Известия РАН. Энергетика, 2019, № 5, стр. 3-19

ВОЗМОЖНАЯ ОБЛАСТЬ ПРИМЕНЕНИЯ СИСТЕМЫ ДИСТАНЦИОННОГО ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ ПОТРЕБИТЕЛЕЙ НА ПОВЕРХНОСТИ ЛУНЫ

В программах исследования и освоения Луны особое место занимают ее приполярные регионы, для которых характерно наличие постоянно затененных участков, являющихся естественными холодными “ловушками” для летучих соединений [4, 11, 12]. Они могут предоставить лунной базе ресурсы, прежде всего воду, для производства кислорода и компонентов топлива [4, 13]. Полная площадь холодных “ловушек” (с температурой ниже 110 К) в районе южного полюса Луны (выше 82.5° ю.ш.) составляет не менее 11 000 км² [12]. Постоянно затененные области на дне крупных кратеров (например, кратера Шеклтон) представляют максимальный интерес с точки зрения содержания запасов воды. Точность оценки суммарной площади этих областей зависит от полноты топографических данных. Их накопление ведeт к коррекции указанной оценки в сторону увеличения. По данным работы [14] постоянно затенeнные области занимают 18 600 км² в окрестностях южного полюса Луны и 14 750 км² в окрестностях северного (выше 80° ю.ш. и 80° с.ш., соответственно).

При выборе наиболее перспективного района для размещения лунной базы необходимо учитывать как содержание воды в реголите, так и другие факторы – рельеф местности, с точки зрения безопасности посадки, возможность прямой связи с Землей и др. Остро стоит проблема энергообеспечения из-за невозможности использования солнечных источников энергии в затененных районах. Для ее решения база может быть размещена на одном из пиков “вечного света” (постоянно освещенных участков валов кратеров, в частности, кратера Шеклтон [14]). Но добыча воды должна вестись в затененных районах, что создает логистические проблемы, как и сложный рельеф в районе посадки, и сравнительно малая площадь, отводимая базе (протяженность освещенного участка вала Шеклтона – около 5 км при ширине порядка 1 км). Возможно радикальное решение проблемы за счет использования ядерных источников энергии [15, 16]. Альтернативный вариант – дистанционное энергоснабжение лунной базы с орбиты. Но энергообеспечение базы и промышленной инфраструктуры требует передачи от нескольких десятков киловатт до нескольких мегаватт электрической мощности на поверхность Луны [4, 13]. Дальность передачи определяется высотой орбиты, связанной с требуемой продолжительностью сеанса, и составит тысячи километров, что не достижимо в ближайшей перспективе. Но, как показано ниже, существуют задачи, для решения которых достаточно передачи на поверхность Луны сотен ватт – киловатт электроэнергии в течение нескольких минут. В этом случае может быть использован технический задел для КЭ “Пеликан”.

Данные о содержании воды в реголите полярных областей Луны получены с борта ее искусственных спутников (КА “Clementina”, “Lunar Prospector”, “LRO”, “Чандраян-1”) [11]. Проведены ударные эксперименты с помощью КА “LCROSS” и зонда-ударника, отделившегося от КА “Чандраян-1”, позволившие выполнить спектральный анализ испарившегося при ударе грунта [17]. Поскольку информация получена дистанционными методами, существуют лишь приблизительные оценки запасов воды. Неизвестна форма ее присутствия (слои льда, смесь микрочастиц с реголитом, связанная вода), глубина залегания и мощность водосодержащих слоев. Для точной оценки запасов воды и выбора наиболее перспективных районов размещения лунной базы необходимы прямые исследования. Предполагается их выполнение КА “Луна-25, 27” (стационарные посадочные платформы), “Луна-28” (возвращение образцов грунта), “Луна-29” (тяжелый луноход) [8]. Но перечисленные КА позволят получить прямые данные с относительно небольшой площади поверхности. Однако, как указано выше, площадь области с полным затенением составляет только для окрестностей южного полюса Луны до 18 000 км². Для ее детального обследования целесообразно рассмотреть возможность использования множества небольших посадочных станций, включая микроверы, массой порядка 10–50 кг. При этом остро встает проблема энергоснабжения, несмотря на сравнительно малые требуемые мощности. В радиоизотопных генераторах (РИТЭГ), способных обеспечить автономное электропитание, используются дефицитные и дорогие радиоактивные изотопы (см. ниже). В этой связи, дистанционное энергоснабжение микророверов с окололунной орбиты представляет интерес. К числу возможных потребителей относятся также малые стационарные станции с буровыми установками и маяки для обеспечения посадок автоматических и пилотируемых КА.

