Гораздо больше, чем осваивать ценообразования доставки грузов на орбиту Луны, вы хотите банально купить хорошую квартиру для своей семьи? В таком случае новостройки хабаровска — это именно то, что вам нужно! Смотрите сами: роскошные планировки, приемлемые цены и высокое качество постройки — вот лишь то немногое, что могут вам предложить новостройки!

Расчет стоимости и сравнение ценовых показателей различных транспортных средств (сравнение ММБ с ЯЭРДУ и разгонных блоков с ЖРД) был выполнен в рамках применения существующих средств выведения. Сначала для PH «Протон-М» («Ангара-5)» были определены параметры ММБ, соответствующие оптимальному значению мощности ЯЭУ:

При таких параметрах транспортной системы (характеристики ММБ и их количество для обеспечения грузопотока) удельная стоймость доставки ПГ на орбиту Луны (с учетом затрат на НИОКР и возможных капитальных затрат) составила 26,2 тыс. долл./кг.

Для сравнения был проведен расчет удельной стоимости доставки полезного груза с помощью разгонного блока с ЖРД (типа ДМ). Стоимость разгонного блока принималась в пределах 15% от стоимости пуска PH, принятой равной 70 млн долл., т.е. 10,5 млн. долл. Полученная удельная стоимость доставки полезного груза разгонным блоком на основе ЖРД составила 51,9 тыс. долл./кг, что в 2 раза выше удельной стоимости доставки при помощи ММБ с ЯЭРДУ.

Таким образом, использование для обеспечения большого грузопотока между Землей и орбитой Луны транспортного средства нового типа — многоразового межорбитального буксира на основе электроракетной двигательной установки, использующего в качестве источника энергии ядерную энергоустановку с термоэмиссионным реактором-преобразователем, вполне обосновано с экономической точки зрения. По сравнению с применяемыми разгонными блоками на основе химических ракетных двигателей, ММБ с ЯЭРДУ, позволяет при сопоставимых затратах на выведение на орбиту транспортной системы и полезного груза, снизить удельную стоимость доставки 1 кг полезного груза не менее чем в 2 раза. Кроме того, применение ММБ на основе ЯЭРДУ позволяет доставлять на целевую орбиту полезный груз с «неделимой массой», в 1,5-2,5 раза превышающей таковую при использовании разгонных блоков с ЖРД (при условии двухпускового выведения на опорную орбиту).

Настолько устали читать статьи об освоении Луны, что просто валитесь с ног? Тогда вам просто жизненно необходимо выпить кофе свежего, которое взбодрит вас в мгновение ока. И вот вы уже приободрились и готовы с новыми силами приступить к изучению столь сложного материала!

Снижение стоимости транспортировки груза между орбитами Земли и Луны является одной из наиболее актуальных задач в процессе освоения ресурсов нашего спутника. На первых этапах освоения Луны снижение удельной стоимости грузовых перевозок может быть достигнуто практически лишь за счет использования многоразового электро- ракетного буксира, курсирующего между орбитами Земли и Луны.

В предыдущем разделе показана техническая эффективность применения ММБ, под которой подразумевается доставка наибольшей массы полезного груза на целевую орбиту за весь срок эксплуатации ММБ. Ниже, на основе работы [5.51], рассмотрен возможный алгоритм оценки (на ранних стадиях проектирования) экономической эффективности транспортной системы, использующей тяжелые PH, малые разгонные блоки и ММБ на основе ЯЭРДУ, т.е. оценки стоимости доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту Луны.

Транспортировка РН «Ангара-5» к стартовой площадке

Ниже изложен подход к оптимизации ММБ в составе транспортной системы (PH, РБ на основе ЖРД, ММБ на основе ЯЭРДУ) для доставки беспилотных комплексов, например, для автоматической лунной базы, расходуемых материалов и других грузов. Основные результаты, как и в предыдущем разделе, получены для ММБ мощностью 1-1,5 МВт и более с доставкой на радиационно-безопасную орбиту высотой 800 км с помощью PH грузоподъемностью порядка 20 т («Протон», «Ангара-5», «Русь-М») и РБ с ЖРД при двухпусковой схеме развертывания. Однако рассмотренный подход может быть использован и для оценки удельной стоимости транспортировки и при использовании PH большей грузоподъемности.

