Статья посвящена передачи электроэнергия путем установления лазерного космического базирования (ЛКБ) на геостационарной орбите вокруг Земли. Заданной задачей ЛКБ является электропередача солнечной энергии сфокусированным лазерным лучом летательному аппарату (ЛА) легче воздуха, сохраняющему свои координаты за длительное время полета. Характеристики передачи солнечной энергии были рассмотрены теоритическим методом в виде исследования основных вопросов работы предложенной системы, причем эффективность электропередачи и структура системы выяснились, раскрывая при этом основные проблемы и ограничения.
Ключевые слова: лазер космического базирования, солнечный ЛА легче воздуха, дистанционная электропередача ЛА
Введение
Космическая энергетика (КЭ) — вид альтернативной энергетики, предусматривающий использование энергии Солнца для выработки электроэнергии, с расположением энергетической станции на Луне или земной орбите [8]. С учетом того, что солнечные батареи сильно упали в цене и увеличились в производительности, тем временем доставлять грузы на орбиту становится дешевле с развитием технологии, особенно в 2000-х годах Японские и Американские аэрокосмические агентства начали разрабатывать многие проекты для реализации космической энергетики в первой четверти двадцати первого века. Одним из применений такого возобновляемого ресурса энергии является питание беспилотных летательных аппаратов (БПЛА) электрической энергией. Превосходство в этой области было достигнуто американскими агентствами NASA и DARBA наряду с ведущими компаниями лазерных систем как LaserMotive и др., которые воплотили экспериментально передачу электроэнергии в виде направленной энергии БПЛА из наземных лазерных станций [2]. Эта передача осуществляется лазерным излучением, направленным к фотоэлементу, установленному на БПЛА. Энергия, как правило, может быть передана с помощью лазерного или СВЧ излучения на различных частотах в зависимости от конструкции системы. Чтобы реализовать передачу, лазерный передатчик испускает лучи лазерной энергии (Laser Power Beaming) к панели фотоэлементов, подкрепленной обычно к нижней части фюзеляжа БПЛА, где луч обладает довольно большой мощностью для предотвращения дисперсии лучи в атмосферной среде [13]. Фотоэлемент, работающий на преобразование световой энергии в постоянный ток, передает потребителю, который служит во многих летательных аппаратах (ЛА) электроники системы управления и электродвигатель.
Вопреки тому факту, что в настоящее время уже существует много моделей ЛА, работавших исключительно с помощью солнечных батарей, превосходящим примером которых является ЛА Solar Impulse — 2, который использует только энергию солнца. Solar Impulse — 2 считают первым в мире пилотируемым самолетом, способным летать днем и ночью за счёт энергии солнца неограниченно долго, запасая энергию в аккумуляторных батареях [17]. Основной недостаток таких способов электропитания ЛА заключается в том, что оно ограничивается в случае оболочных и ночных условий. Кроме того, совокупность падающего количества солнечных лучей достаточно мало по сравнению с концентрированным излучением, произведенным космической лазерной станцией или так называемой «лазер космического базирования» (ЛКБ). Это объясняется тем, что время необходимое для перезарядки батарей станет сравнительно малым в результате поглощения мощного направленного лазерного излучения. Экологические достоинства применения возобновляемых ресурсов энергии стали приоритетами настоящих научно-исследовательских проектов по разработки новых летательных аппаратов, которые характеризуются минимальным выбросом загрязняющих газов атмосферу.
Несмотря на то, что ЛКБ считается одной из форм солнечных космических электростанций (СКЭС), ключевой разностью между ними является способ передачи энергии. В СКЭС предлагается размещать крупные панели солнечных батарей на геостационарной орбите, а вырабатываемую ими энергию (уровня 5–10 ГВт) передавать на поверхность Земли хорошо сфокусированным пучком СВЧ-излучения, затем преобразовывать её в энергию постоянного или переменного тока технической частоты и раздавать потребителя [4] [10]. Однако, в ЛКБ фотоэлементы служат для преобразования солнечной энергии в постоянный или переменный ток, который в свою очередь используется для питания лазерного пучка [15]. ЛКБ широко находят применение в войсках противовоздушной обороны для перехвата и уничтожения баллистических ракет лазерным лучом на территории противника, как только она начинает набор высоты. Для расширения диапазон применений ЛКБ в качестве космической электростанции, специализированной на передачу полезной электроэнергии ЛА, мы предлагаем в данной статье систему, которая может быть использована для обеспечения постоянного питания ЛА из ЛКБ.
