CC BY
14УДК 629.76/.78:620.9:523.3
КОСМИЧЕСКИЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ РЕШЕНИЯ ЭНЕРГОКЛИМАТИЧЕСКИХ ПРОБЛЕМ НА ЗЕМЛЕ
© 2013 г. Сизенцев Г.А.
ОАО «Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва» (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская область, Россия, 141070, e-mail: [email protected]
Для решения энергоклиматических проблем на Земле предлагается создать космический комплекс, в состав которого должны входить система энергоснабжения Земли из космоса и космическая система регулирования термического режима атмосферы Земли, чьи элементы предполагается производить лунной промышленной инфраструктурой, использующей ресурсы Луны.
Ключевые слова: глобальный климат, парниковый эффект, либрационные точки Лагранжа, фотогравитационное поле, углеродная энергетика, антропогенное воздействие на климат.
A SPACE SYSTEM TO ADDRESS ENERGY AND CLIMATE PROBLEMS ON EARTH Sizentsev G.A.
S.P. Korolev Rocket and Space Public Сorporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin Street, Korolev, Moscow region, 141070, Russia, e-mail:[email protected]
To address energy and climate problems on Earth, a space system is proposed which will include a subsystem to supply power from space to Earth and a space-based subsystem to adjust thermal conditions of the Earth atmosphere, and which will be constructed by a lunar industrial infrastructure utilizing lunar resources.
Key words: global climate, greenhouse effect, Lagrange libration points, photogravitation field, hydrocarbon-based power production, human impact on the climate.
СИЗЕНЦЕВ Геннадий Алексеевич - ведущий инженер РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
SIZENTSEV Gennady Alexeyevich - Lead Engineer at RSC Energia
Введение
Согласно прогнозам, рост численности населения Земли в XXI веке должен привести к увеличению потребления энергии, более 80% которой получается за счет сжигания углеродного топлива [1]. При этом в атмосферу выбрасывается углекислый газ, увеличивающий парниковый эффект и повышающий
СИЗЕНЦЕВ Г.А.
температуру приземного слоя атмосферы со скоростью, при которой следует ожидать значительных изменений глобального климата. Резкое изменение глобального климата на несколько градусов за столетие представляет собой экологическую угрозу для всей живой природы на Земле.
Киотский протокол к Рамочной конвенции ООН о предотвращении изменения климата [2]
претендует на серьезный вклад в решение данной проблемы. Однако ученые мира не имеют общего мнения о достаточности научного обоснования предлагаемых мер [3], и протокол не накладывает обязательств по сокращению выбросов парниковых газов на такие государства, как США, Китай и Индия. Поэтому дополнительно к мерам, предусмотренным Киотским протоколом, ученые продолжают искать эффективные меры стабилизации климата.
В данной работе рассмотрена концепция создания космического комплекса для стабилизации глобального климата, в состав которого должны входить система энергоснабжения нашей планеты из космоса и космическая система регулирования термического режима атмосферы Земли, чьи элементы предполагается производить лунной промышленной инфраструктурой, использующей ресурсы Луны.
Предложенная концепция затрагивает вопросы, связанные с космонавтикой, климатологией, мировой энергетикой и экологией. Для взаимопонимания специалистов этих областей деятельности ниже приведены основные понятия и определения, принятые в данной работе.
Глобальный климат, в отличие от погоды и местного климата, зависящих от температуры земной поверхности, давления, осадков, ветра и др., характеризуется всего одной величиной — трендом среднегодовой температуры земной поверхности. Остальные параметры, определяющие погоду и местный климат, или оказываются равными нулю при осреднении по всей планете, или же однозначно связаны с температурой [4]. Под трендом понимается закономерность, выражающая общую долгосрочную тенденцию в изменениях показателей временного ряда.
Термический режим приземного слоя атмосферы правомерно считать эквивалентом глобального климата, учитывая, что теплоемкость атмосферы существенно меньше, чем у прогреваемого слоя поверхности Земли.
Альбедо Земли или планетарное альбедо -коэффициент отражения солнечного излучения системой поверхность-атмосфера.
«Белая Земля» — термический режим полного оледенения поверхности Земли. При наступлении «белой Земли» альбедо Земли резко увеличивается, и планетарная температура падает до -50 °С [5].
Либрационные точки Лагранжа в гравитационном поле Земля-Луна представляют собой орбиты спутников относительно барицентра — общего центра масс Земли и Луны. При определенном расположении спутников на этих орбитах силы притяжения Земли и
Луны заставляют спутники двигаться так, что их взаимное расположение все время остается неизменным. В системе координат, вращающейся вместе с линией Земля-Луна, эти спутники неподвижны, т. е. орбиты вырождаются в точки. Пять таких точек были найдены Ла-гранжем в качестве частных решений «задачи трех тел» небесной механики. Нас интересуют треугольные точки либрации Ь4 и Ь5, являющиеся устойчивыми. Это значит, что если в начальный момент спутник будет расположен не в точке Ь4, а в малой ее окрестности и будет иметь достаточно малую скорость, то он и дальше останется в этой области. Треугольные точки находятся на орбите Луны: Ь4 — на 60° впереди Луны, Ь5 — на 60° позади [6]. Аналогичные точки Лагранжа содержит и гравитационная система Земля-Солнце.
Фотогравитационное поле учитывает воздействие гравитационных сил и сил солнечного давления.
Солнечнопарусный корабль перемещается в фотогравитационном поле за счет управления силами солнечного давления без расхода массы.
Линейная точка либрации Ь1ф фотогравитационного поля системы Земля-Солнце для спутника в виде солнечнопарусного корабля (СПК) будет иметь положение на линии Земля-Солнце, зависящее от коэффициента отражения парусом солнечного излучения и коэффициента парусности корабля (отношения площади паруса к массе корабля).
Первичная энергия представляет собой энергию, полученную непосредственно из окружающей среды, т. е. это тепловой эквивалент добытых угля, сырой нефти, природного газа, урана, собранной биомассы, кинетической энергии воды или ветра; энергия солнечного излучения в плоскости коллектора; тепловая энергия горячей воды или пара в глубине Земли.
К возобновляемым энергоресурсам относятся практически неисчерпаемые ресурсы энергии Солнца, ветра, рек, приливов и др.
Под углеродной энергетикой понимается энергетика, использующая углеродосодержа-щие виды топлива: уголь, нефть, газ и др.
Автотрофные растения обладают способностью из простых неорганических веществ синтезировать все органические «строительные камни» своего организма.
Задачи, решаемые космическим энергоклиматическим комплексом. Первоочередная задача, решение которой возлагается на предлагаемый космический энергоклиматический комплекс, — это стабилизация глобального климата в условиях резкого увеличения парникового эффекта.
