Е-02

Рис. 6.1. Худшие условия по атмосферной турбулентности. Выходная апертура 1 м на высоте 10 км, прием на высоте 300 км, угол упреждения 50 мкрад. Расфокусировка (кривизна поля) в плоскости передающего телескопа AR = - 33 км, круг, диаметром

Юм расположен в точке прицеливания. А - единичные реализации распределения интенсивности, В - процентное отношение энергии, попавшей в круг диаметром Юм, С - относительное значение интенсивности в максимуме

Рис. 6.2. Средние условия по атмосферной турбулентности. Выходная апертура 1 м на высоте 10 км, прием па высоте 300 км, угол упреждения 50 мкрад

Для орбит аппарата с высотой порядка 3000 км (рис. 6.3, 6.4) расчеты показывают, что на приемном коллекторе формируется пучок в виде одного-двух ярких спеклов, блуждающих случайным образом по апертуре приемного коллектора в диапазоне углов 10'6 рад. Размер спекла (а = (АХ)1/2 = 1,7 м) меньше дифракционного размера пучка (с/=2,44Ш£> = 7,3 м). Отметим, что это блуждание не является рысканием лазерного пучка как целого, а зависит от конкретной структуры атмосферной турбулентности, реализованной случайным образом от импульса к импульсу. Доля лазерной мощности, попадающей в приемный коллектор, сохраняется практически неизменной при блуждании спеклов по апертуре коллектора и составляет величину 38-45 % от начальной мощности лазера.

Худшие условия по атмосферной турбулентности

А 1 J 1 Ф # I 1 « 1 ( • ■ / s." '

В 38,496033 % 45,069374 % 45,049339 %

С 1,345171Е-02 2,331733Е-02 2,429388Е-02

Рис. 6.3 Выходная апертура 1 м на высоте 10 км, прием на высоте 3000 км, угол упреждения

40 мкрад

Средние условия по атмосферной турбулентности

А • 1 • 1 ЯШ • V . г*

В 81,573746% 84,572891 % 84,659645 %

С 4J88491E-02 5,360933Е-02 5,383868Е-02

Рис. 6.4. Выходная апертура 1 м на высоте 10 км, прием на высоте 3000 км, угол упреждения 40 мкрад

Для орбиты аппарата высотой около 30000 км (рис. 6.5, 6.6) можно считать, что волновой фронт лазерного пучка, перехватываемый коллектором, является плоским. Как видно из рис. 6.6, в худших турбулентных условиях смещение пучка по апертуре приемного коллектора составляет величину порядка 3х 10"7 рад. При этом доля доставленной лазерной энергии уменьшается с 6,2 % до 2,5 % (т.е. почти в 2,5 раза).

В табл. 6.1 приведены значения эффективности доставки лазерной энергии к аппарату LOTV, усредненные по отдельным реализациям численного моделирования прямого метода ОВФ для управления лазерным пучком, для трех значений высоты орбиты аппарата и двух условий состояния атмосферной турбулентности.

Худшие условия по атмосферной турбулентности

А — т •

В 2,486693 % 3,969683 % 4,770397 % с 2.578499Е-04 3.846689Е-04 4.240325Е-04

Рис. 6.5. Выходная апертура I м на высоте 10 км, прием на высоте 30000 км, угол упреждения

20 мкрад

Средние условия по атмосферной турбулентности.

I I

5,559045 %

5,976750 %

6,203288 %

5.265852Е-04

5,668281Е-04

5,777296Е-04

Рис. 6.6. Выходная апертура 1 м на высоте 10 км, прием на высоте 30000 км, угол упреждения

20 мкрад

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной работе проведено теоретическое и экспериментальное обоснование возможности создания адаптивных лазерных систем реактивной тяги, которые включают в себя такие важные компоненты и узлы, как

- универсальный лазерный реактивный двигатель, работающий как в непрерывном, так и в импульсно-периодическом режимах (т е. с использованием излучения непрерывных и импульсно-периодических лазеров);

-лазер (лазерный источник энергии) с формирующей оптической системой для передачи лазерной энергии к аппарату с ЛРД;

- система управления лазерным пучком, включая управление его волновым фронтом для компенсации искажений, вносимой трассой распространения излучения к аппарату с ЛРД; и, наконец,

- приемная оптическая система, расположенная на борту летательного аппарата вместе с ЛРД

Для обоснования возможности создания универсальных лазерных реактивных двигателей решены такие задачи, как определена эффективность взаимодействия лазерного излучения с газовыми, газокапельными и средами, а, также, с веществами СНО-химического состава Обоснован выбор топлива и экспериментально показана возможность получения высоких удельных характеристик тяги в лазерно-химических реактивных двигателях. Разработана конструкция аэрокосмического лазерного реактивного двигателя и в ходе демонстрационных экспериментов показана возможность обеспечения необходимых полетных характеристик макета аппарат с таким типом лазерного двигателя

Для обеспечения эффективной доставки лазерной энергии к аппарату с ЛРД рассмотрены вопросы прохождения лазерного излучения через атмосферу Земли, проведены экспериментальные исследования по отработке алгоритмов управления и наведения лазерного пучка с использованием методов ОВФ и динамической голографии в импульсном и в импульсно-периодическом режимах работы лазера. Рассмотрены схемы построения лазерных систем реактивной тяги космического базирования, определены возможности их применения для организации космических полетов аппаратов

Проведенные исследования позволяют определить основные направления развития разработки лазерных систем реактивнои тяги, а, также, прогнозировать развитие технологии лазерной тяги применительно к перспективным задачам освоения космического пространства, включая: а) межорбитальные полеты аппаратов, б) коррекцию орбиг автономных спутников и космических станций, в) стабилизацию пространственного положения и ориентация аппаратов и межпланетных станций при полетах в солнечной системе Разработанные методы построения лазерных систем реактивной тяги могут использоваться также в задачах г) обнаружения космического мусора и защиты космических станций от объектов этою мусора, д) выведения и ликвидации радиоактивных отходов атомной энергетики за пределами Земли и околоземного космического пространства