Характеристики и эффективность ЛКБ
Большинство существующих ЛКБ ограничено военными назначениями. Однако, основные спецификации по разработке ЛКБ, передающего электроэнергию намного похожи на СКЭС. В ЛКБ американской версии используется химический лазер, который в первой очереди предпочитается в ЛКБ благодаря их эффективности [16]. Химические лазеры, в общем, отличаются широким спектром генерации вблизи инфракрасной области, большой мощностью непрерывного и импульсного излучения [2].
Следовательно, модифицированная версия такого рода ЛКБ можно применить в виде устройства электропередачи с учетом соответствующих особенностей. Космические условия предоставляют уникальные возможности для операции лазеров, так как в космосе обеспечиваются конкурентно беспредельные источники электропитания. Расположение ЛКБ в своей орбите осуществляется на далекой высоте (1800–36000) км (см. Рис.1) под углом орбитального наклона 20о-70о градусов. Как нами предлагается, пространственное расположение должно быть фиксированным в случае обеспечения постоянной передачи электроэнергии фиксированному относительно пространственных координат ЛА легче воздуха. Поскольку в данной статье мы показываем случай, в котором ЛА легче воздуха сохраняет во времени свои пространственные координаты, который может быть дирижабль или воздушный шар, проблема резкой изменяемости направления лазерного луча в результате быстрого движения ЛА в атмосфере отсутствует.
Мощность лазера должна быть достаточно большой для преодоления полной дисперсии и поглощения до его получения от приемника. Размер пятна зависит от площади солнечных панелей ЛА.
Правильно выбрав траекторию орбиты, можно получать энергию примерно 96 % времени от вращения ЛКБ вокруг земли. Таким образом, фотоэлектрические панели на геостационарной орбите Земли будет получать в среднем в восемь раз больше света, чем панели на поверхности Земли, где это зависит от расстояния до Солнца [10]. Дополнительным преимуществом является тот факт, что в космосе нет проблемы с весом или коррозии металлов из-за отсутствия атмосферы.
В настоящее время конструкции ЛКБ, работающие в гражданских целях ещё не существуют. Однако, прототип Space Based Laser Readiness Demonstrator (SBLRD), который представляет собой военный, демонстрирующий ЛКБ с уменьшенным масштабом, был запущен по плану в 2010. К примеру, средства, затраченные США на вывод на орбиту этот прототип достигли 1,5$ млрд., а если принимать в расчёт удельную стоимость целого проекта, то достаточно узнать, что ВВС США выделили грант размером 168$ млн. ведущими компаниями военного производства по разработки и произведению ЛКБ, причем это входит в суммарную стоимость проекта в порядке 80$ млрд. [16]. Отсюда понимается что, главным недостатком космической энергетики и по сей день является её высокая стоимость. Вдобавок к проблемам проектов ЛКБ, высокая опасность против природы вызывает необходимость нахождения решения этих проблем [9]. Эта проблема связана с тем, что лазерный мощный луч ионизирует атмосферные газы, что может влиять на электроники ЛА и окружающих систем, которые могут находиться недалеко от ЛА, например воздушные шары связей и т. п. Преодоление таких проблем требует оснащать ЛА легче воздуха системой сопротивления от помех, усиления верхней поверхности оболочки дирижабля для предотвращения нагревов, вызываемых горячей плазмой поверх оболочки или случайного прохождения лазерного луча по оболочке.