КОСМИЧЕСКИЙ ЭКСПЕРИМЕНТ “ПЕЛИКАН” И ТЕКУЩИЙ УРОВЕНЬ РАЗВИТИЯ ТЕХНОЛОГИИ БЕСПРОВОДНОЙ ПЕРЕДАЧИ ЭНЕРГИИ В ЛАЗЕРНОМ КАНАЛЕ

Цель космического эксперимента “Пеликан” состоит в отработке технологии БПЭЭ для космических применений в натурных условиях. Передаваемая электрическая мощность будет поэтапно увеличена с 50–100 Вт до 300 Вт на дальности 1 км, будет также продемонстрирована принципиальная возможность передачи энергии на дальностях до 5 км.

Эксперимент по БПЭЭ между космическими аппаратами будет проведен впервые, характеристики создаваемой научной аппаратуры (НА) отражают существующий уровень развития технологии. Цель эксперимента состоит не только в демонстрации осуществимости БПЭЭ в космосе. Предполагается создание элементов технологии и прототипа системы, которые могли бы использоваться для различных практических применений. Поэтому к ключевым элементам НА “Пеликан” предъявляются высокие требования по ресурсу и сроку службы в условиях космоса – не менее 4000 ч и пять лет, соответственно.

Схема проведения эксперимента показана на рис. 1. На внешней поверхности одного из модулей российского сегмента МКС, на двухосевой поворотной платформе размещается передающая часть системы БПЭЭ – блок “Пеликан-Н”. Помимо системы генерации лазерного излучения (СГЛИ) он включает: систему обнаружения, наведения и удержания приемника излучения (СОНУ), систему формирования и наведения пучка излучения (СФИН), а также системы питания и управления (СПУ) и обеспечения условий функционирования (СОУФ). Блок фотоэлектрического приемника-преобразователя (блок “Пеликан-ФПП”) устанавливается на транспортном грузовом корабле (ТГК) “Прогресс” и включает, помимо приемника излучения и датчиков, блок мишени со специальными призматическими отражателями, обеспечивающими обратную связь для СОНУ, и систему датчиков позиционирования пучка (СДПП).