Разработанные в процессе выполнения исследований методы формирования и наведения лазерного пучка, эффективной транспортировки лазерной энергии через земную атмосферу могут быть использованы также в задачах запуска малоразмерных спутников на околоземные орбиты с использованием излучения импульсно-периодических лазеров, уничтожения космического мусора с использованием излучения импульсных лазеров наземного базирования и в других, аналогичных, применениях лазерного излучения

На основе проведенных исследований можно выделить следующие результаты, в которых заключается научная новизна работы

1 Разработана методика определения эффективности процессов взаимодействия лазерною импульса с газовыми и газокапельными средами на основе приближения теории локального взрыва и теневого метода регистрации плазмы На основе этой методики экспериментально показано, что эффективность преобразования энергии лазерною импульса в тепловую энергию газа не превышает 35 %

В рамках модели многократно ионизованной газовой плазмы проведена оценка эффективности вклада лазерной энергии в плазму оптического пробоя в зависимости о г электронной температуры (концентрации) плазмы в диапазоне изменения интенсивностей лазерного излучения /= (1011—1014) Вт/см2 Величина удельного энерговклада составила 300-500 Дж/см3 в диапазоне давлений газа 0,3-1 атм, при понижении давления до 0,1 атм она уменьшалась вдвое На основе этой модели показано также, что повышение эффективности вклада энергии до 50 % возможно лишь при повышении температуры плазмы до 40-60 эВ.

2 Проведены экспериментальные исследования по взаимодействию лазерного излучения двух длин волн (Л. = 10,6 мкм и ?i=l,06 мкм) с веществами СНО-состава (твердыми и жидкими) Предложены физические модели формирования тяги в лазерно-химических реактивных двигателях На основе этих моделей показано, что увеличение импульса реактивной отдачи зависит как от состава вещества, так и от характеристик лазерного импульса, а именно пропорционально величине 1 + (В/А х0х(Д<^г^) где / интенсивность лазерного излучения, X - длина волны излучения, х - длительность лазерного импульса, коэффициенты А и В зависят от состава рабочего вещества.

3. На основе анализа процессов формирования лазерной тяги предложена модель аэрокосмического лазерного реактивного двигателя для полетов аппаратов в атмосфере и в космических условиях с использованием излучения как непрерывных, так и имггульсно-периодических лазеров В основу АКЛРД положен принцип конструктивного и функционального разделения основных узлов - оптического концентратора лазерного пучка и сопла реактивного двигателя Схема построения ЛСРТ с аэрокосмическим лазерным реактивным двигателем позволяет формировать тягу независимо от взаимной ориентации летательного аппарата и источника лазерной энергии и обеспечивать возможность эффективного маневрирования аппарата на космической орбите Для увеличения эффективности работы лазерного двигателя с непрерывным лазерным излучением в АКЛРД обеспечивается стабилизация пространственного положения и характеристик непрерывного оптическою разряда за счет поперечной продувки зоны взаимодействия лазерного излучения и плазмы оптического разряда

На основе демонстрационных экспериментов с использованием СОг-лазеров и моделей двигателя показана универсальность предложенной концепции АКЛРД как в непрерывном, так и в импульсно-периодическом режимах работы лазера

В импульсно-периодическом режиме работы лазера проведены полетные испытания модели АКЛРД В экспериментах использовался электроионизационный СОг-лазер с энергией в импульсе до 130 Дж, частотой повторения импульсов 50 Гц и средней мощностью излучения -6-6,5 кВт Полет осуществлялся навстречу лазерному пучку по двум параллельным проволокам, натянутым от стартовой площадки к узлу вывода излучения из лазера Общая масса каретки и модели двигателя составила 0,15 кг В качестве рабочего вещества использовался Делрин (полиформальдегид)

Исследуемая мидель АКЛРД показала следующие полетные характеристики

- максимальная скорость полета модепи 3-4 м/с,

- максимальное ускорение 0,4-0,5 g,

- максимальный удечьный импульс реактивной отдачи 2,5* I04 Н/Вт,

- максимальная развиваемая тяга 1,3-1,5 11

В экспериментах с использованием газодинамического СОг-лазера с выходной мощностью излучения до 20 кВт основное внимание было уделено определению оптимального расхода воздуха в области фокусировки лазерного излучения, который обеспечивал поперечную продувку области взаимодействия лазерного излучения с рабочим веществом Максимальная тяга, развиваемая макетом двигателя, составила величину ~ 2,0 Н, которая была получена при мощности излучения 10 кВт и расходе воздуха 0,2-0,4 г/с, те Ст = 10"4 Н/Вт. Дальнейшее увеличение расхода воздуха приводило к уменьшению тяги

4 Проведен цикл экспериментальных исследований по управлению излучением импульсно-периодических СОг-лазеров с использованием методов обращения волнового фронта при четырехволновом взаимодействии излучения в различных нелинейных средах (элетз, активная среда лазерного усилителя), включая схемы ЧВВ с петлей обратной связи Впервые в импульсно-периодическом режиме работы лазера экспериментально продемонстрирована возможность компенсации искажений лазерного пучка на всем лазерном оптическом тракте, охваченном ОВФ-зеркалом, те от выхода задающего генератора до выхода телескопа На основе анализа ограничений традиционного метода ОВФ предложен и экспериментально подтвержден метод квази-ОВФ (анало1 метода динамической голограммы) излучения импульсно-периодических СОг-лазеров В экспериментах диапазон компенсируемых аберраций составного главного зеркала телескопа достигал угловых ± 89д, поршневых до 50 мкм. При этом энергия на объекте достигала ~1,5 Дж при начальном сигнале от него ~20 мДж

Продемонстрирована работа алгоритмов управления лазерным пучком на основе квази-ОВФ на базе СОг-лазера и системы ТЕНОКОМ с размером главного зеркала D - 400 мм В качестве голограммы-корректора использовалась кювета с элегазом 34SF6 В ходе исследований выявлен ряд свойств, присущих схеме с голограммой-корректором влияние дифракционной эффективности голограммы на энергетические характеристики схемы, наличие спектральной селективности, динамические свойства голограммы в течение импульса излучения. Теоретически и экспериментально показано, что быстродействие такого корректора достигает 2-5 мкс, что позволяет компенсировать практически все аберрации волнового лазерного пучка, включая динамические аберрации, вызванные атмосферной турбулентностью

