Фактически же при выведении на орбиту любой массы совре­менными средствами возникает необходимость попутно разгонять ракетные блоки и находящееся в них топливо. На это и уходит основная доля (примерно 90%) энергии, заключенной в топливе стартующей ракеты.

Естественно, что летательный аппарат, использующий не бор­товые, а только внешние ресурсы массы и энергии, должен быть одноступенчатым и многоразовым, поскольку такой аппарат наи­более эффективен как в эксплуатационном, так и в экономическом отношении. С учетом сделанных выше замечаний получаем, что удельная массовая энергия, необходимая для выведения такого летательного аппарата на орбиту высотой 150 км, выразится чис­лом 3,5107 Дж/ кг.

Располагаемая мощность при использовании внешней энергии атмосферы, которая будет ежесекундно выделяться в преобразо­вателях (в первую очередь, в термоядерном реакторе), будет, очевидно, связана со скоростью полета следующим выражением

(в Дж/с):

Е=Етяи8вх.

Для удельного массового расхода энергии [в Дж/(кг-с)] спра­ведлива формула

Еу =ЕтяЯ>£вх/Мл.а.

которая определяет выделение энергии за 1 с, приходящейся на
1 кг массы аппарата. В этой формуле Етя — термоядерная энер-
гия атмосферы, Дж/м3 (см. табл.); и — скорость полета, м/с;
Sвх/Mл.а — отношение эффективной входной (или в пределе —
мидельной площади летательного аппарата к его массе. При-

мечательно, что отношение 8м/Мла для существующих конструк­ций летательных аппаратов и ВРД (включая ИСЗ, корабли-спут­ники, незаправленные ракетные блоки, самолеты разных типов, вертолеты) сохраняет примерно постоянное значение (в м2/кг)

8м/Мл.а=Ю-3.

С учетом того, что применяется турбокомпрессорный принцип работы ВРД, позволяющий двигателям работать при и = 0 (ана­логично двигателям современных реактивных самолетов), а также того, что потери во входном устройстве, тепловые и другие поте­ри могут составлять в сумме 90% (т. е. эффективный КПД равен 10%), располагаемая энергия оказалась примерно равной потреб­ляемой энергии для выведения летательного аппарата на низкую околоземную круговую орбиту. Иначе говоря,

'к

Еу = j Етя (Н) v (Н) - КГ* ■ ■ К)7 Дж/кг.

В этих расчетах зависимость H = H(t) подбиралась оптимальной, т. е. траектория была несколько более пологой, чем для современ­ных баллистических ракет. Кроме того, расчеты проводились в предположении, что на борту имеются аккумуляторы энергии и массы (буферные аккумуляторы, насыщаемые в процессе выве­дения летательного аппарата па орбиту). Последнее оказалось не­обходимым для осуществления заключительного этапа выведения, на котором недостаток внешних ресурсов компенсируется их из­бытком на низких высотах. Наличие на борту аккумуляторов внешней массы, устройств, необходимых для обеспечения процесса ее аккумулирования, а также аккумуляторов внешней энергии (в данном случае речь идет об аккумулировании и отделении на борту водородсодержащих компонентов атмосферы) требует, ес­тественно, расходования энергии в процессе выведения. Все это и было учтено в принятом значении усредненного КПД, который на начальном участке полета превышает свое среднее значение (10%), а на конечном — меньше этого значения. Очевидно, на рассмотренных принципах может работать не только одноступен­чатый, но и двухступенчатый летательный аппарат, имеющий ак­кумуляторы только на второй ступени.

Результат расчетов весьма примечателен.

Оказывается, могут быть созданы летательные аппараты, спо­собные выходить в космос только за счет внешних (атмосферных) ресурсов энергии и реактивной массы. И не только выходить в космос, но и перемещаться в пределах земной атмосферы в любых направлениях, на любых высотах, находиться в полете практичес­ки неограниченное время! Вот что может дать использование в космических летательных аппаратах внешних ресурсов.