Структура затрат лунной транспортной системы с ММБ.

С учетом оценки перспектив создания рассматриваемого ММБ не ранее 2020 г., в качестве примера был проведен расчет затрат на создание с приведением их к моменту запуска первого ММБ в 2020 г. Тем не менее, представляя возможность создания ММБ к 2020 г., при расчетах принимался пессимистический вариант применения ММБ с использованием средств выведения, обладающих характеристиками существующих в настоящее время PH класса «Протон-М», а также перспективной PH «Ангара-А5».

С использованием разработанной модели были оценены затраты на создание основных элементов ММБ — затрат на создание ЯЭУ, ЭРДУ, затраты на доставку модулей ММБ на стартовую орбиту, затрат на услуги контрольно-измерительного комплекса (управление полетом и контроль), затраты на закупку рабочего тела (ксенона), а также затраты на разработку и испытания (НИОКР) и капитальные затраты по созданию необходимой инфраструктуры производственных и исследовательских комплексов.

Структура затрат: а — в составе ММБ, снаряженного для одного рейса; б — в составе ММБ в течение срока его эксплуатации. Включены капитальные затраты и затраты на НИОКР; в — в составе транспортной системы, состоящей из 6 ММБ и позволяющей обеспечивать грузопоток в размере 100 тонн в год

На рис. выше приведена структура затрат в составе ММБ, снаряженного на один рейс (без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР), ММБ в течение срока эксплуатации (определяется ресурсом ЯЭУ), а также флота из шести однотипных ММБ, обеспечивающих грузопоток в 100 т/год. Принятые на диаграммах обозначения: ЯЭУ — затраты на создание ядерной энергоустановки; ЭРДУ — затраты на создание одной электроракетной двигательной установки; СВ — средства выведения (затраты на доставку на орбиту 800 км энергетического и грузового модулей); КИК — контрольно-измерительный комплекс (затраты на управление полетом); РТ — затраты на приобретение необходимого количества рабочего тела.

Результаты выполненных оценок показали, что при принятых исходных данных затраты на средства выведения составляют от 38% в структуре затрат на осуществление единичного полета буксира на орбиту Луны и обратно (без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР) и возрастают до 47% в структуре затрат на создание транспортной системы из шести ММБ, обеспечивающей грузопоток на орбиту Луны в размере 100 т в год.

Стоимость производства ЯЭУ, составляя до 39% собственно одного транспортного средства (ММБ), снижается до 5-6% в структуре затрат на создание полной транспортной системы из нескольких ММБ (в рассматриваемом примере флота из шести ММБ в транспортной системе для обеспечения грузопотока 100 т/год). Затраты на рабочее тело незначительны (2-3%).

Таким образом, применительно к перспективным задачам обеспечения больших грузопотоков с использованием небольшого флота ММБ на основе ЯЭРДУ относительная стоимость затрат на ЯЭУ (с учетом затрат на разработку) невелика и не превышает 10%. Поэтому к наиболее существенным результатам с точки зрения дальнейшего снижения стоимости доставки полезного груза на целевую орбиту могут привести следующие усовершенствования:

• создание более эффективных и дешевых средств выведения (ракет-носителей);
  
• работы по снижению стоимости создания ЭРДУ (применительно к многоразовому буксиру), в том числе разработка систем, обеспечивающих возможность многоразового использования приборно-агрегатных отсеков ЭРДУ с проведением регламентных работ на опорных орбитах со сменой тяговых модулей и орбитальной дозаправкой.
  

Поскольку одним из основных параметров ММБ является мощность ЯЭУ, целесообразно определить также зависимость удельной стоимости доставки полезного груза на орбиту Луны в зависимости от указанного параметра. Полученная в с использованием описанной модели такая зависимость представлена на рис. ниже.