Предложенная СОг-лазерная система на основе метода квази-ОВФ с динамической коррекцией внутри системных аберраций может рассматриваться как базовая для разработки адаптивных лазерных систем для запуска космических аппаратов с лазерными реактивными двигателями В данной системе решен вопрос о достижении дифракционной расходимости лазерного пучка па выходе лазерной системы и засветки этим пучком удаленного объекта Однако эффективность доставки лазерной энергии к аппарату в этом случае будет определяться также влиянием атмосферы на расходимость лазерного пучка

5 На основе анализа экспериментальных исследований по распространению лазерного излучения через атмосферу Земли обоснованы основные факторы, влияющие на эффективность доставки лазерной энергии к космическому аппарату с лазерным двигателем на борту. Показано, что необходимость введения угла упреждения в этом случае существенно влияет на эффективность доставки излучения в зависимости от высоты аппарата, самолета-носителя и уровня турбулентности.

С использованием численного моделирования показано, что применение традиционных методов ОВФ для доставки энергии к аппарату ограничено и зависит от уровня атмосферной турбулентности и от расположения лазерного источника энергии (наземное или воздушное базирование). Предложен алгоритм, основанный на использовании источника когерентного оптическою излучения, создаваемого в атмосфере специальным опорным лазером, для компенсации аберраций лазерного пучка, возникающих при ею распространении к аппарату в направлении упреждения В качестве такого источника излучения предлагается использовать эффект вынужденного комбинационного рассеяния излучения в верхних слоях (на уровне 30 км) атмосферы

Поэтапное численное моделирование алгоритма опорного источника показывает, чю основной вклад в недокомпенсацию атмосферных искажений вносит нестабильность положения опорного источника относительно оси излучения силовог о лазера, направляемого в точку упреждения, а также сферический неизопланатизм, возникающий при перефокусировке "обращенного" пучка в плоскость приемной апертуры В дальнейшем для адаптации алгоритма опорного источника к сложным турбулентным условиям при различной высоте расположения лазерного источника предлагается использовать несколько опорных источников излучения, расположенных в верхних слоях атмосферы в пределах апертуры силового пучка

В качестве перспективною варианта предложено использовать лазсрггуго систему реактивной тяг и на основе разработанных универсальных лазерных реактивных двигателей (АКЛРД) в качестве корректирующих двигательных установок при полетах экспедиций на Марс В случае подготовки экспедиций на эту планету потребуются крупногабаритные космические комплексы, способные на автономные полеты в течение достаточно продолжительного времени (ггесколько лет) Учитывая достаточно большие габариты таких аппаратов, а по оценкам размеры солнечных батарей, используемых для энергетического питания космического комплекса, будут достигать ггесколько сотен метров (до километра), возникает необходимость в разработке эффективных систем корректировки и стабилизации полета такого комплекса.

Полученные результаты в целом ггозволяют сделать вывод о том, что диссертационная работа посвящена актуальной проблеме разработки адаптивных лазерных систем реактивной тяги и созданию новых энергетически эффективных транспортных средств Работа содержит научно обоснованные технические решения как в части подготовки и проведения экспериментальных исследований по формированию лазерной тяги и управления лазерным пучком, так и в части разработки моделей лазерных реактивных двигателей и схем построения лазерных систем реактивной тяги в целом.

1. A Kantrowitz Propulsion to orbit by ground-based lasers Astronautics & Aeronautics, Vol.10, №5, 1972, pp 74-76.

2. Leik N Myrabo and Dean Ing The future of flight A Bean Book, NY, 1985,285 p.

3. Claude R Phipps Will your children ride a laser beam into orbit9 Would you want them to? Beamed Energy Propulsion, A1P Conference Proceedings, Vol. 766, 2004, pp 11-22

4. Peter E Nebolsine, Anthony N Pirri Laser propulsion the Early Years Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 664, 2003, pp 11-21

5. Jordin T Kare Laser Launch The second wave. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 664,2003, pp. 22-36.

6. John D G Rather. Ground to space laser power beaming mission, technologies, and economic advantages Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 664, 2003,pp 37-48

7. Lee W Jones A brief history of laser propulsion at the Marshall Space Flight Center. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 664,2003, pp 61-78.

8. Leik. N Myrabo Brief history of the Lightcraft Technology Demonstrator (LID) project Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 664, 2003, pp 49-60.

9. Masayuki Nnno, Masakatsu Nakano, Mitsurur Ohnishi, Katsuto Kisara, and et al LE-NE Г and multi-purpose laser propulsion system AIAA Paper, No. 2176, 2002,4 pp

10. Jordin T Kare Vehicle and system concepts for laser orbital maneuvering and interplanetary propulsion Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 664, 2003, pp 662-673.

11. Sadao Nakai Progress of power lasers and its application to space Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702, 2003, pp 3-22.

12. ЮИ Лобаповский Концепция перспективной аэрокосмической транспортной системы. Препринт ЦАГИ, № 95, 1994, 32 стр13 10 И Лобановский Цена космоса: сколько стоит выход на орбиту9 2003 http//www synerjetics ru/

13. Claude R Phipps, James P Reilly, Jonathan W Campbell Optimum parameters for laser launching objects into low Earth orbit Laser and lower Beams Vol.18, 2000, pp 661-695

14. В А Данилычев, ВД Зворыкин. Экспериментальное исследование радиациопно-изодинамических процессов, развивающихся под действием мощных лазерных импульсов Груды ФИАН, т. 142, 1983, стр. 117-171.

15. ФВ Бункин, AM Прохоров Использование лазерного источника энергии для создания реактивной тяги Успех физических наук, т. 119, вып 3, 1976, стр 425-446

16. Агеев В П, Барчуков А И, и dp Лазерный воздушно-реактивный двигатель Квантовая электроника, 1977, т 4, № 12, стр. 2501 -2513

17. Лиуконен РА Эффективность преобразования энергии излучения в механический импульс в реактивном лазерном движителе Письма в ЖТФ, 1992, т 18, вып.7, стр 7679.