В соответствии с классификацией, разработанной под руководством академика Ю.А. Из-раэля, рассматриваемый способ стабилизации климата является геоинженерным решением проблемы с использованием космических отражателей [7].
Отличительная особенность предлагаемой концепции космического энергоклиматического комплекса заключается в возможности его применения для стабилизации глобального климата как при резком потеплении, ожидаемом с середины XXI века, так и при возможных похолоданиях (вплоть до исключения в будущем наступления ледниковых периодов и «белой Земли»).
Первопричиной прогнозируемого резкого потепления считается углеродная энергетика, для которой потенциальные запасы соединений углерода в земных недрах чрезвычайно велики. Оценки только подводных запасов ме-тангидрата, которые вообще пока не используются, превосходят все современные потребности мировой экономики. Как считает ряд специалистов, идея освоения ископаемых видов топлива до полного их исчерпания — это попытка отложить неприятные экономические решения вплоть до коллапса цивилизации [8, 9].
Поэтому следующей задачей энергоклиматического комплекса является скорейшая замена углеродной энергетики на космическую — с возобновляемым солнечным источником энергии, ресурсы которого для обеспечения Земли практически неисчерпаемы. Однако увеличение потребляемой энергии любого вида под атмосферой Земли имеет ограничение, поскольку вся используемая первичная энергия переходит в тепло, добавляясь к теплу парникового эффекта, вызваного углеродной энергетикой. Рост потребляемой энергии определяет дальнейшее развитие Цивилизации. Чем дольше мы будем пользоваться углеродной энергетикой, тем меньше будет допустимый уровень потребляемой энергии под атмосферой у будущих поколений. Отказ от применения углеродной энергетики позволит остановить усиление парникового эффекта, и в будущем, по мере естественного убывания углекислого газа из атмосферы до современного уровня, — увеличивать мощность энергетики под атмосферой Земли с помощью средств энергоклиматического комплекса до значений в сотни терраватт при стабилизированном состоянии глобального климата. Для сравнения: согласно данным [1, 10], мощность мировой энергетики в 2000 г. по первичным источникам энергии составляла ~14 ТВт, из них 12 ТВт приходилось на энергетику с углеродным топливом.
Основные принципы, заложенные в концепцию космических технических средств и технологий. По предлагаемой концепции, космическая техника для решения перечисленных задач (назовем ее космический энергоклиматический комплекс — КЭКК) представляет собой сочетание трех одновременно функционирующих и взаимно дополняющих составляющих:
• лунной промышленной инфраструктуры (ЛПИ);
• космической системы регулирования термического режима (КСРТР) атмосферы Земли;
• космической системы энергоснабжения (КСЭС) Земли.
Решение глобальных энергоклиматических проблем требует управления гигантскими, по современным понятиям, (мощностью в тысячи террават) потоками солнечной энергии. Из-за относительно малой плотности солнечной энергии в околоземном пространстве для формирования таких потоков энергии и управления ими необходимо создание соответствующих по размерам конструкций в космосе.
Создание таких космических систем возможно при использовании следующих основных положений, позволяющих строить космические конструкции практически неограниченной массы и размеров:
• производство элементов космических конструкций на базе ресурсов Луны (не исключено использование астероидов в качестве ресурсной базы [11, 12]);
• сборка конструкций в условии невесомости;
• преимущественный отказ от ракетно-реактивного принципа при транспортировке элементов конструкций к месту сборки, а готовых конструкций — к заданному месту (при необходимости) и функционировании в нем;
• использование особенных условий космического пространства Земля-Луна и Земля-Солнце. Например, относительно малое расстояние между Землей и Луной и наличие на Луне полезных ископаемых являются основными предпосылками для создания промышленной инфраструктуры по изготовлению элементов конструкций. Отсутствие атмосферы и малое, по сравнению с земным, гравитационное поле Луны дают возможность выведения конструкционных элементов с поверхности Луны в космос без использования ракетной техники (с помощью электромагнитных катапульт) при минимальных энергетических затратах преобразованной солнечной энергии. Невесомость в космическом пространстве снимает ограничение на размеры и массы
собираемых конструкций. Наличие либра-ционных точек Лагранжа в гравитационном поле Земля-Луна и фотогравитационном поле Земля-Солнце обеспечивает взаимоустойчивое положение в космическом пространстве между составными частями КЭКК. При необходимости парирования глобального потепления выполнение космической конструкции в виде СПК дает возможность транспортировки космической конструкции от места сборки до требуемой точки и функционирования в ней без использования расходных компонентов, необходимых в случае применения ра-кетно-реактивного принципа транспортировки;
• выполнение всех работ по созданию КЭКК должно преимущественно производиться космической робототехникой, в т. ч. самовоспроизводящейся на Луне, при непосредственном участии и контроле человека;
• для увеличения эффективности КСРТР ее функционирование должно быть начато как можно раньше, до исчезновения полярных шапок на Земле.
Космический энергоклиматический комплекс для стабилизации глобального климата в условиях резкого увеличения парникового эффекта
Структурная схема КЭКК приведена на рис. 1.
Рис. 1. Структурная схема космического энергоклиматического комплекса (КСЭС): ТС КСЭС — транспортная система КСЭС; ТС З-Л-З — транспортная система Земля-Луна-Земля; БАРК — барражирующий астрорегулятор климата; СП КСЭС — сборочное производство КСЭС; ЖК — жилой комплекс; СП БАРК — сборочное производство БАРК; КЭС — космическая энергостанция; ДПК — добывающий и перерабатывающий комплекс; СР — система ретрансляторов; ПК — производственный комплекс; ЭК — энергетический комплекс; ЭМК — электромагнитные катапульты
Размещение и взаимодействие технических средств КЭКК показаны на рис. 2. Направления грузопотоков и перемещений не обозначают трассу транспортировки.
Рис. 2. Размещение и взаимодействие технических средств КЭКК: 1 — Земля; 2 — Луна; 3 — направление перемещения БАРК; 4 — спутник-ретранслятор; 5 — окологеостационарная орбита (ОГСО); 6 — сборочное производство КСРТР в точке Ь4; 7 — орбита Луны; 8 — направление грузопотока Луна-Ь4; 9 — направление грузопотоков Ь5-ОГСО-Ь5; 10 — направление движения Луны; 11 — орбита Земли; 12 — направление грузопотока Луна-Ь5; 13 — энергетическое лазерное излучение; 14 — КЭС и сборочное производство КСЭС в точке Ь5; 15 — солнечное излучение; 16 — направление движения спутников-ретрансляторов на ОГСО; 17 — БАРК на месте функционирования в точке Ь1ф фотогравитационного поля Земля-Солнце
Элементы технических средств, производимые на Луне, с помощью электрокатапульт должны быть выведены в «устойчивые» точки Лагранжа Ь4 и Ь5 гравитационного поля Земля-Луна.