Зависимость удельной стоимости доставки полезного груза с Земли на орбиту Луны ММБ от мощности ЯЭУ

Полученная зависимость может быть аппроксимирована следующей эмпирической формулой для определения удельной стоимости доставки ПГ на орбиту Луны с помощью ММБ на основе ЯЭРДУ:

Структура затрат лунной транспортной системы с ММБ.

С учетом оценки перспектив создания рассматриваемого ММБ не ранее 2020 г., в качестве примера был проведен расчет затрат на создание с приведением их к моменту запуска первого ММБ в 2020 г. Тем не менее, представляя возможность создания ММБ к 2020 г., при расчетах принимался пессимистический вариант применения ММБ с использованием средств выведения, обладающих характеристиками существующих в настоящее время PH класса «Протон-М», а также перспективной PH «Ангара-А5».

С использованием разработанной модели были оценены затраты на создание основных элементов ММБ — затрат на создание ЯЭУ, ЭРДУ, затраты на доставку модулей ММБ на стартовую орбиту, затрат на услуги контрольно-измерительного комплекса (управление полетом и контроль), затраты на закупку рабочего тела (ксенона), а также затраты на разработку и испытания (НИОКР) и капитальные затраты по созданию необходимой инфраструктуры производственных и исследовательских комплексов.

Структура затрат: а — в составе ММБ, снаряженного для одного рейса; б — в составе ММБ в течение срока его эксплуатации. Включены капитальные затраты и затраты на НИОКР; в — в составе транспортной системы, состоящей из 6 ММБ и позволяющей обеспечивать грузопоток в размере 100 тонн в год

На рис. выше приведена структура затрат в составе ММБ, снаряженного на один рейс (без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР), ММБ в течение срока эксплуатации (определяется ресурсом ЯЭУ), а также флота из шести однотипных ММБ, обеспечивающих грузопоток в 100 т/год. Принятые на диаграммах обозначения: ЯЭУ — затраты на создание ядерной энергоустановки; ЭРДУ — затраты на создание одной электроракетной двигательной установки; СВ — средства выведения (затраты на доставку на орбиту 800 км энергетического и грузового модулей); КИК — контрольно-измерительный комплекс (затраты на управление полетом); РТ — затраты на приобретение необходимого количества рабочего тела.

Результаты выполненных оценок показали, что при принятых исходных данных затраты на средства выведения составляют от 38% в структуре затрат на осуществление единичного полета буксира на орбиту Луны и обратно (без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР) и возрастают до 47% в структуре затрат на создание транспортной системы из шести ММБ, обеспечивающей грузопоток на орбиту Луны в размере 100 т в год.

Стоимость производства ЯЭУ, составляя до 39% собственно одного транспортного средства (ММБ), снижается до 5-6% в структуре затрат на создание полной транспортной системы из нескольких ММБ (в рассматриваемом примере флота из шести ММБ в транспортной системе для обеспечения грузопотока 100 т/год). Затраты на рабочее тело незначительны (2-3%).

Таким образом, применительно к перспективным задачам обеспечения больших грузопотоков с использованием небольшого флота ММБ на основе ЯЭРДУ относительная стоимость затрат на ЯЭУ (с учетом затрат на разработку) невелика и не превышает 10%. Поэтому к наиболее существенным результатам с точки зрения дальнейшего снижения стоимости доставки полезного груза на целевую орбиту могут привести следующие усовершенствования:

• создание более эффективных и дешевых средств выведения (ракет-носителей);
  
• работы по снижению стоимости создания ЭРДУ (применительно к многоразовому буксиру), в том числе разработка систем, обеспечивающих возможность многоразового использования приборно-агрегатных отсеков ЭРДУ с проведением регламентных работ на опорных орбитах со сменой тяговых модулей и орбитальной дозаправкой.
  

Вас интересуют не проблемы освоения космоса и параметры какого-то там электроракетного буксира, а дела более насущные и, что самое главное, земные. В частности, прямо сейчас вы подбираете импортные кровати для своего дома и не знаете на каком варианте остановиться. и здесь я могу вам помочь: на anatomiyasna.ru представлены роскошные кровати на любой вкус по самым «вкусным» ценам!

