но при такой массе пушки, снаряд будет весить всего сотни граммов. В принципе это тоже можно использовать, например для доставки топлива на орбитальную заправочную станцию. Но возникает мысль — а нельзя ли как-то вообще убрать пушку, и оставить только снаряд и порох.

4.2 Ракета без топлива

Собственно, нет ничего необычного в том, чтобы использовать внешние ресурсы для движения. Например, воздушно-реактивный двигатель получает из внешней среды окислитель и 97 % рабочего тела; парусный корабль или воздушный змей вообще получают всю энергию извне…

Обычно, правда, когда говорят "внешние ресурсы", то сразу мысленно подменяют это понятие на "естественные внешние ресурсы", и дальше начинают думать, а где же их взять. А поскольку естественные ресурсы редко бывают в таком виде и такой концентрации, как нам нужно, то приходится придумывать сложные способы и большие устройства для их извлечения из внешней среды, сбора, концентрации, подготовки для использования…

95 % массы турбореактивного двигателя занимают воздухозаборники и турбины, которые служат только для того, чтобы сделать воздух пригодным для сжигания топлива. Вот если бы самолёт сразу летел вдоль струи предварительно сжатого воздуха, которую для него кто-то заранее подготовил, то его двигатель мог бы быть в 10 раз легче, а удельный импульс вдвое больше. В какой-то мере к этому приближаются прямоточные двигатели, где воздух сжимается хоть и за счёт кинетической энергии самолёта, но без участия сложных агрегатов. Можно пойти ещё дальше, и на гиперзвуковых скоростях, особенно в разреженном воздухе, обойтись даже без воздухозаборника, сжимая струю воздуха за счёт распыления и детонации кольцевого слоя топливно-воздушной смеси перед самолётом. (Это будут "предварительно кондиционированные естественные внешние ресурсы", но нас сейчас интересует немного другое).

А зачем вообще что-то сжимать, ещё тратить энергию. Просто набросаем перед самолётом цепочку маленьких топливных капсул, содержащих сразу всё необходимое… Тогда удельный импульс станет равен бесконечности, и при отсутствии воздуха это тоже будет работать, даже ещё лучше. Правда, это уже не самолёт…

Здесь могут быть разные варианты, с подвижным и неподвижным топливом, в виде отдельных капсул, снарядов, или непрерывного шнура или стержня, для разных скоростей — от 3–4 км/с до 20 и более. Всё это называется просто: "искусственные внешние ресурсы".

4.3 В основном варианте, берём ракету с соплом специальной конструкции (это уже не совсем сопло, а скорее похоже на длинную цилиндрическую еловую шишку, состоящую из пакета соосных кольцевых пластинок в виде сферических или параболических сегментов, через боковые промежутки между которыми проходит газ). Собственно, это и не ракета, а одно только сопло и есть, но довольно длинное и странное, 2–3 метра длиной при внешнем диаметре 20 см. Зазор между пластинками 1–1,5 см, в длину их помещается примерно сотня. (Можно сказать и так, что взяли сотню обычных ракетных сопел, вырезали из них середину так, что осталось только внешнее кольцо, с внутренним диаметром 10 см и внешним 20 см, и сложили их в стопку с некоторым зазором между ними).

В центре вдоль оси проходит отверстие в половину диаметра "шишки", через которое свободно входит топливный шнур диаметром 1–2 см. Это может быть просто детонационный шнур из обычного взрывчатого вещества, армированный полимерными волокнами, или композиция из замороженных криогенных компонентов в теплоизолирующей оболочке, или, в более сложном варианте, конструкция из металлических кольцевых сегментов, между которыми находится топливо или даже водородный порох.

В простейшем варианте шнур или стержень длиной 2–3 км можно подвесить вертикально к аэростату, поднимающемуся на высоту 15–20 км, а к нижнему концу шнура прицепить ракету. Если хочется запустить ракету горизонтально или под углом к горизонту, это сложнее, но тоже можно сделать. Проблему поддержания в воздухе, выравнивания и стабилизации топливного шнура до и во время разгона можно решить разными способами.

При горизонтальном или наклонном размещении шнура вдоль прямой или криволинейной траектории может потребоваться довольно сложная система подвески и выравнивания, в том числе с использованием локальных аэродинамических сил при движении относительно воздуха, и несколько сотен небольших дронов с совместным интеллектуальным управлением, но это решаемо, как и проблема выравнивания полёта ракеты вдоль шнура с отклонением от оси менее 1 см и временем реакции на отклонение 1–2 миллисекунды.

При горении топливной смеси, газы вначале распространяются радиально относительно неподвижного шнура, расширяются в 10–20 раз, и приобретают скорость 3–4 км/с. Потом газ достигает внутреннего края кольцевых пластинок, и входит между ними, под углом, который зависит от текущей скорости ракеты; при скорости 4 км/с угол входа будет равен 45о.

Ширина зазора между кольцевыми пластинками с криволинейным профилем уменьшается от центра к периферии, так как уменьшается угол наклона к оси; но, с учётом того, что длина окружности увеличивается, площадь сечения для прохода газа должна быть примерно постоянной, или с небольшим дополнительным расширением, так что скорость газа практически не меняется, но вектор скорости газа отклоняется назад под более острым углом, 15–20о, что и создаёт тягу. При этом КПД преобразования кинетической энергии газа в кинетическую энергию ракеты достаточно высокий, 70–80 %, и почти не зависит от скорости в диапазоне 0,5–2,5V0, где V0 — скорость радиального течения газа относительно неподвижного шнура. (При скорости более 1,5V0 КПД такой системы становится больше, чем у обычной ракеты).

Максимальная скорость, которой можно достичь таким способом, ограничена не динамическими факторами, а температурой на отклоняющих пластинках, которая после 1,2V0 начинает быстро расти, как квадрат скорости газа относительно ракеты. Для снижения этой температуры лучше использовать криогенное кислородно-водородное топливо с большим избытком водорода, что позволит достичь скорости 8-10 км/с, либо чистый горячий водород, тогда можно разогнать ракету до 20 км/с.

При использовании криогенной топливной смеси, дающей радиальную скорость течения газа 4 км/с, для разгона ракеты весом 100 кг до 8 км/с понадобится 600 кг топливной смеси; то есть ракете будет передано до 70 % кинетической энергии газа, или 45–50 % всей энергии горения топлива. Обычной ракете для этого нужно на 6 % топлива больше…

Но, к сожалению, разработка это не простая, и не дешёвая.

Здесь есть ряд действительно сложных технических проблем.

Во-первых, температура газа при обтекании направляющих пластинок сопла со скоростью 8 км/с может оказаться слишком высокой, даже при использовании смеси, содержащей 20–30 % водорода по массе. Есть способы понизить эффективную температуру поверхности пластинок, например, периодическое импульсное охлаждение более холодным разреженным газом (водородом); внутреннее охлаждение за счёт внутреннего или внешнего поступления теплоносителя, испарение и газовая рубашка… но в итоге именно тепловой фактор ограничивает максимальную скорость.

Во-вторых, необходим поворот пластинок при изменении скорости ракеты и начального угла вхождения газа между пластинками. Понятно, что их надо поворачивать в