В точке Ь4 можно разместить сборочное производство большой космической конструкции БАРК — солнечнопарусного корабля для регулирования термического режима земной атмосферы. После сборки БАРК самостоятельно перемещается в зону точки Лагранжа Ь1ф фотогравитационного поля Земля-Солнце и занимает в ней рабочее положение, перекрывая поток солнечного излучения на Землю.
В точке Ь5 собирается и размещается КЭС, снабжающая как земную индустрию, так и промышленную инфраструктуру на Луне. Энергия на земные приемные антенны (рек-тены) передается по лазерному лучу непрерывно, для чего на окологеостационарных орбитах должны быть расположены энергетические спутники-ретрансляторы. Сборка ретрансляторов выполняется также в точке Ь5, откуда они с помощью электроракетных буксиров доставляются на окологеостационарные
орбиты. При размещении налунной ректе-ны в зоне видимости точки Ь5 энергия на нее будет передаваться напрямую в течение всех лунных суток.
Лунная промышленная инфраструктура
Земное притяжение и возможности ракетной техники, предназначенной для его преодоления, ограничивают космический грузопоток, необходимый для решения крупномасштабных задач, в том числе касающихся рассматриваемых проблем энергетики, климата и экологии [13].
Освоение Луны позволяет использовать для достижения этих целей не только ее материальные ресурсы, но и особенности условий космического пространства, в промежутке, соизмеримом с расстоянием от Земли до Луны [14]. К таким особенностям относятся условия на самой Луне, а также наличие устойчивых либрационных точек Лагранжа Ь4 и Ь5 в гравитационном поле Земля-Луна. Для того, чтобы преодолеть гравитацию Земли, необходимо сообщить полезному грузу скорость ~11 км/с. Для Луны эта скорость ~2,4 км/с, и, следовательно, затраты энергии для сообщения второй космической скорости единице массы при старте с Луны будут почти в 20 раз меньше, чем при старте с Земли.
Луна не имеет атмосферы, что позволяет доставлять груз в космос с ее поверхности при помощи электромагнитных катапульт, не применяя ракетный принцип действия. В этом случае масса груза, выводимого с Луны, не является ограничением в такой степени, как для условий Земли.
На начальных этапах формирования лунной промышленной инфраструктуры без ракетной техники, доставляющей с Земли производственное оборудование, не обойтись. Однако следует отметить позитивное обстоятельство, заключающееся в том, что по всем наиболее важным типам «земного» технологического оборудования достигнута низкая материалоемкость (или, соответственно, высокая удельная производительность на единицу массы). Масса самого оборудования по отношению к массе конечного продукта, произведенного за жизненный цикл агрегата, мала. Например, для экскаватора, самосвала и металлургического прокатного оборудования эти массы составляют 0,000002; 0,00001 и 0,001 долю соответственно. Поэтому доставка оборудования для добывающе-произ-водственных комплексов на Луну, если будет разработана соответствующая эффективная
транспортная система, может оказаться достаточно экономичной [15].
Понятно, что масштабность лунной промышленной инфраструктуры будет зависеть от временных ограничений и масштабности КСЭС и КСРТР.
Космическая система регулирования термического режима земной атмосферы
Физические основы и техническая концепция. Чувствительность климата к относительно небольшим колебаниям солнечной радиации может стать физической основой для создания космической системы, регулирующей глобальную температуру на Земле. Например, при современном состоянии полярных льдов изменение солнечной радиации на 1% приводит к изменению средней температуры воздуха у поверхности Земли на ~3 °С. Данные наблюдений за Солнцем показывают, что в последние десятилетия «солнечная постоянная» или была практически неизменной, или колебалась в узких пределах, не превышавших 0,1% ее значения [5].
Предлагается [16] создать СПК с соответствующей площадью парусов и привести его в зону расположения линейной точки либрации Ь1ф фотогравитационного поля системы Земля-Солнце (учитывающего силы гравитации и солнечного давления) с требуемой скоростью. СПК, барражируя в плоскости, нормальной потоку солнечных лучей, и совместив плоскость паруса с этой плоскостью, будет уменьшать количество солнечной радиации, приходящей на Землю (рис. 3), тем самым снижая глобальную температуру.
Рис. 3. Схема для расчета параметров СПК: ЕЗ — радиус диска Земли; 1ф — расстояние от Земли до точки либрации Ь1ф в фотогравитационном поле системы Земля-Солнце; гП — радиус поверхности паруса; гб — радиус зоны барражирования; гСП — радиус сечения светового потока на уровне Ы^, приходящего в центральную точку земного диска; р — половинный угловой размер Солнца с Земли; 1С — среднее расстояние от Земли до Солнца (астрономическая единица); Ес — радиус диска Солнца
Положение точки Ь1. на линии Земля-
ф
Солнце будет меняться для разных значений коэффициента отражения поверхности паруса, находящегося в режиме барражирования, и значения его парусности — отношения площади паруса к массе СПК. Их взаимозависимость можно записать в следующем виде:
К,
СсЧ>2
- о(1 + Б)р3(
11
Ф
-СсЧК-
(!)
)2<х = 0,
где КС — постоянная поля тяготения Солнца; КЗ — постоянная поля тяготения Земли; юЗ — угловая скорость вращения Земли вокруг Солнца; с — парусность СПК; в — коэффициент зеркального отражения поверхности паруса в режиме барражирования; рЗ — солнечное давление на единицу площади поглощающей поверхности на расстоянии 1С от Солнца; а — коэффициент приведения к единой размерности составляющих.
Если принять, что солнечный диск имеет равномерное распределение излучения по площади, то отношение площади паруса к площади сечения радиусом гСП, содержащее точку Ь1ф, пропорционально уменьшению солнечной постоянной для центральной площадки земного диска. При барражировании СПК в зоне радиусом гб это соотношение будет сохраняться и для всего земного диска. Перемещаясь в зоне с радиусом больше гб, можно регулировать уменьшение солнечного лучевого потока в соответствующих пределах на периферийные регионы земного диска.
При заданной величине отношения площади паруса к площади сечения радиусом гСП можно записать выражение для необходимой площади паруса 5п и массы СПК Мп:
м =
а.,
(2) (3)
где q — отношение площади паруса к площади радиусом гСП; а1 — коэффициент приведения размерности.
Используя уравнения (1), (2), (3), можно получить зависимость Мп от q, в и с.