ЛА с солнечным электропитанием
Рис.1. Высота расположения ЛКБ и дирижабля
В последние 30 лет двадцатого века, многие проекты по разработки БПЛА стали проведены с целью уменьшения стоимости длительных полетов, которые могут продолжаться от нескольких дней до непрерывных годов без дозаправки или приземления.
Такие БПЛА принципиально оснащаются солнечными панелями на внешней поверхности ЛА для того, чтобы собирать солнечные лучи. Данные солнечные панели присоединяются к аккумуляторам для накопления электроэнергии с целью её использования в ночных условиях, где нет возможности работать с помощью полученного от панелей тока.
Эффективность работы БПЛА, работающих на солнечной энергии ограничивается тем, что чем дальше ЛА летит от экватора земли, тем солнечные лучи становятся более наклонными и слабыми. К тому же недостатки электропитания тесно связаны с погодными условиями, при которых летит ЛА, поскольку, например, зимой в северных областях лучи Солнца бывают слабыми, причем длительность дня намного уменьшается. Это еще объясняется ограниченными размерами ЛА, вследствие чего количество подающего света на его солнечные панели считается малым. С этим уже борются во многих патентных моделях путем удлинения размаха крыльев, над которыми обычно устанавливаются солнечные панели [5].
С другой стороны, применение солнечных панелей для выработки необходимой электрической энергии оказывается важным ресурсом продления полетов ЛА легче воздуха, в частности дирижабли. Исходя из этого, уже существуют разнообразные схематичные конструкции дирижаблей, оснащенных фотоэлементами на верхней части оболочки. Дирижабли высокого длительного полета были предложены для обоих назначений, гражданского и военного. Для обеспечения круглосуточной работы дирижабля фотоэлементы преобразуют падающий на них свет в электрический постоянный ток. В дневной освещенности электронные и электрические системы и инструменты питаются непосредственно фотоэлементами, синхронно заряжаются накопители электроэнергии, или так называемые аккумуляторы. Аккумуляторы используются для электропитания дирижабля при ночном полете [6].
Для оптимизации БПЛА с фотоэлементами стало использовано преимущества лазеров, заключающегося в том, чтобы направлять концентрированную энергию непосредственно фотоэлементам БПЛА [13]. При этом процессе намного сокращается время перезарядки, увеличивается время оперативного полета в несколько раз. Лазеры распределяются по земле на определенное расстояние друг от друга, где БПЛА выполняет специальный маневр, при котором перезарядка совершается. Лазеры в качестве второго варианта могут иметь космическое базирование, т. е. ЛКБ способны направлять мощное лазерное излучение к фотоэлементам ЛА, которым в нашей статье является дирижабль с фиксированным по координатам местонахождением.
Структура системы
Конфигурация предложенного нами ЛКБ имитирует основные характеристики такого рода конструкций. Дополнительно, проектирование требуемого ЛКБ выполняется с учетом проведения необходимых модификаций, направленных на реализации заданной функции, которая является обеспечением регулируемого постоянного электропитания ЛА легче воздуха с фиксированной пространственной координаты в атмосфере. Исходя из предложенных соображений, система в целом состоит из ЛКБ для генерации и передачи электроэнергии, потребитель полученной энергии которой является крупный дирижабль (см. Рис. 2).
Солнечные панели играют важнейшую роль как источник возобновляемого электропитания всей системы. Они представляют собой плоские солнечные батарейки, постоянно перпендикулярны солнечному излучению, которые находятся под достаточно большим размером до километра в зависимости от количества требуемой солнечной энергии. Комплексные конфигурации зеркал могут быть внедрены в систему солнечных панелей, например, высоко-светоотражающие зеркала, концентрирующие ими отражаемый свет в одну солнечную панель, где такое предлагается применять в случае необходимости произведения большого количества электроэнергии с органичным по размеру фотоэлементом. Крупные солнечные панели ЛКБ могут быть соединены с ЛКБ или размещены в отдельности от самой конструкции, где также интегрируются с направляющими зеркалами для охвата огромного количества света. Отражающие зеркала располагаются в сторону Солнца, где они улавливают его свет и направляют его на центральную солнечную панель ЛКБ. Способ размещения таких солнечных панелей может быть реализован в виде соединенной панели с купоросом ЛКБ или размещены отдельно на орбите солнечные панели, причем они подключены к самой конструкции с помощью кабелей. За прошедшие десятилетия прогресс в области фотоэлементов был весьма значительным и сегодня можно говорить о КПД порядка 30–40 %, а это означает существенное снижение размеров, веса и стоимости ЛКБ.