В состав научной аппаратуры входит также блок “Пеликан-ВУ”, размещаемый внутри станции и предназначенный для управления НА, обработки и хранения получаемой информации. Эксперимент проводится после доставки ТГК “Прогресс” грузов на МКС. Перед отстыковкой на крышку люка корабля (после демонтажа стыковочного агрегата) устанавливается блок “Пеликан-ФПП” (без разгерметизации корабля). После отхода ТГК “Прогресс” от станции на безопасное расстояние обеспечиваются его периодические повторные сближения с МКС на расстояние до 1000 м. Время одного пролета корабля через рабочую зону НА “Пеликан” составляет 10–12 мин. Продолжительность работы СГЛИ на максимальной мощности (время передачи энергии в одном сеансе) составит от 1.5 до 5 минут. Количество сеансов с одним ТГК “Прогресс” – не менее 5. Интервал между сеансами – не менее двух суток для обеспечения требуемых условий сближения. В начале сеанса блок “Пеликан-Н” наводится с помощью двухстепенной поворотной платформы в область небесной сферы, где по баллистическим данным ожидается появление ТГК “Прогресс”. Осуществляется поиск, захват и сопровождение блока “Пеликан-ФПП” с помощью СОНУ. Эта система сканирует лазерным лучом малой мощности (0.5 Вт) с длиной волны 0.665 мкм участок небесной сферы размером 50° × 50°. Лазерное излучение, отражeнное от блока мишени, формирует в приемном канале системы изображение. Его обработка позволяет вычислить координаты центра приемника с точностью не хуже 60′′. СОНУ функционирует при расстоянии до ТГК “Прогресс” от 800 до 5500 м. Информация о положении приeмника обновляется с частотой 100 Гц. По данным СОНУ с помощью двухстепенной поворотной платформы осуществляется сопровождение приемника. Точность наведения платформы по каждой из осей не хуже 10′ (грубое наведение). Платформа отслеживает с этой точностью объекты, движущиеся с относительной угловой скоростью от 1.0° до 3.0°/с (дискретность управления скоростью – 1.0′/с). Угловая скорость движения ТГК “Прогресс” относительно РС МКС на расстоянии 1000 м составит 4–6′/с. Система ориентации ТГК “Прогресс” должна обеспечить ориентацию продольной оси корабля на блок “Пеликан-Н” с точностью ±20°, что соответствует диаграмме направленности отражателей блока мишени. Перед включением СГЛИ на полную мощность выполняется прецизионное наведение с помощью СФИН и пучка лазерного излучения пониженной мощности. СФИН представляет собой двухзеркальную оптическую систему с внеосевым оптоволоконным вводом излучения, генерируемого СГЛИ, формирующую пучок излучения диаметром не более 0.3 м¹¹ на расстоянии 1000 м. СФИН обеспечивает также прецизионное наведение пучка излучения по двум осям в диапазоне ±5 мрад (±17.5′). Точность наведения (10 мкрад) определяется дискретностью шага исполнительного устройства – пьезоэлектрической наклонной платформы, выполняющей поворот продольной оси пучка за счет поворота вторичного зеркала СФИН.

В соответствии с техническим заданием максимальное отклонение продольной оси пучка от направления на центр приемника не должно превышать 5.0 × 10^–5 рад (что соответствует отклонению 0.05 м на дистанции 1000 м). Для этого требуется дополнительная информация о его пространственном положении. После выполнения этапа грубого наведения (с точностью 10.0′), СФИН под управлением блока “Пеликан-ВУ” по специальному алгоритму осуществляет сканирование пучком излучения СГЛИ на минимальном уровне мощности участка небесной сферы размером ±5 мрад по двум осям. При попадании лазерного излучения на приемник фотоэлектрические датчики системы позиционирования пучка позволяют определить плотность потока в местах их размещения. Эта информация по специально организованному радиоканалу поступает в блок “Пеликан-ВУ”. Обработка данных позволяет уточнить положение пучка излучения относительно геометрического центра приемника. Методика успешно отработана в лабораторных условиях.

Таким образом, в двухэтапной схеме наведения применяется СОНУ, поворотная платформа, СФИН и СГЛИ в режиме минимальной мощности. Обратные связи обеспечиваются блоком мишени и системой датчиков позиционирования пучка.

Создаются два варианта СФИН для различных этапов КЭ: СФИН-800 для работы с диодным лазером с длиной волны 0.808 мкм и СФИН-1000 для оптоволоконного лазера с длиной волны 1.06 мкм. В СФИН-800 будет использовано главное зеркало с апертурой не более 390 мм и фокусным расстоянием 725 мм. В СФИН-1000 для получения диаметра пучка излучения 0.3 м на расстоянии 1000 м достаточно зеркала с апертурой не более 42 мм (с фокусным расстоянием 350 мм) благодаря лучшему качеству излучения, генерируемого оптоволоконным лазером. Параметр, характеризующий качество излучения – произведение радиуса пучка в фокусе на его угловую расходимость в дальнем поле (ВРР). Для оптоволоконного лазера НА “Пеликан” ВРР = 0.41 мм мрад, а для диодного – 11 мм мрад.

Этап КЭ с использованием диодного лазера проводится для демонстрации достижимости относительно высокого КПД передачи энергии. Максимальная оптическая мощность лазера составит 200 Вт, минимальная – 20 Вт. Диаметр сердцевины оптического волокна – не более 200 мкм. КПД лазера – не менее 35%. Для этапов КЭ, где планируется применение оптоволоконных лазеров, разрабатываются СГЛИ с максимальной оптической мощностью 650 и 1300–1500 Вт, диаметром сердцевины оптоволоконного кабеля 20 мкм и КПД – не менее 27%. Минимальный уровень мощности – 50 Вт.

