орбите и исследовательских спутников на низких орбитах. Предполагается, что все межспутниковые линии обслуживаются лазерными системами связи, а линии «космос-Земля»- системами радиосвязи. В качестве бортового источника излучения рассматривается СОд-лазер. Конструкция лазерного передатчика приведена на рис. 93.

Разрядная трубка / изготовлена из окиси бериллия - материала, имеющего хорошую теплопроводность. Тепло, выделяющееся при разряде, отводится от трубки алюминиевым теплоотводом 5 к основному теплоотводу космического аппарата, температура которого поддерживается в пределах 300±15 К (см. п. 5.2.1). Для уменьшения напряжения высоковольтного источника разрядная трубка лазера разделена

с и г на/1

йы)одной\ / 0,7Вт

Рис. 93. Лазерный передатчик; / - газоразрядная трубка из ВеО; 2 -* отражающее зеркало лазера; 3-анод, -сдвоенный катод, 5 - алюминиевый теплоотвод, 6 - решетка, 7 - окио, 8 - модулятор, 9 - поляризатор

на четыре секции. Напряжение разряда -3,93 кВ. Канал имеет длину 0,26 м, из которых 0,24 м приходится на полезную длину разряда, и квадратное сечение со стороной 1,5 мм. При подводимой мощности в 50 Вт мощность излучения лазера составляет -4,5 Вт. Таким образом, рабочий КПД равен 9%. Установленный внутри резонатора модулятор 8 с оптическим каналом, длиной 0,06 м, выполненным из теллу-рида кадмия, обеспечивает формирование информационного сигнала путем электрооптической модуляции. Под воздействием электрического поля происходят изменения показателя преломления вещества со скоростью изменения напряженности поля. Электрооптический эффект представляет собой

слабое взаимодействие й Для полного гашения луча с ?i= = 10,6 мкм в CdTe необходимо подать напряжение 1,3 кВ, однако внутрирезонаторное расположение модулятора поз-воляет осуществить амплитудную, фазовую и частотную модуляцию при напряжении возбуждения до 120 В. При этом оптические потери в модуляторе не превышают 1,5 %. Частотная полоса модулятора составляет 500 МГц.

Для селективного выбора генерирующего перехода в активной среде СОг-лазера используется решетка (эшелетт) 6, которая выполняет также функции выходного -зеркала лазера.

Массогабаритные оценки приемопередающих станций на основе СОд-лазеров показывают перспективность их использования в линиях космической связи. Так, для связи «космос-космос» на расстоянии 46720 км потребляемая такой станцией мощность будет не более 30 Вт, масса аппаратуры приемника и передатчика приблизительно по 60 кг, а диаметр апертуры около 0,24 м.

Большие перспективы имеет использование лазеров В оптической локации: слежение за спутниками и межпланетными космическими аппаратами, точные геодезические измерения, исследование состояния атмосферы, измерение параметров относительного движения космических аппаратов. Лазерный локатор для обеспечения стыковки космических аппаратов (рис. 94) может быть также использован как высо-

Рис. 94. Структурная cxeiiia лазерного локатора для обеспечения стыковки космических аппаратов: / - синхронный импульсный генератор, 2 - модулятор, 5 - полупроводниковый лазер, 4 - оптическая система излучателя, 5 - объект, б - оптическая система приемника, 7 - интерференционный фильтр, 8 - фотоприемник; Рсогласованный фильтр, /О -измеритель дальности

томер для любых летательных аппаратов. В качестве передатчика в нем установлен полупроводниковый лазер на арсениде галлия. Выбор типа лазера определяется его малыми размерами и массой, высоким КПД, отсутствием необходимости в специальном охлаждении, возможностью прямой модуляции лазера короткими импульсами. Технические параметры локатора следующие: длина волны излучения к= = 0,844 мкм, импульсная мощность -3 Вт, длительность импульса- 120 НС, частота повторения импульсов - 330 Гц, ток накачки - 40 А, расходимость луча передатчика 0,4Х Х0,8 мрад, фотоприемник - ФЭУ, ширина диаграммы направленности приемника -7 мрад, диаметр приемной апертуры - 0,14 м.