Рис.2. Схематичное изображение конструктивных блоков ЛКБ
Солнечное излучение преобразуется в постоянный ток DC с помощью фотоэлементов, где электропитание ЛКБ исполняется специальным блоком, так называемым электропитанием лазерного устройства. Все электроники и электрические системы ЛКБ получают электрическую энергию от данного блока.
Наибольшая доля электрического вывода солнечных панелей эксплуатируется в произведении лазерного луча в лазерном устройстве. Для улучшения мощности лазерного луча можно применять химический лазер, использующий кислородно-йодный химический состав, характеризующийся быстрым адиабатическим расширением в безвоздушном пространстве [16]. Однако, для достижения оптимального расхода на операцию и употребление электроэнергии предлагается выполнить широкие научно-исследовательские расчеты и эксперименты для подбора наилучшего типа лазерного устройства. Процесс генерации лазерного луча совпадает с значительным нагреванием стенок самого устройства, допущение следствия которого может привести к отказу системы. Поэтому лазерное устройство округляют целесообразным способом системой охлаждения лазера с охлаждающим материалом как вода. Такая система может использовать преимущество космических условий низкой температуры без ввода дополнительных аппаратов искусственного охлаждения.
Результирующий лазерный луч направляется на оптики, формирующие его размерные параметры с учетом размера и расстояния фотоэлемента получателя лазерного излучения. Функцией оптики в данной конфигурации в первую очередь является осуществление регулируемости диаметра поперечного сечения лазерного луча для обеспечения безопасного поглощения при его получении потребителем. Это оказывает критический фактор безопасности передачи электроэнергии без повреждения корпуса и конструкции получателя, или нанесения какого-нибудь недопустимого нагрева его поверхности. Следовательно, при выполнении процесса запуска лазерного луча рассчитываются метеорологическое состояние в атмосферной среде между ЛКБ и получателем центральным блоком обработки, находящимся в ящике электроники управления целой системой. Дополнительно учитывается изменяемое расстояние от получателя и т. п.
Процесс регулирования параметров лазерного лучи осуществляется отражающим зеркалом, присоединенным к направляющему лазеру. Направляющий лазер отправляет немощный лазерный луч сосредоточено бортовому зеркалу на верхней поверхности получателя (т. е. на оболочке дирижабля), где луч необходимо обратно отражать с перпендикулярным углом на зеркало ЛКБ. Отсюда выясняется предложение размещения всех участвующих в энергической системе элементах на одной линии относительно центру Земли. Свойства отраженного направляющего луча от получателя определяют координаты последнего элемента, где далее направляется мощный лазерный луч согласно данным направляющего лазера. Все эти процессы совершаются автоматически системой управления.
В электронике управления системой входят многочисленные бортовые подсистемы, совместная работа которых оптимизирует процессы электропитания, генерации и ориентации лазерного луча. Управляющие сигналы передаются различным блокам для совершения автоматического управления ЛКБ в зависимости от полученных данных наземных станций дистанционного управления с помощью установленной антенны на ЛКБ или данных бортовых датчиков безопасности.
Направляющее зеркало в карданном подвесе предлагается использовать с целью обеспечения трехмерного направления лазерного луча, в результате чего облегчается процесс ориентации передаваемой электроэнергии.