На рис. 4 представлены результаты расчета Мп при q = 0,005; в = 0,1 и 0,8 в зависимости от диапазона с = 5...80 м2/кг. В расчете использовались следующие значения постоянных: КС = 132,34-109 км3/с2; КЗ = 3,986 105 км3/с2; ш3 = 2п/3,15-107 1/с; 1С = 149,6-106 км; рЗ = = 4,64-10-6 Н/м2; а = 10-3; а1 = 103; р = 16' [17, 18].
Рис. 4. Зависимость массы СПК Мп от парусности с и коэффициента отражения поверхности паруса в при коэффициенте перекрытия солнечного потока q = 0,005
Как видно из рис. 4, минимальная масса СПК для заданного значения q имеет место при минимально возможном значении в и соответствующей ему величине с. Например, для уменьшения солнечной постоянной на 0,5% ^ = 0,005), приняв за минимальное значение в = 0,1, получим, что минимум массы СПК будет приходиться на с = 40 м2/кг и составлять 56-106 т, при этом размер паруса гп = 845 км, а удаление от Земли 1ф = 2,57-106 км.
Из уравнений (2) и (3) очевидно, что Мп имеет линейную зависимость от величины q.
Возможность создания СПК повышенной эффективности с с = 40.4 000 м2/кг рассмотрена в работе [19].
Если при барражировании СПК в районе точки Ь1ф сторона поверхности паруса, повернутая к Солнцу, должна иметь минимально возможный коэффициент отражения для обеспечения минимальной массы СПК, то для оптимального выполнения транспортных функций СПК при переходе его с места сборки в зону точки Ь1ф другая сторона поверхности паруса должна иметь максимально возможное значение коэффициента отражения.
Показать возможности выведения СПК в указанную зону и барражирования в ней можно, изготовив маломасштабный СПК, например, с использованием результатов космического эксперимента «Знамя» [20].
Ресурсы Луны и космическая система регулирования температурного режима земной атмосферы. При возможности изготовления в условиях космоса алюминиевой фольги толщиной 5 = 1 мкм (космическая технология получения пластиковой пленки позволяет получить пленку толщиной до 15 нм [19]) и при относительной массе «полотнища» паруса ко всей массе СПК, равной 50% (для полотнища из полимерной пленки это отношение составляет 30.60% [18]), масса полотнища будет составлять 6-106 т, а масса собственно СПК — 12-106 т.
Но, как следует из графиков на рис. 4, для нахождения в зоне точки либрации Ь1ф на расстоянии 2,57-106 км от Земли, обеспечивающем минимум массы СПК, значение этой массы должно составлять -56-106 т, следовательно, СПК должен быть загружен «балластом» массой 44-106 т.
Не рассматривая вопросы технологии извлечения из лунного грунта различных материалов, самые общие подсчеты показывают, что из лунного карьера размерами 2x2 км и глубиной 10 м (толщина слоя рыхлого вещества в естественном залегании) с массой грунта -64-106 т можно получить 6...12-106 т алюминия, 2...10-106т железа, 3,6-106 т титана и др. Эти материалы можно будет использовать в конструкции СПК и для создания лунной промышленной инфраструктуры, а 44-106т грунта использовать в качестве балласта. Оставшиеся 8-106 т грунта содержат 4,6-106 т кислорода, который можно использовать как топливный компонент в транспортной системе Земля-Луна-Земля и для жизнеобеспечения экипажа лунной базы, а также 2,3-106 т кремния, пригодного, например, для изготовления ячеек солнечных батарей. Этого количества хватит для кремниевых фотоэлектрических преобразователей общей площадью около 690 км2 [21, 22]. При современной эффективности типовых солнечных батарей и коэффициенте освещенности лунной поверхности в течение лунных суток, равном 0,3, средняя мощность гелиоэлектростанции будет составлять ~27 ГВт.
В работе [23] показано, что один экскаватор массой 23,5 т и 10 грузовых луноходов массой по 6,25 т каждый (при грузоподъемности 50 т), с общей максимальной мощностью всех агрегатов 105 кВт, при номинальном рельефе и эксплуатации в течение 30 лет добудут и перевезут на расстояние около 2 км от карьера до места переработки 80-106 т лунного грунта.
Оценка времени перехода СПК от места сборочного производства в рабочую зону. В составе КСРТР рационально иметь два СПК. Пока один из них функционирует на рабочем месте в зоне барражирования, другой возвращается на сборочное производство для увеличения своих размеров. Такое чередование позволяет избавиться от необходимости стыковки гигантских конструкций в рабочей зоне, приблизить сроки начала функционирования КСРТР и подобрать приемлемый для природы температурный скачок в начале работы очередного барражирующего астрорегулятора климата с увеличенными размерами. В связи с этим возникает вопрос о времени перехода БАРК с СП в рабочую зону. По предварительным оценкам С.М. Тененбаума, СПК с коэф-
фициентом парусности 5 = 40 м2/кг, двигаясь от орбиты Луны, удаляется от Земли на расстояние I = 2,57-106 км за три-пять месяцев (рис. 5).
и ех о С к Й о
а.
ш
к 11,,
• !.
ПИ) щ
-------- __________
20
40
60
80
100
а. м5/кг
Рис. 5. Ожидаемое время перелета СПК от сборочного производства до рабочей зоны (1ф = 2,57-106 км)
Разброс полученных значений отражает разброс начальных условий (взаимное положение Луны, Земли и Солнца) и погрешность методики расчета, оцениваемой в ±10%.
Приход в рабочую зону точки Ь1ф фотогравитационного поля Земля-Солнце должен быть произведен с требуемой скоростью. Для выполнения этого требования необходимо найти закон управления, который может быть результатом решения «задачи трех тел». Зная закон управления, можно определить траекторию, время перехода и уровень перегрузок на конструкцию СПК, возникающие при выполнении закона управления.
Космическая система энергоснабжения Земли
Космическая система энергоснабжения Земли [24, 25] может активно воздействовать на решение энергоклиматических проблем нашей планеты по двум направлениям. Во-первых, энергетика с возобновляемым источником и экологически чистая по отношению к парниковому эффекту замещает собой углеродную энергетику, уменьшая объем выбросов углекислого газа. Во-вторых, передача энергии производится лазерным лучом. Учитывая мо-нохромность и концентрированность лазерного излучения, преобразование его под земной атмосферой в электрическую энергию происходит с высоким КПД (предельный КПД, определяемый вторым законом термодинамики, равен 94,8% [1]), превышающим КПД преобразования первичной углеводородной энергии во вторичную энергию потребления, что, в свою очередь, еще больше должно уменьшать объем выбросов СО2.