18. Takashi Yabe, Ryou Nakagawa, Masashi Yamaguchi, and et al Simulation and Experiments on Laser Propulsion by Water Cannon Target. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings Vol 664,2002, pp. 185-193.

19. Simons G A , Pirri A N. The fluid mechanics of pulsed laser propulsion AIAA Journal, Vol 18, No 6, 1977, pp 835 842 (Ракетная техника и космонавтика, т 15,1977, № 6)

20. Leik М Myrabo, Donald G Mess it, Franklin В Mead, Jr. Ground and flight tests of a laser propelled vehicle. AIAA Paper, No 98-1001, 1998.

21. Лиуконен PA, AM Трофименко Сила реактивной тяги в лазерном движителе Письма в ЖТФ, 1992, т. 18, вып 7, стр 81-85.

22. WO Schall, WL Bohn, H-A Eckel, W Mayerhofer, and et al Lightcraft Experiments in Germany. High-Power Laser Ablation 111, Proceedings of SPIE, Vol 4065, 2000, pp. 472481.

23. Г А Аскарьян, EM Мороз Давление при испарении вещества в луче радиации ЖЭТФ, письма в редакцию, т.43, № 12, 1962, стр. 2319-2321.

24. ГА Аскарьян, БМ Манзон Лазерное ускорение макрочастиц для подпитки термоядерных реакторов дейтериевым топливом Физика плазмы, т 6, выи 1, 1980, стр.59-68

25. ГА Аскарьян, БМ Манзон. Исследование импульса отдачи и светореактивно1 о ускорения при воздействии лазерного излучения различной длительности Применение бегущей фокусировки при ускорении Физика плазмы, т. 7, № 2, 1981, cip 255-266.

26. Claude R Phipps, Daniel В Seibert, Robert Rouse et al Very High Coupling Coefficient at Low Laser Fluence with a Structured Target High-Power Laser Ablation 111, Proceedings of SPIE, Vol 4065, 2000, pp 931-938

27. R Fabbro, J Fournier, P Ballard et al Physical Study of Laser-Produced Plasma in Confined Geometry. Journal of Applied Physics. Vol. 68, No 2, 1990, pp 775-784

28. Takashi Yabe, Claude R Phipps, Keuchi Aoki et al Laser-Driven Vehicles from Inner-Space to Outer- Space. High-Power Laser Ablation, Proceedings of SPIE Vol. 4760, 2002, pp 1-12

29. Claude R Phipps, TP Turner, R F Harrison et al Impulse coupling to targets in vacuum by KrF, I IF, and CO2 single-pulse lasers Journal of Applied Physics Vol. 64 No 3, 1988, pp 1083-1096.

30. Nino Masayuki, Kmetik Wiliam, Kumagai Tatsuo et al Impulse Generated from Laser Targets High-Power Laser Ablation III, Proceedings of SPIE. Vol 3885, 2000, pp 370-377

31. А А Мак, H А Соловьев Введение в физику высокотемпературной лазерной плазмы Ленинград, Издательство Ленинградского Университета, 1991, 151 сгр

32. MS Thompson, К A Herren, J Lin, and А V Pakhomov Effects of time separation on double-pulsed laser ablation of graphite. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 664,2003, pp 206-213

33. A V Pakhomov, MS Thompson, Don A Gregory. Ablative laser propulsion1 a study of specific impulse, thrust and efficiency Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 664,2002, pp 194-205.

34. A V Pakhomov, T Cohen, Jun Lin Ablative laser propulsion an update Part 1 Beamed Energy Propulsion, AIP Conference proceedings, Vol 702, 2003, pp 166-177.

35. A V Pakhomov, T Cohen, Jun Lin. Ablative laser propulsion an update. Part 2 Beamed Energy Propulsion, AIP Conference proceedings, Vol. 702, 2003, pp 178-189.

36. Jordin T Kare. Laser Launch The Second Wave. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings Vol 664,2002, pp.22-23.

37. John L Remo and Peter Hammerlmg, Experimental and Computational Results for 1054 nm Laser Induced Shock Effects in Confined Meteorite and Metallic Targets High-Power Laser Ablation III, Proceedings of SPIE, Vol. 4065, 2000, pp 635-643

38. К С Гуськов, С Ю Гуськов. Эффективность абляционного нагружения и предельная глубина разрушения материала под действием мощного лазерною импульса Квантовая электроника, т. 31, № 4, 2001, стр. 305-310.

39. WO Schall, H-A Eckel, W Mayerhofer and et al. Comparative lightcraft impulse measurements High-Power Laser Ablation, Vol. 4760, 2002

40. ЮС Протасов, ЮЮ Протасов Исследование и разработка космических лазерных микродвигателей 4.1 О тягово-энергетических характеристиках лазерных двигателей эрозионного типа Известия вузов, Машиностроение, № 5, 2002, стр 35-40

41. Ю С Протасов, Ю Ю Протасов. Исследование и разработка космических лазерных микродвигателей ЧIII Об импульсно-периодическом режиме работы лазерныхмикродвигателей эрозионного типа Известия вузов, Машиностроение, № 8, 2002, стр 29-33

42. С R Phipps, G Albert, Н Fiedman, and et al Clearing of near-Earth space debris using 20 kW, 530 nm, Earth-based, repetitively pulsed laser. Laser and Particle Beams. Vol 14, No 1,1996, pp 1-44

43. JIM Кузнецов, В И Ярыгин Лазерно-реакгивный метод очистки космического пространства от малоразмерною мусора Квантовая электроника, т 21, № 6, 1994, стр 600-602.

44. IМ Belousova, VA Grigoriev, OB Danilov, and et al On the effective transportation of laser radiation through the atmosphere Proceedings of SPIE, Vol 2771, 1995, pp 252-262

45. NG Basov, EM Zemskov, RI Il'kaev, et al Laser system for observation and removal of space debris Proceedings of SPIE, Vol. 3574, 1998, pgs 437-439.