С учетом технических соображений обусловливается соблюдать строгие процедуры безопасности системы, её долговечности и безотказности. Таким образом, система безопасности стала внедренной в оперативные блоки ЛКБ, где она включает в себя датчики солнечного ветра, который может оказать весьма вредное воздействие на электроники управления. Также датчики ощущения допустимого внутреннего нагревания и др. При обнаружении превышения допускаемых пределов безопасности, система автоматически может отключить поврежденные блоки или в крайних случаях выключить всю систему, пока ремонт поврежденных частей не выполнен.
Дирижабль, ЛА легче воздуха, который мы рассматриваем в качестве получателя электроэнергии от ЛКБ, представляет собой крупный ЛА летящий на высоте выше 15 км от поверхности Земли в атмосферном слое (тропосфере) с подвижной горизонтальной координатой при полете за длительное время. Подобные дирижабли длительного полета уже существует, где электропитание систем БПЛА или ЛА легче воздуха осуществляется с помощью солнечной энергии [5] [6] [7]. Дирижабль, как правило, состоит из гондолы, электродвигателей и газовой оболочки (см. Рис. 3).
Оболочка дирижабля представляет собой главный элемент, создающий подъемную силу ЛА путем управления разностью давления внутреннего газа легче воздуха с окружающей средой согласно закону плавучести. Рассматриваемый нами дирижабль содержит распределенные по его верхней поверхности солнечные панели для поглощения направленной энергии. Функция данных панелей заключается в том, чтобы генерировать фотоэлектрическую энергию, затем передавать её потребителю. Площадь панелей непосредственно влияет на суммарный вес ЛА, поэтому строго рекомендуется применять самые легкие фотоэлементы, которые, одно временно, имеют высокий КПД до 40 %.
Рис.3. Схематичное изображение конструктивных блоков дирижабля
Питание солнечных панелей светом считается круглосуточным на все дни года, поскольку передача энергии от ЛКБ дирижаблю почти не подчиняется погодными условиями. Для аккуратного определения местонахождения в любой момент времени предлагается использовать отражающее зеркало, прикрепленное к верхней поверхности оболочки дирижабля вблизи или в средине солнечных панелей. Принцип и процесс определения настоящих в реальное время координат дирижабля со стороны ЛКБ выполняется полностью автоматическим способом.
Для получения данных или обработки данных и сигналов от ЛКБ, центра манипулированного контроля наземной станции дистанционного управления используется антенна, установленная в соответствующей точке на оболочке.
Управлением полученной электроэнергии DC тока осуществляется предназначенным блоком. К блоку управления электропитания присоединяется преимущественно аккумуляторы для накопления электрической зарядки на необходимое время. Такое время, может быть, случай возникновения отказа в какой-нибудь системе ЛКБ, отключение ЛКБ в результате превышения пределов безопасности и т. д.
Электроника дирижабля служит для управления внутренними оперативными системами, как систему навигации, контроль двигателей, электрическое оборудование и т. д. в случае происхождения аварийной ситуации или резкого изменения пространственных координат, автоматически отправляется сигнал ЛКБ для снижения мощности ЛА. Одновременно, как только полученное излучение превышает критическое требуемое значение работы системы, аккумуляторы подают электроэнергию до момента восстановления нормальных условий и параметров работы дирижабля. Электрическое оборудование, которое содержит, например, электрические насосы газа оболочки, гидравлические системы и другие, также присоединяется к блоку управления электропитанием.
Важным элементом данной конструкции является электродвигатели, которым оснащена сбоку, обычно, оболочка, предназначенные для ориентации ЛА вперед и назад, верх и вниз. Хотя горизонтальное движение дирижабля должно быть допустимо, поскольку мы предлагаем именно подвижный по горизонтали летательный аппарат, это движение может произойти из-за пренебрегаемых влияний малых атмосферных турбулентностей. Поэтому используются электродвигатели для восстановления первоначального горизонтального расположения в атмосфере. Вертикальная устойчивость реализуется управлением разностью внутреннего давления оболочки дирижабля с окружающей средой.