Мощность, получаемая блоком “Пеликан-Н” от борта станции, не может превосходить 500 Вт. Поэтому в состав блока включена собственная система питания и управления (СПУ) с буферными литий-ионными аккумуляторными батареями. Батареи заряжаются от системы электропитания станции и обеспечивают мощность до 6000 Вт в течение 1.5 мин, либо 3000 Вт в течение 3 мин.

Выделяемая СГЛИ тепловая энергия не может быть непосредственно отведена излучением в космическое пространство, т.к. требуемая площадь холодильников-излучателей приводит к неприемлемо большим габаритам блока “Пеликан-Н”, либо необходимости использовать раскладные и сборные конструкции. Это снижает надежность и увеличивает стоимость проведения эксперимента. Масса и габариты блока “Пеликан-Н” ограничиваются также грузоподъемностью поворотной платформы. Поэтому в блок “Пеликан-Н” включена система обеспечения условий функционирования (СОУФ) с тепловым аккумулятором. Тепло, выделяемое, прежде всего, в СГЛИ, отводится с помощью жидкостного контура охлаждения (теплоноситель – тосол) в блоки теплового аккумулятора. Теплоаккумулирующим веществом является парафин (гексадекан) с температурой фазового перехода плюс 18°С. СОУФ обеспечивает рабочую температуру СГЛИ не более плюс 30°С. После отключения СГЛИ аккумулированное тепло сбрасывается излучением с внешней поверхности блоков теплового аккумулятора за время около 30 мин. Учитывая относительно низкую температуру фазового перехода парафина, сеансы КЭ предпочтительнее проводить на теневых участках орбиты.

Габариты блока “Пеликан-Н” определяются габаритами СОУФ и СФИН и ограничиваются требованиями к грузам, доставляемым на МКС. Диаметр блока “Пеликан-ФПП” – не более 500 мм, при диаметре ФПП – не более 400 мм.

В табл. 1 суммированы основные характеристики НА “Пеликан”.

ОЦЕНКА ТРЕБУЕМЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК СИСТЕМЫ БЕСПРОВОДНОЙ ПЕРЕДАЧИ ЭНЕРГИИ НА ПОВЕРХНОСТЬ ЛУНЫ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ СЕАНСОВ ПЕРЕДАЧИ ЭНЕРГИИ

Для оценки электропотребления микророверов могут быть использованы сведения о прототипах. Энергетические затраты на перемещение луноходов (по расчетным оценкам и опыту эксплуатации “Лунохода-1, 2” и американских пилотируемых роверов) составляют около 0.2 Вт ч/м при массе 600–900 кг [18]. Соответственно, при массе микроровера 30 кг энергетические затраты на 1 км пути составят всего около 10 Вт ч. Основные энергозатраты будут приходиться на работу научной аппаратуры и служебных систем. В табл. 2 представлены характеристики небольших роверов для исследования Луны и Марса. Как видно из табл. 2, для обеспечения бесперебойной работы от 1 до 6 микророверов на поверхность Луны достаточно передавать электрическую энергию от 150 до 900 Вт ч/сут.

В настоящее время реализуемы дальности передачи энергии не более 300 км на приемники небольшой площади (см. ниже). Поэтому передатчик энергии должен размещаться на низкой окололунной орбите. В табл. 3 представлены некоторые характеристики полярной орбиты ИСЛ с точки зрения обеспечения сеансов БПЭЭ на поверхность. Максимальная продолжительность сеанса при высоте 100–200 км составит 5–6 мин (если не препятствуют местные детали рельефа). Эта оценка относится не только к одному потребителю, но и к общему времени энергоснабжения нескольких потребителей в околополярной области за один виток, т.к. диаметр этой области не превосходит 300 км.