Препятствием для прохождения лазерного излучения служит облачный покров земной атмосферы. Многообещающим направлением решения этой задачи может стать разработка способов локального управления погодой [14] либо использование аэрокосмической техники в виде привязных стратостатов с приемными антеннами (ректенами) на борту и передачей энергии на Землю по проводам.
Схема КСЭС, учитывающая вышеуказанные особенности, представлена как составляющая на рис. 2. Главное отличие этой системы от известных ранее заключается в том, что ее энергопроизводящий и излучающий комплексы размещаются в одной из устойчивых либ-рационных точек Лагранжа (Ь4 или Ь5) гравитационного поля Земля-Луна. Эти точки находятся на одной орбите с Луной и имеют с ней одинаковый гравитационный уровень. Это означает, что перемещение массы с Луны, после преодоления ее сферы действия (66 000 км), в зону устойчивой либрационной точки потребует минимальных энергетических затрат. Эти точки представляют собой идеальное место для сборки и размещения космических конструкций, позволяющих управлять огромными потоками солнечной энергии.
Доставка элементов конструкции и аппаратуры в выбранную точку либрации осуществляется по баллистической траектории с помощью электромагнитных катапульт («ускорителей»), использование которых было предложено США в 1975 году для создания конструкций различных поселений в космосе [26].
В первую очередь в выбранной либраци-онной точке должны быть созданы энергетические блоки космической системы, обеспечивающие снабжение энергией лунной промышленной инфраструктуры в течение полных лунных суток. Остальные блоки предназначены для передачи энергии на Землю. Каждому из таких блоков соответствует своя наземная приемная антенна диаметром ~400 м. Передача энергии производится непосредственно на ректену (в случае прямой ее видимости из точки либрации) либо через спутник-ретранслятор, находящийся на окологеостационарной, слегка эллиптической, орбите, имеющей наклонение, например, 2.4°. Фокальный параметр орбиты выбирается несколько меньше радиуса геостационарной орбиты (ГСО), а период обращения по ней спутника равен 24 ч. Из места расположения ректены на Земле периодическое движение спутника по небесной сфере будет происходить по траектории, напоминающей слегка изогнутую букву 5, что в принципе не помешает передаче энергии. Например, орбита
с фокальным параметром, меньшим радиуса ГСО на 500 км, будет иметь радиус перигея 37 400 км, а радиус апогея 47 100 км. Таких орбит может быть выбрано несколько. Их использование дает возможность разместить необходимое количество спутников-ретрансляторов КСЭС без конкурентной борьбы со спутниками других назначений за место на ГСО.
Энергетическая система составляется из блоков, содержащих определенное число излучателей. Все излучатели блока передают свою энергию на одну наземную ректену.
Энергия на выведение массы КСЭС с поверхности Луны в выбранную точку либрации с помощью электромагнитных ускорителей будет представлять собой одну из основных затратных энергетических составляющих для лунной промышленной инфраструктуры. В ходе ее предварительной оценки в качестве примера принималась во внимание необходимость получения на Земле заданной величины мощности в 20 ТВт (это больше современной мощности мировой энергетики по первичным источникам [14]). Учитывая перспективное значение КПД тракта передачи энергии в космосе, равного 0,7 [27], и КПД прохождения атмосферы 0,9 [28], мощность КСЭС в точке либрации должна составлять 32 ТВт. При удельной массе источников инфракрасного излучения [27] и солнечных батарей [29], равной 5 кг/кВт, масса КСЭС составит ~160 106 т. Для выведения массы с поверхности Луны в сферу ее действия необходимо этой массе сообщить скорость 2,4 км/с, затратив при этом энергию 4,6-1017 Дж. Если КСЭС будет создана за 30 лет, то для решения этой задачи с учетом КПД преобразования электричества в механическую энергию, принятого 0,9, и КПД передачи энергии в космосе, указанного выше, требуемая мощность энергетики в точке либрации будет иметь значение 730 МВт. Даже увеличенное вдвое, с учетом деградации солнечных батарей и ограниченного срока эксплуатации аппаратуры, новое значение будет составлять ~5-10-5 долю от мощности КСЭС.
Изготовление элементов спутников-ретрансляторов можно производить на Луне, а сборку конструкции диаметром ~1 000 м и массой каждого спутника ~100 т, после выведения ее составляющих электромагнитной катапультой с Луны, осуществлять в точке либрации Ь5, где располагается КСЭС. После сборки спутник электроракетным буксиром, например солнечным или ядерным [30], доставляется к месту функционирования на ОГСО. При этом затраты характеристической скорости будут составлять ~2 340 м/с. Общая масса спутников-
ретрансляторов будет около 500-103 т. Это основная составляющая массы КСЭС, на которую необходимо будет затрачивать расходуемую массу рабочего тела ракетных двигателей. В качестве рабочего тела для буксиров могут быть использованы металлические магний или кальций, добываемые из лунного грунта в достаточном количестве (магний — 89 кг/м3, кальций — 150 кг/м3 грунта). Испытания электроракетной двигательной установки (ЭРДУ) с литиевым рабочим телом мощностью 500 кВт показали вполне удовлетворительные характеристики [31]. Замена лития на магний или кальций, добываемые из лунного грунта, не приведет к заметному ухудшению тяговых и энергетических характеристик, так как потенциалы ионизации этих металлов близки [32].
По предварительной оценке, многоразовый электроракетный буксир, совершающий циклический рейс £5-ОГСО-£5 за полгода с полезным грузом в 200 т (масса двух спутников-ретрансляторов), затратит 14 т рабочего тела. Сухая масса буксира будет составлять ~15 т. Чтобы построить КСЭС за 30 лет и поддерживать ее во время эксплуатации, необходимо иметь флотилию, состоящую из 42 буксиров. Для их обеспечения лунная промышленность должна будет произвести 600 т рабочего тела за год, переработав 4—7-103 м3 лунного грунта (карьер глубиной 10 м и площадью 20x20.27x27 м2).
Оценка эффективности воздействия КЭКК на термический режим земной атмосферы
Для демонстрации эффективности воздействия КЭКК на термический режим земной атмосферы рассмотрим один из достаточно вероятных вариантов развития мировой энергетики, когда человечество использует весь основной приемлемо доступный технологически ресурс углеродного топлива до полной его выработки при различных сценариях проводимых мероприятий.