Рис.4. Схематичное изображение способа передачи электроэнергии
Дирижабль остается на высоте выше 13 км, в стратосфере, где плотность атмосферы гораздо меньше чем в тропосфере [3]. Это значит, что сильные ветры и турбулентности отсутствуют, что поддерживает дирижабль сохранять свою пространственную стабилизацию с малой затратой.
Такой дирижабль может быть применен в областях наблюдения и анализа за погодными и метеорологическими изменениями, проводить постоянное сканирование географических зон, работать в качестве системы связей и многообещающих применений во всех областях жизни.
Передача электроэнергии
Преобразование солнечной энергии реализуется крупной солнечной панелью, которая размещается на геостационарной орбите, работающей на вырабатывание энергии до требуемой мощности. Такая мощность позволяет лазерному устройству генерировать мощный непрерывный интенсивный лазерный поток. Мощность и диаметр лазерного луча должны соответствовать параметрам, которые выделяются из соображений безопасности передачи. Мощность выбирается на основе расчета коэффициентов дисперсии и затухания лазерного луча при проникновении в атмосферной среде. Влияние метеорологических условий, такие как густая облачность и интенсивные осадки практически не учитывается, так как дирижабль, представляющий собой получатель передаваемой энергии, находится на высоте, при которой можно пренебрегать эти факторы благодаря их фактическому отсутствию. КПД передачи энергии в данном случае зависит от толщины и плотности атмосферной среды между ЛКБ и дирижаблем, следовательно, предлагается проводить научно-исследовательские и экспериментальные проекты, которые направлены на выделение изложенных значений. Диаметр лазерного луча должен быть достаточно широким, чтобы избежать нагревания солнечных панелей или оболочки дирижабля. Для этого ЛКБ оснащается оптикой формирования лазерного излучения в прямой зависимости от местонахождения дирижабля в атмосфере.
Процесс определения местонахождения дирижабля начинается испусканием лазерного направляющего луча от направляющего лазера к зеркалу, подкрепленному, например, к середине солнечных панелей дирижабля. Как известно, согласно закону падения луча света, угол падения светового луча равен его углу отражения [1]. Исходя из этого, направляющий луч отражается обратно с перпендикулярным углом на зеркало ЛКБ, присоединенное к системе определения угла падения отраженного луча. В итоге проведения необходимых вычислений центральным блоком обработки данных, определяется местонахождения получателя (дирижабль). Направляющий лазер испускает свой луч постоянно с целью продолжительного следования дирижабля.
С уровнем достаточной выходной мощности лазерного луча, некоторый его процент теряется в результате отражения (рефлексия) при столкновении с верхним слоем атмосферы (см. Рис.4). Дальнейшее проникновение в атмосферной среде сопровождается дисперсией по причине взаимодействия с частицами атмосферного газа.
Солнечные панели дирижабля получают отправленную энергию, где они преобразуют её в электрический переменный или постоянный ток, передают его потребителю.
Заключение
В этой научной статье была рассмотрена космическая энергетика (КЭ), которая реализуется путем установления лазерного космического базирования (ЛКБ) на геостационарной орбите вокруг Земли. Заданной задачей ЛКБ является электропередача солнечной энергии сфокусированным лазерным лучом летательному аппарату (ЛА) легче воздуха, сохраняющему свои пространственные координаты за длительное время полета. Характеристики передачи солнечной энергии были рассмотрены теоритическим методом в виде исследования основных вопросов работы данной системой, причем эффективность такой электропередачи выяснилась, раскрывая при этом основные вызовы и ограничения. В разделе структуры системы мы предложили схематичную архитектуру ЛКБ и ЛА легче воздуха, с выделением важных функций каждого агрегата в системе, где далее был объяснен способ передачи требуемой солнечной энергии потребителю и касающейся его задачи. Перспективами применений данной системы являются широкие, поскольку рассматриваемый вопрос служит для передачи возобновляемого источника энергии ЛА, предназначенным гражданским назначениям. Следовательно, предлагается проводить интенсивные и углубленные научно-исследовательские работы и расчеты на изучение осуществляемости и практической эффективности с целью применения их результатом в реальности.