46. ЛИ Кузнецов, ВЮ Савичев, НН Тихонов Лазерно-реактивная защита космических аппаратов от малоразмерного мусора Квантовая электроника, т. 25, № 4, 1998, стр 372-376

47. ЛИ Кузнецов Импульс отдачи на твердую поверхность в режиме развитого лазерно1 о испарения. Квантовая электроника, т 20, № 12, 1993, стр 1191-1195

48. VD Bulaev, VS Gusev, IP Zhigan and et al The experimental laser facility based on the high-power repetitively-pulsed E-beam sustained CO2 laser Beamed Energy Propulsion, Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 766, 2004, pp 361-372

49. Jordin T Kare Vehicle and system concepts for laser orbital maneuvering and interplanetary propulsion Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 664, 2002, pp 662-673

50. К W Billman, В A Hjrwitz, P L Shattuck Airborne laser system Common Path/Common mode design. Proceedings of SPIE Vol 3706, 1999, pp 196-205

51. Vladimir Sherstobitov, Aleksey A Leihchev, Leonid N Soms Nonlinear optics techniques of laser beam control for laser propulsion application. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 664, 2002, pp. 620-633

52. NA Romanov, A Yu Rodionov, VE Sherstobitov, VE Semenov Optical problems of laser radiation transport in the LOTV concept. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702, 2003, pp. 310-321

53. Aviad Bromtein. Laser Propulsion System for Space Vehicles Journal of Propulsion and Power, Vol. No. 1998, pp 261-268.

54. JT Kare. Executive summary of the SDIO/DAPRA Workshop on Laser Propulsion, Proceedings of LLNL, November 1986, CONF-860778

55. LeikN Myrabo, Donald G Messit, Franklin В Mead, Jr. AIAA Paper No 98-1001, 1998

56. Jacques С Richard, Leik N Myrabo, Analysis of laser-generated impulse in an airbreathing pulsed detonation engine Part 1. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 766, 2004, pp. 265-278.

57. Jacques С Richard, Leik N Myrabo. Analysis of laser-generated impulse in an airbreathing pulsed detonation engine: Part 2 Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 766, 2004, pp 279-291.

58. MA Libeau, LN Myrabo, M Filippelli, J Melnerney Combined theoretical and experimental flight dynamics investigations of a laser-propelled vehicle Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 664, 2002, pp. 125-137.

59. V Hasson, FB Mead, Jr, С W Larson, HP Chou. Launching of micro-satellites using ground-based high-power pulsed lasers Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 766, 2004, pp 32-45.

60. P Garrison, G FStoky Space rocket engines of the future Journal of Propulsion and Power No 6, 1988, pp. 520-525.

61. Yu Rezunkov. Laser propulsion for LOTV Space Missions. Beamed Energy Propulsion, A IP Conference Proceedings Vol 702,2003, pp. 228-241.

62. Yu Rezunkov, A V Pakhomov. Perspective in-space laser propulsion demonstration mission. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings Vol 702, 2003, pp 205-215

63. Next generation of Space Telescopes Web-site: httpWngst. gsfc. nasa gov .

64. Титов Г.С., Иванов В A, Горьков В Jl. Межорбитальные и шкальные маневры космических аппаратов М , Машиностроение, 1982, 245 стр.

65. М Борн, Э Вольф. Основы оптики «Наука», М , 1970, 850 стр.

66. Бурдаков В П., Зигель Ф Ю Физические основы космонавтики М , Атомиздат, 1975, 231 стр

67. Зорин Э Ф, Далабаев П Б, Работько С Н Численно-аналитическая методика оперативною определения параметров двухимпульсной коррекции орбит КА, близких к круговым. ЦНИИ Министерства обороны РФ, 2001, 120 стр.

68. Химическая энциклопедия. Москва, Советская энциклопедия, 1988

69. Rezunkov Yu А , Ageichik А А, Golovachov Yu Р, Kurakin Yu А , Stepanov VV, Schmidt A A Laser propulsion at ambient vacuum conditions. The review of laser engineering (Japan), Vol.29, No.4,2001, pp 269 273

70. Зельдович Я Б, Райзер Ю П Физика ударных волн и высокотемпературных гидродинамических явлений М , Физматгиз, 1963, 800 стр.

71. Райзер 10 П. Лазерная искра и распространение разрядов М Наука, 1974, 350 стр

72. Лютер-Девис, У Г Гамалий, Янжи Ванг, А В Роде, ВТ Тихончук Вещество в сверхсильном лазерном поле. Квантовая электроника, т 19, № 4, 1992, стр 317-359

73. Kronin ON. Modern physical principles of laser ablation High-Power Laser Ablation 11, Proceedings of SPIE, Vol 4065, 2000, pp 6-16

74. Zvorykm V D Comparative analysis of gasdynamic regimes of high-power UV and IR gas lasers interactions with solids in atmosphere High-Power Laser Ablation II, Proceedings of SPIE, Vol 4065,2000, pp 128-139

75. Yu P Golovachov, Yu A Kurakin, Yu A Rezunkov, A A Schmidt, V V Stepanov Numerical analysis of gas-dynamic aspects of laser propulsion Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702,2003, pp. 149-159.

76. Wang T-S, Cheng Y-S, Liu J, Myrabo LN, Mead FВ Jr Performance modeling of an experimental laser propelled lightcraft. AIAA Paper 2000, No 2347, 12 p

77. Ю ПГочовачев, E А Ноткина, А В Чижов, А А Шмидт Расчет ударпо-волновых течений со свободными поверхностями Журнал вычислительной математики и математической физики, т. 41, № 1, 2001, стр. 157.

78. Тарнавский ГЛ, Шпак СИ. Эффективный показатель адиабаты в задачах гипер звукового обтекания тел реальным газом Теплофизика и аэромеханика, т 8,№ 1, 2001, стр 41-58.

79. Крайко А Н Аналитическое представление термодинамических функций воздуха Инженерный журнал, т IV, вып. 3, 1964, стр. 548 550.