Изменение температуры земной атмосферы в этом случае определим на основании следующих принятых общих положений и исходных данных:
• начало отсчета — 2000 г.;
• концентрация СО2 в 2000 г. — 360 ррти, что составляет 2 813-109 т в атмосфере;
• глобальная температура в 2000 г. равна 14,5 °С;
• прирост глобальной температуры в 2000 г. к температуре доиндустриального периода составляет 0,8 °С [8, 33];
• мощность мировой энергетики в 2000 г. по первичным источникам энергии ~14 ТВт, из
них 12 ТВт приходится на энергетику с углеродным топливом [1, 10];
• выброс углерода в 2000 г. равен 7-109 т в год [34];
• прирост выбросов углерода составляет 0,14-109 т до 2100 г. [34];
• учитывается 50% поглощения выбросов углерода океанами и растениями [34];
• углеродная энергетика используется до полной выработки всего основного технологически доступного ресурса углеродного топлива в размере 3 400 ТВт-год (2 790-109 т нефтяного эквивалента или 2 040-109 т углерода) без использования дополнительных месторождений [10];
• естественная утечка углекислого газа из атмосферы не учитывается;
• не учтены время жизнестойкости и адаптации природы к изменению температуры;
• значения температуры при изменении солнечной постоянной и концентрации углекислого газа определялись на основании результатов, полученных с помощью полуэмпирической модели климатических процессов, опубликованной академиком М.И. Будыко в работе [5].
В этой модели для характеристики чувствительности термического режима к изменениям солнечной постоянной и концентрации углекислого газа введены понятия параметров ДТ1 и ДГ. Параметр ДТ1 представляет собой изменение средней температуры в результате изменения солнечной постоянной на 1%, а параметр ДГс — изменение средней температуры в результате удвоения концентрации углекислого газа. Из диапазона их значений, учитывающих изменения площади ледяного покрова Земли, принимаем, что ДТ1 = 3 °С и ДГс = 3,3 °С, а промежуточные значения изменения температуры будут определяться выражениями:
(4)
Д*с = Я1пА, (5)
Ло
где Дt1 — изменение средней температуры при изменении солнечной постоянной на значение, отличное от 1%, °С; А — коэффициент пропорциональности, равный 300 °С, находится из определения параметра ДТ1 и его принятого значения; q — отношение площади паруса к зоне потока солнечного излучения, эквивалентное относительному значению изменения солнечной постоянной; Дtс — изменение средней температуры при изменении концентрации СО2, отличной от удвоенной величины, °С; В — коэффициент пропорциональности, равный
4,76 °С (находится из определения параметра ДТс и его принятого значения); К0 — начальное значение концентрации СО2 в атмосфере; К — текущее значение концентрации СО2.
Сценарии проводимых мероприятий. На основе изложенных выше основных положений и исходных данных рассмотрены три сценария проводимых мероприятий для принятого варианта развития мировой энергетики (рис. 6).
В первом сценарии мощность потребляемой первичной энергии принята равной мощности углеродной энергетики, без учета мощности других видов используемой энергии (ядерной, термоядерной, с возобновляемыми источниками энергии) из-за их относительной малости. После 2100 г. темп выбросов постоянен до их прекращения в 2130 г. (рис. 6, граф. 1, представляющий собой ломаную кривую в диапазоне 2000...2130 г.).
Во втором сценарии развитие энергетики в диапазоне с 2000 по 2100 г. происходит по аналогии с первым сценарием, но с 2050 г. вводится 50%-ное уменьшение тепла за счет сокращения выбросов углерода, а также ис-
пользования аэрозолей в нижней стратосфере, при условии снятия существующих ограничений, наложенных международными соглашениями. С 2100 г. выбросы равномерно уменьшаются до прекращения в 2160 г., при этом будет израсходован основной приемлемо доступный технологически ресурс углеродного топлива. С 2100 г. начинает работать КЭС, компенсируя падение мощности углеродной энергетики так, что их суммарная мощность в диапазоне 2100.2160 г. остается постоянной. Рост мощности мировой энергетики после 2160 г. происходит только за счет роста мощности КЭС (рис. 6, граф. 1 и 2).
Третий сценарий отличается от второго использованием с 2080 г. СПК БАРК, имеющего начальную защитную функцию в 0,5 °С с последующим увеличением ее на это значение через каждые 20 лет для вновь заступающего на рабочее место БАРК.
Сравнивая единицы измерений на приведенных шкалах, получаем, что изменение мощности тепла на 250 ТВт соответствует изменению температуры примерно на 1 °С.
2000 2050 2100 2150 2200 Годы
Рис. 6. Воздействие углеродной энергетики и КЭКК на термический режим земной атмосферы: 1 — углеродная энергетика на уровне первичных источников энергии; 2 — КЭС при энергообеспечении Земли, начиная с 2100 г.; 3 — парниковый эффект и энергетика при использовании достижимых ресурсов к 2130 г. без проведения мероприятий по сокращению выбросов СО2; 4 — парниковый эффект и энергетика при сокращении объема СО2, использования аэрозолей, начиная с 2050 г., и включении КЭС в 2100 г.; 5 — парниковый эффект и энергетика при функционирующих КСРТР с 2080 г. и КСЭС с 2100 г.
Представленные на рис. 6 графики 3, 4, 5 показывают характер теплового воздействия углеродной энергетики и приведенных в сценариях мероприятий на температурный режим атмосферы у поверхности Земли. Вся мощность мировой энергетики, определенная по первичным источникам энергии (граф. 1), после использования ее полезной части, составляющей сегодня около 50%, идет на нагрев атмосферы. Выделяющийся углекислый газ при сжигании углеродного топлива увеличивает парниковый эффект, тепловая мощность которого растет в соответствии с количеством выбрасываемого газа, представляя собой к концу XXI века подавляющую часть тепловой энергии, вызванной функционированием углеродной мировой энергетики, и резко изменяющей глобальный климат на Земле (граф. 3).
Графики 4 и 5 говорят о высокой эффективности воздействия КЭКК на термический режим земной атмосферы. Однако необходимо как можно раньше начать функционирование КСРТР, пока существуют полярные ледяные шапки. После их исчезновения эффективность системы понизится вдвое.
Космический энергоклиматический комплекс для стабилизации глобального климата в условиях похолоданий
Одними из основных естественных внешних факторов, влияющих на изменение климата, являются астрономические циклические факторы, меняющие положение Земли по отношению к Солнцу, вызывая оледенения и потепления на Земле с периодами в десятки тысяч лет и перепадами глобальной температуры в 5-7 °С [35, 36].