Литература:
1. А. А. Детлаф, Б. М. Яворский. Курс физики: ГУП «Издательство вышей школы».-3 изд. Испр.- М.:высш шк., 2001. -718 с.: ил. ISPN 5–06–003556–5. Стр. 413.
2. А. В. Елецкий Химический лазер // под. ред. А. М. Прохорова Физическая энциклопедия. — М.: «Советская энциклопедия», 1988. — Т. 5.
3. А. Х. Хргиан. Физика атмосферы, 3 изд., Л.: Гидрометеоиздат, 1969. 291 с.
4. Ванке В. А., Лопухин В. М., Саввин В. Л. Проблемы солнечных космических электростанций. — Успехи физических наук, Декабрь 1977, т. 123, вып. 4, с. 633.
5. Пат. US 7762495 B2 США, МПК B 64 C 1/00. Solar powered aerial vehicle / Gerald D Miller; заявитель и патентообладатель США. The Boeing Company — № US 11/828,103; заявл. 25.07.2007; опубл. 27.07.2010. https://www.google.com/patents/US7762495
6. Пат. US 6371409 B1 США, МПК B 64 B 1/14, B 64 B 1/00. At least partially bouyant vehicle with movable solar panel assemblies / Roger H. Steele; заявитель и патентообладатель США. Lockheed Martin Corporation — № US 09/667,839; заявл. 22.09.2000; опубл. 16.04.2002. https://www.google.com/patents/US6371409
7. Пат. US20140021288 A1 США, МПК B 64 D 5/00, B 64 C 39/02. Unmanned aerial vehicle and method of launching / Andrew Charles Elson, Peter Davison; заявитель и патентообладатель США. Andrew Charles Elson — № US 13/569,360; заявл. 08.08.2012; опубл. 23.01.2014. http://www.google.com/patents/US20140021288
8. Космическая энергетика: Академик, Словари и энциклопедии, (2000–2013) — http://dic.academic.ru/dic.nsf/ruwiki/1529802
9. Challenges // Lasers in Space: Technological Options for Enhancing US Military Capabilities / Mark E. Rogers, Lieutenant Colonel, USAF — 1997. https://www.fas.org/spp/starwars/program/occppr02.htm Свободный. Заг. с экрана (19.04.2014)
10. Glaser P. E. Power from the Sun: it’s Future. — Science, 1968, vol. 162, p. 857.
11. Laser Power Beaming Fact Sheet // LaserMotive — 2012. http://lasermotive.com/wp-content/uploads/2012/03/Laser-Power-Beaming-Fact-Sheet.pdf
12. Leading Edge Journal. Directed energy // Naval Surface Warfare Center. — 2010. Volume 7, Issue No.4. NSWCDD/MP-09/34
13. NASA Armstrong Fact Sheet: Beamed Laser Power for UAVs // NASA — 2014. http://www.nasa.gov/centers/armstrong/news/FactSheets/FS-087-DFRC.html#.U02zpVetulg Свободный. Заг. с экрана (16.04.2014)
14. Solar Impulse 2 // SOLAR IMPOLSE SA — 2013. http://www.solarimpulse.com/en/our-adventure/solar-impulse-2//#.U0nT4letulh Свободный. Заг. с экрана (13.04.2014)
15. Space Based Laser [SBL] // Federation of American Scientists — 2014. https://www.fas.org/spp/starwars/program/sbl.htm Свободный. Заг. с экрана (15.04.2014)
16. Specifications Of Space Based Laser [SBL] // Big Lasers — 2014. http://laserstars.org/biglasers/continuous/sbl.html Свободный. Заг. с экрана (15.04.2014)
17. Solar Power from Space // Answers of Dr. Marco C. Bernasconi — 2001. http://www.tdf.it/numero2/energia/SPS/stSPS_eng.htm Свободный. Заг. с экрана (15.04.2014)