80. Chylek Р, Jarzembsh MA, et al Pressure dependence of the laser-induced breakdown thresholds of gases and droplets Applied Optics Vol 29, No 15, 1990, pp 2303-2306

81. ЛМ Биберман, ГЭ Норман Непрерывные спектры атомарных газов и плазмы Успехи физических наук, т 91, вып 2, 1967, стр. 193-245.

82. ВФ Комаров, В А Шандаков. Твердые топлива, их особенности и область применения. Физика горения и взрыва, т 35, № 2, 1999, стр 30-34

83. J1.T Еременко, Д А. Нестеренко. Химия детонации Генерация детонационной энергии взрывчатыми веществами различного атомного состава Черноголовка, 1992, 28 стр

84. С Wiliam Larson, Franklin В Mead Jr, and Sean D Kneeht Laser Propulsion and the constant Momentum Mission Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702,2003, pp 216-227.

85. Willy L Bohn, Wolfgaang О Schall. Laser propulsion activities in Germany Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 664, 2002, pp 79-91

86. Грасси, Дж Скотт. Деструкция и стабилизация полимеров М., Мир, 1988,446 стр.

87. М Асеева, Е.Е. Заиков Горение полимерных материалов М , Наука, 1981, 280 стр

88. У Гаррисон, Дж Ф Стоки Двигатели космической техники будущего. Аэрокосмическая техника, т 7, № 5, 1989, стр 203-211

89. Дж Глемб, X Криер. Принципы устройства и современное состояние лазерных ракетных двигателей Аэрокосмическая техника, т 3, № 1, 1985, стр 119-132.

90. А Лиуконен, А М Трофименко Исследование сильг реактивной тяги в испарительном режиме лазерного воздействия на мишень Тезисы доклада 8 Всесоюзная конференция по взаимодействию излучения с веществом Ленинград, 1990.

91. Wiliam Larson, Franklin В Mead Energy conversion in laser propalsion III Beamed Energy Propulsion, AIP Conference proceedings, Vol 664, 2002, pp 170-181

92. К Toyoda, К Komurasaki and Y Arakawa. An Experimental Research on a CW CO2 Laser 1 hruster. 26-th 1EPC, Octl7-21, 1999, Kitakyushu, Japan

93. P Molina-Morales, К Toyoda et al CFD Simulation of a 2-kW Class Laser Thruster, 38th Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, AIAA2001-0650, Jan 10-13, 2001, Reno, Nevada

94. A Ageichik, MS Egorov, YuA Rezunkov and et al Model tests of Aerospace Laser Propulsion Engine. Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings Vol 766, 2004, pp 183-192.

95. А А Агейчик, M С Егоров, Ю А Резунков, A JI Сафронов, В В Степанов Аэрокосмический лазерный реактивный двигатель. Патент № 2266420 от 08 октября 2003.

96. ЮА Резунков, ВС Сиразетдипов, АД Стариков, А В Чарухчев Моделирование высокоэпергетических физических процессов с использованием многоцелевых лазерных комплексов Оптический журнал, №1, 1994, стр. 84-94

97. ЮП Райзер Основы современной физики газоразрядных процессов М , Наука, 1980, 415 стр

98. Michael С Fowler, David С Smith С02 coupling material USA Patent # 4,426,843 of Jan 24,1984

99. Г И Козлов. Письма в ЖЭТФ, т.4, №10, 1978, стр 586-588.

100. НА Генералов, AM Захаров, ВД Косынкин, МЮ Якимов. Устойчивость непрерывного оптического разряда в потоке атмосферного воздуха. Физика горения и взрывы Т.22, №2, 1986, стр. 91-93.

101. ЭБ Кулумбаев, ВМ Лелевкин. Численный анализ характеристик непрерывного оптического разряда в воздухе. Физика плазмы, т. 27, № 26 стр. 12-15.

102. V S Rachuk, V Yu Guterman, V Ivanov, S G Rebrov, N Golikov, N В Ponomarev, Yu A Rezunkov Experimental Investigations of Laser Propulsion by Using Gas-Dynamic Laser Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings. Vol 830,2005, pp 48-57

103. Г.Н. Абрамович Прикладная газовая динамика, М , 1976, 888 стр.

104. В И Копав, А С Силенок Исследование импульсных оптических разрядов в режимах с боковым выталкиванием. Физика плазмы, т .11, № 5, 1985, стр 600-609.

105. В Я. Зельдович, Н Ф Пилипецкий, В В Шкунов Обращение вочнового фронта М, Наука, 1985, 250 стр

106. МА Воронцов, В И. Шмальгаузен Принципы адаптивной оптики М, Наука, 1985, 335 стр

107. Ageichik А А , Dimakov S А , Gorjachkin D А , and et al Phase conjugation in a high-power E-beam-sustained C02 laser Proceedings of SPIE, Vol 1841,1992, pp 181-189

108. А А Агейчик, Ю А Резунков, В В Степанов Исследование инерционности тепловых динамических голограмм в 34SF6 при четырехволновом взаимодействии излучения импульсного СОг-лазера Квантовая электроника Том 20, №1, 1993, стр 84-88

109. Н В Каранаухов, ЮА Резунков, В В Степанов Мелкомасштабные неоднородности плотности при параметрическом взаимодействии излучения с газовыми средами Квантовая электроника, т 16, № 9, 1989, стр 1931-1936

110. Андреев РБ , Волосов ВД Иртуганов В М u dp ОВФ-коррекция искажений в формирующем телескопе с дифракционным оптическим элементом. Квантовая электроника т 18, № 6,1991, стр 762-767

111. Вастьев М В, Венедиктов В Ю, Лещев А А Компенсация аберраций наблюдательной системы с использованием обращения волновою фронта Известия АН СССР, Серия физическая, т.55, № 2, 1991, стр. 260-266.

112. Багио И Дж, Фечдман БДж, Фишер Р А Эффективное обращение ВФ в i ермании и в инвертированном углекислом газе (обзор) Квантовая электроника, т 6, № 11, 1979, стр 2318-2325.