В настоящее время ведутся активные разработки систем лазерной локации атмосферы для экологических задач, связанных с определением концентраций различных вредив примесей.

7.2.2. Лазеры в Системах передачи энергии

Преимущества лазера при передаче энергии на большие расстояния в космосе определяются малой расходимостью лазерного луча. Например, если солнечная электростанция, находящаяся на геостационарной экваториальной орбите иобес-= печивающая полезную электрическую мощность на Земле 5 ГВт, имеет передающую систему диаметром в 1 км для СВЧ-диапазона, то приемное устройство на поверхности должно занимать территорию 10x13 км (на широте 35°). Если же электрическую энергию преобразовать в лазерное излучение, то лазерный передатчик с длиной волны 10,6 мкм должен иметь апертуру диаметром 31 м. Размеры приемника на Земле при этом не должны превышать 31X40 м. Такие же преимущества характерны и при передаче энергии с Земли в космос на борт различных орбитальных аппаратов, а также при обеспечении энергией двигательных установок самолетов и ракет (рис. 95).

В настоящее время считается, что существенное практическое значение в будущем может иметь использование лазеров для: передачи энергии из космоса на Землю для производства электроэнергии и новых материалов, с Земли к космическим объектам для обеспечения реактивных двигателей в межорбитальных перелетах, для энергоснабжения из кос-

моса космических аппаратов и самолетов с бестопливными двигателями.

В качестве высокоэнергетических наземных лазеров могут быть рассмотрены непрерывные газодинамические и химические лазеры с замкнутым циклом работы, а также эксимер-ные. И хотя в этом случае масса лазера фактически не огра-

Щ Рис. 95. Системы лазерного энергоснабжения летательны:? аппаратов: а -схема системы, б - авиационный двигатель, в -ракетный двигатель; / электростанция, 2 - линии электропередачи, 3 - наземные лазеры, 4 - ракета, 5 - самолет, 6 - переотражающее зеркало, 7 - полезная нагрузка, 8 - рабочее тело (химически инертное топливо), Р - фокусирующее зеркало, /О-световое окно, 11 -ка-мера подогрева, /2-авиационный двигатель, /3 -окно для ввода лазерного излучения, 14-компрессор

ничивается, серьезные проблемы связаны с поглощением лазерной энергии в атмосфере и «расплыванием» луча из-за атмосферной турбулентности.

Среди лазерных энергетических систем космического базирования рассматриваются три основных схемы:

- преобразование солнечной энергии в электрическую (с помощью солнечных батарей или турбогенераторов) и использование электроэнергии для накачки электроразрядных лазеров;

- использование солнечной энергии непосредственно для оптической накачки лазеров;

- использование лазеров с накачкой ядерной энергией

Рис. 96. Схема поражения баллистических ракет с помощью лазера космического базирования

(с системой радиаторов для рассеивания избытка тепла, npo-l изводимого реактором).

В связи с развертыванием работ по программе СОИ в США щироко обсуждаются возможности лазеров космического базирования в качестве оружия для поражения баллистических ракет и космических аппаратов (рис. 96). Наиболее перспективными для этих целей считаются HF-химический

Лазер и рентгеновские лазеры с накачкой от ядерного взрыва. В отдельных случаях могут представлять интерес и газодинамические лазеры средней мощности. По оценкам, мощность непрерывных лазеров, расположенных на низких орбитах, для поражения баллистических ракет должна быть более 5 МВт при полном времени работы не менее 1000 с. Поэтому даже при самых высоких энергосъемах HF-НХЛ масса

Рис. 97. Непрерывный химический лазер космического базирования; / - бак с жидким окислителем (Pj); .2 -бак с жидким N2 (или Не); 5 - бак с жидким Нг; 4 - баллон с D2; 5-7 - системы подачи компонентов; 8 - камера сгорания; 9 - камера смешения; 10 - теплообменник-испаритель; - лазерный сопловой блок; 12 - зеркала резонатора; 13 - зеркала системы формирования и управления излучением

станции в основном будет сосредоточена в системе подготовки рабочего тела, а точнее в массе топливных компонентов (рис. 97). Кроме мощности, определяющее влияние на эффективность действия лазера оказывает расходимость излу-