С учетом затрат времени на наведение целесообразно проводить сеансы БПЭЭ для разных потребителей на различных витках. В силу малого диаметра околополярной области возможно проведение сеансов БПЭЭ не только на приемники по трассе полета, но и на больших азимутах. Это немаловажно, поскольку, хотя прецессия плоскости полярной орбиты ИСЛ практически отсутствует, поверхность Луны вращается относительно плоскости орбиты с периодом равным 28 земным суткам. За земные сутки может быть выполнено 12–13 сеансов БПЭЭ потребителям в одной околополярной области. Орбита высотой 100 км благоприятнее, чем более высокие орбиты, с точки зрения суммарной продолжительности сеансов БПЭЭ. Дальнейшее снижение высоты не приводит к заметному увеличению продолжительности БПЭЭ. При этом уменьшается средняя высота ИСЛ над горизонтом приемника, что может привести к уменьшению доли принимаемой энергии. Усугубляется влияние на проведение сеансов БПЭЭ рельефа местности.

Требуемая оптическая мощность лазера в системе БПЭЭ вычисляется по формуле:

где $P_{{{\text{эл}}}}^{\Sigma }$ – полная энергия, запасаемая в аккумуляторных батареях потребителей на поверхности Луны за рассматриваемый промежуток времени (земные сутки); $\tau _{{\text{c}}}^{\Sigma }$ – суммарное время работы лазера за рассматриваемый промежуток времени; ${{\eta }_{{{\text{opt}}}}}$ – коэффициент, учитывающий потери, связанные с поглощением и рассеянием излучения на оптических элементах СФИН; ${{\eta }_{{\text{н}}}}$ – коэффициент, учитывающий потери, обусловленные отклонениями оси пучка излучения от направления на центр фотоэлектрического приемника-преобразователя (ФПП); ${{\eta }_{{\text{г}}}}$ – коэффициент, равный доле энергии излучения, попадающей на ФПП (зависит от отношения диаметра пучка и приемника и распределения энергии в пучке); ${{\eta }_{{{\text{фпп}}}}}$ – КПД ФПП; ${{\eta }_{{{\text{АБ}}}}}$ – КПД заряда батарей потребителей.

Как было показано выше, для энергоснабжения 1–6 микророверов в одной приполярной области Луны требуется энергия $P_{{{\text{эл}}}}^{\Sigma }$ = 150–900 Вт ч (за земные сутки). Для полярной орбиты Луны высотой 100 км $\tau _{{\text{c}}}^{\Sigma }$ ≈ 1.3 ч (см. табл. 3). КПД заряда литий-ионных аккумуляторных батарей ${{\eta }_{{{\text{АБ}}}}}$ = 0.96…0.98. Коэффициент потерь в СФИН ${{\eta }_{{{\text{opt}}}}}$ около 0.98 (по результатам эскизного проектирования и макетирования научной аппаратуры “Пеликан”). КПД ФПП зависит от длины волны лазерного излучения. Для каждого из двух используемых лазеров (0.808 и 1.06 мкм) разрабатываются приемники, отличающиеся типом фотоэлектрических преобразователей (ФЭП) и их коммутацией, обеспечивающей высокий КПД преобразования энергии излучения в электрическую в условиях неравномерной засветки. Результаты эскизного проектирования и лабораторных экспериментов показали, что КПД ФПП для длины волны 0.808 мкм составляет не менее 40% (при КПД отдельных ФЭП – не менее 50%). А для длины волны 1.06 мкм – около 22%. Несмотря на высокий КПД диодных лазеров, их применение в системах БПЭЭ на большие расстояния в ближайшем будущем затруднено в связи с низким качеством пучка излучения. На данном этапе рассматривается применение оптоволоконных лазеров, для которых ${{\eta }_{{{\text{фпп}}}}}$ = 0.22.

Подставляя приведенные значения в формулу (1), получим связь между требуемой оптической мощностью лазера и коэффициентами, учитывающими потери, обусловленные ошибкой наведения и превышением размеров пучка над диаметром приeмника:

В данной работе рассматривается возможность прямого масштабирования технологии, разрабатываемой для КЭ “Пеликан”. Соответственно, мощность лазерных систем, масса и габариты излучателя не должны превышать значений для НА “Пеликан” более чем в 2–3 раза. Т.е., оптическая мощность лазеров должна быть не более 1500–4500 Вт. Тогда из соотношения (2) следует, что ${{\eta }_{{\text{н}}}}{{\eta }_{{\text{г}}}} > 0.4.$ Это означает, что диаметр пучка излучения на лунной поверхности должен практически совпадать с диаметром приемника, а величина смещения пучка относительно центра приемника составлять не более 20–40% его диаметра.