113. Галушкин МГ, J1B Ковальчук, АЮ Родионов, AM Серегин, IIД Устинов, НВ Чебуркин. Самовоздействие излучения в резонаторе СОг-лазера Квантовая электроника, т. 12, № 4,1985, стр 868-871.

114. С А Димаков, JIB Ковачьчук, А Г Пельменев, ВФ Петров, А 10 Родионов, и др. Влияние тепловой нелинейности на динамику излучения электроионизационною СОг-лазера с неустойчивым резонатором. Квантовая электроника т 14, № 3, 1987, стр 466476.

115. Бельдюгин ИМ, Б Я Зельдович, MB Золотарев, В В Шкунов Лазеры с обращающими волновой фронт зеркалами Квантовая электроника, т. 12, № 12, 1985, стр 2394-2421.

116. Бечьдюгин ИМ, Золотарев MB, Степанов А А идр Эффективность кольцевых схем самоОВФ излучения на ВЧВ в средах с тепловой нелинейностью. Квантовая электроника, т 16, №4,1989, стр 771-777.

117. Бетин А А, Русое НЮ Структура мод генерации нри четырехволновом взаимодействии с обратной связью Квантовая электроника, т 15, № 5, 1988, стр 10211031.

118. Бетин АА, Митропольский О В Генерация излучения при четырехволновом взаимодействии в схеме с обратной связью в диапазоне Х=10 мкм Квантовая электроника, т.14, № 5,1987, стр 1002-1008

119. Павловский А И, Боровков В В, Корнилов В Г и др Экспериментальное исследование теплового самовоздействия излучения электроионизационного СОг-лазера в системе задающий генератор-усилитель Квантовая электроника, т. 16, № 8, 1989, стр 15511556.

120. Блинов НА, ВН Золотков, АЮ Лезин. Тепловое самовоздействие электромагнитного излучения в среде с перегревной неустойчивостью Квантовая электроника, т. 14, № 12,1987, стр. 2540-2542.

121. Гачушкин М Г, Земское Е М, Клушин ВН и др. ФИАН, препринт № 191, М , 1987.

122. Агейчик А А, Резунков ЮА, Степанов В В Исследование инерционности тепловых динамических голограмм в 34Sb"6 при четырехволновом взаимодействии излучения импульсного СОг-лазера Квантовая электроника, т 20, № 1, 1993, стр 84-88

123. Л Г. Лойцянский Механика жидкости и газа. Л , Наука, 1972, 800 стр

124. А А Агейчик, О Г Котяев, ЮА Резунков, В В Степанов, АЛ Сафронов ОВФ на основе эффекта самовоздействия излучения в активной среде СОг лазера Оптический журнал, том 64, № 6, 1997, стр 28-37.

125. Ageichik А А , Dimakov SA , Gorjachkin DA , et al Phase conjugation in a high-power E-beam-sustained СОг-laser active medium Proceedings of SPIE Vol 1841, 1992, pp 181-189

126. ЮН Денисюк, CH Соскин Голографическая коррекция деформационных аберрации главного зеркала телескопа. Оптика и спектроскопия, т.31, 1971, стр. 992-999

127. Ageichik A A, Dimakov SA, Kotyaev OG, and et al The use of dynamic holography technique for corrections of aberrations in telescopes Proceedings of SPIE, 1995, Vol 2771, pp 156-163

128. А А Агейчик, ЮА Резунков, В В Степанов Способ обращения волнового фронта излучения, устройство для его осуществления и система направления лазерного излучения на мишень Патент Российской Федерации № 2112265 от 26 июля 1996 г.

129. АС Башкин, ВН Безноздрев, НА Пирогов. Об эффективности прохождения излучения различных лазеров через приземную турбулентную атмосферу. Квантовая электроника, т 33, № 1,2003, стр 31-36

130. ВМ Осипов, И А Попов, ЮА Резунков. Особенности транспортировки излучения импульсно-периодического СОг-лазера через атмосферу Оптика атмосферы и океана Гом 13, №5, 2000, стр 437-446

131. В Л Окулов, ЮА Резунков, ИВ Сидоровский, АН Старченко Особенности аэрозольного рассеяния излучения импульсно-периодического СОг-лазера в атмосфере. Оптический журнал. Т 66, № 11, 1999, стр 33-38

132. Vorob'ev V V Thermal blooming of laser beams in atmosphere. Progress in Quantum Electronics, 1991, Vol 15, No 1/2, pp 1-152.

133. Татарский В И Распространение волн в турбулентной атмосфере М , «Наука», 1967, 548 стр

134. Осипов ВМ, Борисова НФ Ослабление УФ-радиации на атмосферных трассах. Оптика атмосферы и океана, т.11, №5, 1998, стр 440-444.

135. В В Воробьев, ВМ Осипов, ЮА Резунков Оценки влияния средней атмосферы на прохождение мощного лазерного пучка. II. Искажения пучков, обусловленные изотропными и слоистыми неоднородностями Оптика атмосферы и океана, т 16, № 8,2003,стр 695-703

136. Шереметьева ТА , Фичиппов Г И Метод моделирования случайных возмущений волнового фронта с широким диапазоном масштабов флуктуаций Оптика атмосферы и океана Том 13, N5,2000, стр 529-533.

137. Лукин В.П. Атмосферная адаптивная оптика Н , Наука, 1986, 248 стр

138. А А Мак, BE Шерстобитов, В И Купрешок, А А Лещев, ЛН Соме Современные оптические технологии в задачах передачи лазерной энергии на космические расстояния. Оптический журнал, т. 65, №12,1998, стр 52-61.

139. В П Лукин. Возможности нацеливания оптических пучков через турбулентную атмосферу. Оптика атмосферы и океана, том 18, № 1-2, 2005, стр. 75-85.