Развивая систему регулирования термического режима атмосферы, можно не только перекрывать солнечную инсоляцию на Землю, но и увеличивать ее. Например, заменив БАРК двусторонней зеркально отражающей конструкцией, размещенной в точке L4 системы Земля-Луна, можно направлять дополнительные потоки солнечного излучения на Землю. Для этого необходимо, чтобы конструкция вращалась вокруг оси, нормально расположенной к плоскости эклиптики, и ось лежала в отражающей плоскости конструкции. Период вращения отражателя должен быть вдвое больше периода вращения Луны вокруг Земли, и при пересечении отражателем линии Земля-Солнце нормали его поверхностей должны совпадать с этой линией. Коэффициент парусности должен быть уменьшен до величины, выбранной из условия устойчивого
нахождения отражателя в области точки L4 при воздействии солнечного давления, и возможности управления движением вокруг центра масс отражателя силами солнечного давления, чтобы компенсировать изменение наклона плоскости вращения Луны вокруг Земли относительно плоскости эклиптики. При размерах зеркала, равных размерам паруса СПК БАРК с защитной функцией 2 °С, и коэффициенте отражения 0,9 дополнительный поток солнечной энергии к Земле увеличит глобальную температуру на ~4 °С. Радиус солнечного пятна на диске Земли будет составлять ~2 750 км.
Заключение
В работе представлена концепция космического комплекса, предназначенного для решения энергоклиматических проблем на Земле. К таким проблемам относятся:
• Стабилизация глобального климата Земли при влиянии на него антропогенных и естественных воздействий как в сторону потеплений, так и похолоданий. В первую очередь это проблема прогнозируемого потепления уже в нашем столетии из-за антропогенного воздействия, связанного с использованием углеродной энергетики.
• Обеспечение человечества солнечной энергией из космоса с неограниченными ресурсами и экологически чистой по отношению к парниковому эффекту.
• Раздвижение рамок, ограничивающих допустимое значение потребляемой энергии под атмосферой.
Решение этих проблем требует управления потоками солнечной энергии мощностью в тысячи террават. Из-за относительно малой плотности солнечной энергии в околоземном пространстве для формирования таких потоков энергии и управления ими необходимо создание соответствующих по размерам конструкций в космосе.
Создание таких космических систем возможно при использовании основных положений, позволяющих реализовывать космические конструкции практически неограниченной массы и размеров:
• производство элементов космических конструкций на базе ресурсов Луны;
• сборка конструкций в условиях невесомости;
• преимущественный отказ от ракетно-реактивного принципа при транспортировке элементов конструкций к месту сборки и самих конструкций к заданному месту (при необходимости) и функционировании в нем;
• использование особенных условий космического пространства Земля-Луна и Земля-Солнце.
На основе этих положений предложена концепция создания и функционирования составляющих КЭКК:
• лунной промышленной инфраструктуры;
• космической системы регулирования термического режима атмосферы Земли;
• космической системы энергоснабжения Земли.
Масштабность лунной промышленной инфраструктуры будет зависеть от временных ограничений и массовой масштабности КСЭС и КСРТР.
По предварительной оценке, для получения на Земле мощности в 20 ТВт масса КСЭС составит ~160 106 т, а размеры будут варьироваться в зависимости от коэффициента преобразования солнечной энергии в электрическую. При значениях коэффициента в диапазоне 10.40% радиус КСЭС будет составлять -280...140 км соответственно.
КСРТР для стабилизации глобального климата при потеплении должна иметь два солнечнопарусных корабля БАРК. Один из них должен находиться в районе точки либрации Ь1ф фотогравитационной системы Земля—Солнце, находящейся в 2,57-106 км от Земли, а другой — в точке Ь4 гравитационного поля Земля—Луна на сборочном производстве для увеличения площади паруса до принятого значения с целью компенсации роста парникового эффекта, повышающей защитную способность работающего БАРК, например, на 0,5 °С. После завершения работ корабли должны поменяться местами. В соответствии с предварительной оценкой, БАРК с защитной функцией в 2 °С должен будет иметь массу 75-106 т и радиус паруса ~980 км.
КСРТР для стабилизации глобального климата при похолодании должна иметь двусторонний отражатель, размещенный в точке Ь4 гравитационного поля Земля—Луна. При размерах зеркала, равных размерам паруса СПК БАРК с защитной функцией в 2 °С, и коэффициенте отражения 0,9 дополнительный поток солнечной энергии к Земле может увеличить глобальную температуру на ~4 °С. Радиус солнечного пятна на диске Земли будет составлять ~2 750 км. Коэффициент парусности, определяющий массу отражателя, должен быть уменьшен до величины, выбранной из условия устойчивого нахождения отражателя в области точки Ь4 при воздействии солнечного давления.
Создание КЭКК для стабилизации глобального климата при прогнозируемом потеплении совместно с сокращением объема
СО2 и всеми возможными мероприятиями, такими как энергосбережение, увеличение доли безуглеродной составляющей мировой энергетики, использование выбросов аэрозолей в нижнюю стратосферу и др., позволит существенно понизить опасность резкого изменения глобальной температуры и вернуть климат в состояние, к которому адаптирована в настоящее время природа. Время функционирования КЭКТК для устранения этой опасности связано со скоростью естественного убывания углекислого газа из атмосферы, ростом потребления первичной энергии и с уровнем сокращения объема углекислого газа. В зависимости от принятого объема сокращения естественное убывание углекислого газа из атмосферы до современного уровня будет происходить более 500—1 000 лет [5].
Полученные зависимости (см. рис. 6) отражают один из достаточно вероятных вариантов развития мировой энергетики. Не являясь прогнозом, они служат примером эффективности воздействия КЭКК на термический режим земной атмосферы. Одним из главных параметров, затрудняющих прогнозирование, является скорость формирования климатических процессов и реализации мероприятий, зависящих от понимания уровня угрозы и единства действий всего мирового сообщества. Необходимость такого понимания и единства действий мирового сообщества безотлагательны.
В перспективе использование космической солнечной энергетики для обеспечения земных нужд позволит снять проблему истощения невозобновляемых энергетических ресурсов, а космическая система регулирования термического режима земной атмосферы позволит раздвинуть рамки экологически допустимой мощности мировой энергетики под атмосферой до многих сотен терраватт для дальнейшего развития цивилизации, требующего увеличения потребляемой энергии.
С помощью средств, позволяющих регулировать глобальный климат, появится возможность не только выйти из надвигающейся кризисной ситуации в конце нашего века, но в далеком будущем преодолевать опасности наступления ледниковых периодов, «белой Земли», увеличения солнечной светимости и развивать энергетику под атмосферой Земли мощностью во многие сотни терраватт.
Естественное уменьшение выхода из литосферы Земли углекислого газа, даже при сохранении нормального для жизни глобального климата, со временем приведет к исчезновению автотрофных растений с
соответствующими негативными последствиями. Поэтому, кроме решения энергетической и климатической задач, будущим поколениям придется организовать замкнутый цикл обращения углекислого газа с необходимой для поддержания природы концентрацией в атмосфере, что при наличии мощной энергетики и достаточных запасов времени вряд ли будет представлять проблему.