В табл. 4 дано сравнение технических требований, предъявляемых к научной аппаратуре “Пеликан” и системе БПЭЭ на лунную поверхность. С учетом ограничений на габариты и массу приемники потребителей должны быть компактными и иметь максимально простую конструкцию (без складных элементов и не ориентируемые). Габариты ФПП должны соответствовать габаритам микророверов, т.е. не превосходить 1.5–2 м. Диаметр пучка излучения на поверхности – не более 2 м, отклонение оси пучка от направления на центр приемника – не более 0.5 м. Эти требования выше, чем к НА “Пеликан”. Но анализ характеристик элементов систем наведения показывает их реализуемость (см. ниже). Потребляемая электрическая и выделяемая тепловая мощности рассчитаны исходя из требуемой оптической мощности СГЛИ и КПД оптоволоконных лазеров.

Баллистические ограничения на условия проведения сеансов КЭ “Пеликан”, а также ограничение на продолжительность автономного полета ТГК “Прогресс” обусловливают относительно малое число сеансов, которое, тем не менее, достаточно для достижения целей эксперимента. Требования к ресурсу НА “Пеликан” (за исключением ресурса аккумуляторов по числу циклов) предъявлялись исходя из того, что данная аппаратура является прототипом штатных систем БПЭЭ. Для системы БПЭЭ на поверхность Луны количество сеансов определяется орбитальным периодом, дислокацией потребителей и сроком службы ИСЛ.

ОСОБЕННОСТИ СИСТЕМЫ БЕСПРОВОДНОЙ ПЕРЕДАЧИ ЭНЕРГИИ НА ПОВЕРХНОСТЬ ЛУНЫ И АНАЛИЗ ПРИМЕНИМОСТИ ТЕХНИЧЕСКОГО ЗАДЕЛА ПО НАУЧНОЙ АППАРАТУРЕ “ПЕЛИКАН”

В состав системы БПЭЭ на лунную поверхность должны входить элементы, аналогичные по своему назначению элементам научной аппаратуры “Пеликан”.

СОСТАВ И ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СИСТЕМЫ ДИСТАНЦИОННОГО ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ ПОТРЕБИТЕЛЕЙ НА ЛУННОЙ ПОВЕРХНОСТИ

Выше показано, что передающая часть системы БПЭЭ должна размещаться на борту ИСЛ с высотой полярной орбиты 100–200 км. В качестве прототипа может рассматриваться КА “Луна-26”, который при стартовой массе 2200 кг несет массу полезной нагрузки около 160 кг [8]. В табл. 5 обобщены основные характеристики системы БПЭЭ. В табл. 6 даны массовые сводки излучателей с оптическими мощностями 1500 и 3000 Вт. Энергоснабжение потребителей на поверхности Луны целесообразно рассматривать как одну из задач ИСЛ. Другие задачи могут включать ретрансляцию данных от посадочных аппаратов, дистанционные исследования Луны, решение навигационных задач и пр.

При наличии нескольких ИСЛ на полярных орбитах в системе могут использоваться несколько излучателей. Мощность каждого излучателя будет снижена, уменьшены масса и габариты. Это облегчит их размещение на КА как дополнительной полезной нагрузки, повысит надежность системы. В тоже время, система, включающая один ИСЛ и способная обслужить за 10 лет работы от 10 до 150 потребителей (с учетом их нескольких “поколений”), может рассматриваться как первый этап долговременной программы геологической разведки околополярных районов Луны. В ней могут быть задействованы сотни посадочных аппаратов, снабжаемых энергией от нескольких специализированных ИСЛ.