140. ФП Барышников. Передача лазерной энергии через турбулентную атмосферу на удаленный движущийся объект ЖГФ, том 64, в 7, 1994, стр 168-180

141. Hans Bruesselbach, D Cm Jones, David A Rockwell and et al Real-time atmospheric compensation by stimulated Bnllouin-scattering phase conjugation Journal of Optical Society of America, В Vol 12, No 8, 1995, pp. 1434-1447

142. Sherstobitov V E, Kuprenyuk VI, Goryachhn DA, and et al. Experimental verification of a bright-speckle algorithm of compensation for turbulent wandering of a repetitively-pulsed C02 laser beam Proceedings of SPIE, 1999, Vol 3647

143. David L Fried Anisoplanatism in adaptive optics J.Opt Soc Am Vol 72, No 1 1982, pp 52-61

144. ВП Лукин. Бистатические и гибридные схемы формирования лазерных опорных звезд Оптика атмосферы и океана, т. 14, № 5,2001, стр 439-446 .

145. VE Sherstobitov, N A Kaliteevsky, VI Kuprenjuk, and et al On a possibility of laser beam control in LOTV mission by means of nonlinear and coherent optics techniques Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702, 2003, pp 296-309.

146. NA Romanov, A Yu Rodionov, VE Sherstobitov, VE Semenov Optical problems of laser radiation transport in the LOTV concept Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol. 702,2003, pp. 310-321.

147. ВС Авербах, А И Макаров, В И Таланов Вынужденное молекулярное рассеяние света в газах при различных давлениях. Квантовая электроника, 1975, т2, №10, стр 2207-2216

148. ВС Авербах, А И Макаров, В И Тачанов ВКР на вращательных и колебательных переходах в газообразном азоте Квантовая электроника, т 5, №4,1978, стр 832-829

149. W Е Martin and R Y Wmfield. Nonlinear effects on pulsed laser propagation in the atmosphere. Applied Optics, 1988, vol. 27, №3, pp 567-577.

150. G С Herring and Wdliam К Bischel Model of the rotational Raman gain coefficients for N2 in the atmosphere. Applied Optics, 1987, vol. 26, №15, pp 2988-2994.

151. П А Апанасевич, Д E Гахович, А С Грабчиков и dp Обратное ВКР в условиях жесткой фокусировки излучения Известия АН СССР. Серия физическая, т53, №6, 1989, стр. 1031-1037.

152. А В Качипский, ГГКотаев, И В Пилипович Конкуренция ВКР вперед-назад и компрессия пикосекундных импульсов Квант электроника, т 19, №6, 1992, стр.550553

153. Jordin Т Kare Vehicle and System Concepts for Laser Orbital Maneuvering and Interplanetary Propulsion Beamed Energy Propulsion, AIP Conference Proceedings, Vol 664, 2002, pp 662-673.

154. В И Беспалов, Г А Пасмапик Нелинейная оптика и адаптивные лазерные системы М. Наука, 1986

155. Р Б Андреев, А Г Капинцев, С В Каминский, Л Н Соме Компенсация искажений формирующего телескопа с составным зеркалом и дифракционным оптическим элементом на нем Квантовая электроника, т 21, №4, 1994, стр 391-393

156. А Ф Корпев, В П Покровский, ЛИ Соме, ВКСтупников Лазерные системы с внутренним сканированием Оптический журнал, т 61, № 1, 1994, стр 10-25

157. Аван-проект пилотируемой экспедиции на Марс. Web-site http //www.cruiser ru/rus/avanproject2 php

158. Бурдаков В.П., Зигель ФЮ Физические основы космонавтики. М Атомиздат, 1975, 231 стр

159. АЛ Голгер, ИИ Кчимовский Лазеры с накачкой солнечным излучением (обзор) Квантовая электроника, т. 11, № 2, 1984, стр 234-255.

160. ЕМ Дианов. Волоконные лазеры Успехи физических наук, т. 154, № 10, 2004, стр 1139-1142

161. Федеральное космическое агентство Федеральное государственное унитарное предприятие

162. ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ЦЕНТР имени М. В. КЕЛДЫША"ул. Онежская, д. 8, г. Москва, Россия, 125438 Тел.: 456 46 W Факс: (095) 456 82 28 kcrc@elnet.msk.rLi www.kerc.msk.ru1. Утверждаю"

163. И.о. директора Исследовательскогоцентра ;ни М.В. Келдыша1. В. Десятов 2006 г.1. На№1. АКТоб использовании результатов докторской диссертационной работы Резункова Юрия Александровича

164. Адаптивные лазерные системы реактивной тяги, создаваемой при взаимодействии излучения с веществом С#(?-химического состава», представленной на соискание ученой степени доктора технических наук

165. Акт выдан для представления в диссертационный совет при Санкт-Петербургском государственном университете информационных технологий, механики и оптики

166. И.о. нач. отделения 3, доктор техн. наук ,М. Кочетков

167. Нач. отдела, доктор техн. наук1. С.Г. Ребров

168. Зам. Директора Отделения физики плазмы ^о^^^ой физики и астрофизики1. АКТоб использовании результатов докторской диссертационной работы Резункова Юрия Александровича

169. Предложенная Резунковым Ю А. физико-химическая модель взаимодействия лазерного излучения с веществами СНО-химического состава будет использована при разработке алгоритмов численного исследования абляции под воздействием лазерного излучения.

170. Настоящий Акт выдан для представления в диссертационный совет.

171. Зав. Сектором численного моделирования ФТИ им А Ф Иоффе РАН, доктор физ.-мат. наук, профессор1. Ю.П.Головачев

172. Ст научный сотрудник Сектора численного моделирования ФТИ им А Ф.Иоффе РАН, кандидат физ -мат. наук1. А А Шмидт1. АКТоб использовании результатов докторской диссертационной работы Резункова Юрия Александровича

173. А) при разработке моделей лазерных реактивных двигателей, которые были исследованы в ходе выполнения работ по проекту МНТЦ № 2260 «Исследование возможности применения лазерных движителей в космосе» (ведущая организация КБХА, г. Воронеж).

174. Б) при подготовке предложений в составную часть НИР «Двигатель», выполняемой в рамках Федеральной космической программы до 2012 года.

175. Акт выдан для представления в диссертационный совет1. Зам. Ген OAконструктораоста!