Для дальнейшего развития концепции необходимы ее широкое обсуждение при взаимодействии специалистов различных областей науки и техники — космонавтики, энергетики, климатологии, экологии, экономики, политики, международного права и др. — и проведение НИР для определения этапов работ, их временных параметров и материальных затрат.
Несмотря на неординарную масштабность, предложенная концепция несет в себе предпосылки принципиальной возможности ее технической реализации при объединении усилий всего мирового сообщества.
Список литературы
1. Беляев Л.С., Марченко О.В., Филиппов С.П. и др. Мировая энергетика и переход к устойчивому развитию. Новосибирск: Наука. Сибирская издательская фирма РАН, 2000.
2. Kyoto Protocol. The Kyoto Protocol to the UN Framework Convention on Climate Change. URL: http://un.org./ru/documents/decl_conv/ conventions/pdf/kyoto.pdf (дата обращения 25.04.2013 г.).
3. Израэль Ю.А. Возможности предотвращения изменения климата и его негативных последствий. Проблема Киотского протокола/ Под ред. Ю.А.Израэля. М.: Наука, 2006.
4. Бялко А.В. От местного климата к глобальному // Природа. 2012. № 9. С. 69-76.
5. Будыко М.И. Климат в прошлом и будущем. Ленинград: Гидрометеоиздат, 1980.
6. Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении. М.: Наука, 1970.
7. Израэль Ю.А., Рябошапко А.Г., Петров Н.Н. Сравнительный анализ геоинженерных способов стабилизации климата // Метеорология и гидрология. 2009. № 6. С. 5-24.
8. Кальдейра Кен. Великий климатический эксперимент // В мире науки. 2012. № 11. С. 68-73.
9. Бялко А.В. От климата прошлого к климату будущего // Природа. 2011. № 5. С. 3-12.
10. Беляев Л.С., Лагерев А.В., Посекалин В.В. и др. Энергетика XXI века : Условия раз-
вития, технологии, прогнозы. Новосибирск: «Наука», 2004.
11. Шевченко В.В. Неизбежность использования внеземных природных ресурсов в XXI веке // Материалы международной конференции «Наука и будущее: идеи, которые изменят мир». 14-16 апреля 2004. М.: ГГМ им. В.И. Вернадского, 2004. С. 221-223.
12. Израэль Ю.А., Лиознов Г.Л., Расновс-кий А.А. Возможности космических и ядерных технологий в реформировании мировой энергетики XXI века // Известия РАН. Энергетика. 2008. № 3. С. 3-19.
13. Коротеев А.С., Семенов В.Ф., Семенов Ю.П., Сизенцев Г.А., Синявский В.В., Соколов Б.А., Сотников Б.И. Космическая техника и космонавтика в решении экологических проблем мировой энергетики XXI века // Известия РАН. Энергетика. 2006. № 1. С. 142-155.
14. Брюханов Н.А., Грибков А.С., Сизенцев Г.А. и др. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под научной редакцией В.П. Легостаева и В.А. Лопоты. М.: РКК «Энергия», 2011.
15. Yeskov Y.M., Koroteev A.S., Sviridonov A.I. Concept and Hardware for Deplaying the Lunar Station Supplying Energy to Earth by Microwave Beam // Space Energy and Transportation. 1996. V. 1. № 3. Р. 178-187.
16. Сизенцев Г.А., Сотников Б.И. Концепция космической системы регулирования термического режима земной атмосферы // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 2. С. 91-100.
17. Краффт Эрике. Космический полет. Т. I. М.: Физматгиз, 1963.
18. Поляхова Е.Н. Космический полет с солнечным парусом. М.: «Наука», 1986.
19. Дрекслер К.Е. Солнечные паруса повышенной эффективности и их отражательные устройства // Астронавтика и ракетодинами-ка. 1980. № 4. С. 20-29.
20. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П. Королева. 1946-1996. Королев: РКК «Энергия», 1996.
21. Шевченко В.В. Лунная база. М.: «Знание», 1991. 64 с. (Новое в жизни, науке, технике. Сер. «Космонавтика, астрономия»: № 6).
22. Грибков А.С., Романов С.Ю., Синявский В.В. и др. Лунный добывающе-перераба-тывающий комплекс на базе атомной теплоэлектростанции // Известия РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 22-34.
23. Кэрриер В.Д. Технико-экономические показатели горнодобывающего карьера на Луне // Астронавтика и Ракетодинамика. 1980. № 4. С. 12-20.
24. Sizentsev G.A., Sotnikov B.I. The concept of global space system for supplying the Earth with
the electric power using the lunar resource // Thermal Engineering. December 2011. V. 58. № 13. P. 1114-1118.
25. Сизенцев Г.А., Сотников Б.И. Концепция глобальной космической системы энергоснабжения Земли с использованием ресурсов Луны // Известия РАН. Энергетика. 2011. № 3. С.117-123.
26. O'Neill G.K. Space colonies and Energy Supply to the Earth //J. Science. 1975. V. 190.
27. Грибков А.С., Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Соколов Б.А., Тугаенко В.Ю. Перспективы использования беспроводной передачи электрической энергии в космических транспортных системах // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 2. С. 118-123.
28. Хорняк Т. Запрячь Солнце // В мире науки. 2009. № 1. С. 10-11.
29. Пилотируемая экспедиция на Марс / Под ред. А.С. Коротеева. М.: Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского, 2006.
30. Легостаев В.П., Лопота В.А., Синявский В.В. Перспективы и эффективность применения космических ядерно-энергетических установок и ядерных электроракетных двигательных установок // Космическая техника и технологии. 2013. № 1. С. 4-15.
31. Агеев В.П., Островский В.Г. Магни-топлазмодинамический двигатель большой мощности непрерывного действия на литии // Известия РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 82 - 95.
32. Грибков А.С. Технология и энергозатраты для космического производства металлических рабочих тел ракетных двигателей // Известия РАН. Энергетика. 2009. № 2. С. 112-117.
33. Turn Down the Heat: Why a 4 °С Warmer World Must be Avoided / A Report for the World Bank by the Potsdam Institute for Climate Impact Research and Climate Analytics. Washington: International Bank of Reconstruction and Development, 2012.
34. Пакала С., Соколов Р. Секторы газа // В мире науки. 2007. № 1. С. 21-27.
35. Шараф Ш.Г., Будникова Н.А. О вековых изменениях элементов орбиты Земли, влияющих на климаты геологического прошлого // Бюллетень института теоретической астрономии. Т. XI. 1967. № 4. С. 127, 231-261.
36. Бараш С.И. Космический «дирижер» климата и жизни на Земле. СПб.: ПРОПО, 1994.
Статья поступила в редакцию 28.05.2013 г.