ПРЕИМУЩЕСТВА ДИСТАНЦИОННОГО ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЯ ПОТРЕБИТЕЛЕЙ НА ПОВЕРХНОСТИ ЛУНЫ, ПО СРАВНЕНИЮ С ДРУГИМИ ИСТОЧНИКАМИ ЭНЕРГИИ

Единственной альтернативой дистанционному энергоснабжению потребителей, находящихся в области постоянного затенения, являются радиоизотопные генераторы (РИТЭГ). Для данного источника энергии характерны простота конструкции, надeжность, полная автономность работы, большой позитивный опыт применения на различных КА. В табл. 7 приведены характеристики РИТЭГ, обеспечивавших энергопитание потребителей на поверхности Марса [28, 29] и Луны [30] на уровне 1000–2500 Вт ч/сут. В составе КА “Луна-25” будет использован РИТЭГ (исключительно с целью обогрева и электропитания часов реального времени), вырабатывающий 6.5 Вт электроэнергии (около 150 Вт ч/сут) [31]. Масса этого РИТЭГ – 6.7 кг. Т.е., масса РИТЭГ сопоставима с массой элементов системы дистанционного электроснабжения на борту микророверов. Недостатком РИТЭГ для системы, в которую входит множество посадочных аппаратов, является применение дефицитных и дорогих радиоактивных изотопов. Запасы плутония-238 крайне ограничены, а его производство практически прекращено, что заставляет изучать возможность создания РИТЭГ на других радиоактивных изотопах [32]. NASA сталкивается с нехваткой плутония для создания РИТЭГ даже для единичных флагманских миссий в дальний космос [33].

Таким образом, преимуществами системы БПЭЭ на лунную поверхность являются:

– снабжение разветвленной сети потребителей от одной станции;

– обеспечение высокой энерговооруженности небольших посадочных аппаратов;

– отсутствие необходимости в использовании радиоактивных изотопов.

Использование предложенной технологии возможно и для исследования других тел Солнечной системы: безатмосферных спутников планет-гигантов, тел пояса Койпера, кометных ядер и пр. В силу малых размеров этих тел возможны длительные сеансы БПЭЭ с орбитальных КА на посадочные зонды с небольших расстояний (до 50–100 км). Мощность лазера может быть снижена в 5–10 раз, по сравнению с рассмотренной системой, а электропитание осуществляться непосредственно от орбитального КА. Будет уменьшена апертура главного зеркала СФИН. В итоге масса излучателя может быть многократно снижена (до 20–30 кг), как и его габариты.

Это позволит размещать подобные системы на борту КА флагманских миссий в дальний космос, существенно расширяя возможности малых посадочных зондов. Подобная система может быть использована и в перспективных программах изучения Меркурия сетью посадочных станций, где, как показали наземные радиолокационные эксперименты и исследования АМС “Messanger” [34], также имеются зоны постоянного затенения на полюсах, содержащие залежи водяного льда.

ВЫВОДЫ

1. В РКК “Энергия” ведется разработка технологии беспроводной передачи электрической энергии в лазерном канале. Предложен космический эксперимент “Пеликан” по передаче энергии с борта российского сегмента МКС на ТГК “Прогресс”.

2. Рассматриваются различные варианты использования технологии в космосе, включая программу исследования и освоения Луны. Интерес представляет дистанционное энергоснабжение с орбиты разветвленной сети потребителей на поверхности, к числу которых относятся микророверы, исследовательские станции с буровыми установками, маяки для обеспечения посадок автоматических и пилотируемых КА и пр.

3. Уровень технологии, разрабатываемой для реализации КЭ “Пеликан”, достаточен для создания системы, передающей на поверхность Луны энергию около 150–900 Вт ч/сут с орбиты ИСЛ высотой 100–200 км. Подобная система может одновременно снабжать энергией несколько микророверов для исследования приполярных регионов Луны. Система БПЭЭ может размещаться на борту многоцелевого КА, предназначенного также для исследования лунной поверхности и обеспечения связи с посадочными зондами.

4. Помимо одновременного снабжения множества потребителей система позволяет отказаться от использования РИТЭГ на малых посадочных станциях.

5. Предложенная технология может быть использована в программах исследования других тел Солнечной системы, включая ледяные луны планет-гигантов.