Зависимость массы полезного груза, доставляемого на орбиту назначения, от мощности ЯЭУ позволяет определить параметры буксира, при которых достигается максимум суммарной массы полезного груза на орбите Луны за весь срок эксплуатации буксира. В качестве примера на рис. ниже (а, б) для стартовой массы (на орбите 800 км) 33 т (два пуска PH класса «Протон») и ресурса ЯЭУ 5 лет приведены зависимости массы полезного груза, доставляемого за один рейс, а также суммарной массы доставляемого груза за весь срок эксплуатации буксира от уровня мощности ЯЭУ. При этом в качестве параметра было принято значение продолжительности перелета.

Зависимость массы полезного груза, доставляемого многоразовым электроракетным буксиром на орбиту Луны за один рейс многоразового буксира (а) и в течение всего срока службы (б) от мощности ЯЭУ при различных значениях времени транспортировки

Анализ зависимости суммарной массы полезного груза на орбите Луны (рис. выше — б) позволяет говорить о наличии оптимального времени одного рейса, при котором будет доставлена к Луне максимально возможная масса полезного груза при заданной стартовой массе (т.е. используемых PH). Для ряда значений длительности перелета от Земли к Луне были получены значения мощности ЯЭУ, при которых достигался максимум суммарной массы ПГ, которые позволили построить зависимость максимальной суммарной массы полезного груза от длительности перелета (рис. ниже).

Следует обратить внимание на достаточно узкий оптимум в зависимости суммарной массы полезного груза от мощности ЯЭУ. Так, например, при использовании PH класса «Протон» для доставки «грузового» модуля, максимум суммарного груза достигается при оптимальном значении мощности ЯЭУ 0,9-1,2 МВт и времени транспортировки 3-6 месяцев. Следует также подчеркнуть достаточно узкий оптимум и по времени транспортировки. Так, сокращение времени транспортировки до 2 месяцев приведет к уменьшению суммарной массы доставленного полезного груза более чем на 20%. Уменьшение мощности ЯЭУ относительно оптимального значения потребует не только более длительной транспортировки, но и приведет к одновременному, достаточно существенному, снижению суммарной массы полезного груза на орбите назначения.

Зависимость максимальной суммарной массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны за весь активный ресурс ЯЭУ (принят равным 5 годам) от мощности ЯЭУ:

1 — 60 сут.; 2 — 90 сут.; 3 — 100 сут.; 4 — 110 сут.; 5 — 120 сут.; 6 — 150 сут.; 7 — 180 сут.; 8 — 360 сут.; 9 — 720 сут.; 10 — 1800 сут.

Поскольку число рейсов может принимать лишь целочисленные значения, то функция зависимости числа рейсов от мощности ЯЭУ является кусочно-линейной. Поэтому принимается допущение, что последний рейс учитывается в общем количестве при условии, что груз доставлен на орбиту Луны. При этом в расчет не принималась обязательность возвращения буксира на орбиту Земли из последнего рейса.

Из последнего графика видно, что для транспортного сообщения между околоземной и окололунной орбитами для собранного транспортного средства (буксира с полезным грузом) со стартовой массой порядка 30 т, целесообразно рассматривать ЯЭУ мощностью 0,9-1,2 МВт со временем перелета от Земли к Луне от 3 до 5-6 месяцев.

Следует отметить, что при выбранной PH и заданной мощности ММБ возможно увеличение массы ПГ, доставляемой в одном рейсе, за счет изменения параметров ЭРДУ, а именно: увеличения удельного импульса с соответсвующим уменьшением тяги и увеличением длительности рейса. При этом уменьшится количество рейсов и суммарная масса ПГ за заданный ресурс ММБ относительно оптимальных параметров.

Основные характеристики предполагаемых полезных грузов для реализации лунной программы приведены в табл. ниже.

Таблица. Предполагаемые полезные грузы для реализации лунной программы

Исходные данные для расчета грузопотоков. Масса лунной базы (ЛБ) первого этапа с экипажем из 3 человек, сменяемым каждые 6 месяцев, и состоящей из командно-жилого, складского, лабораторного модулей, ЯЭУ и луноходов, оценивается в ~60 т. Масса лунной орбитальной станции, которая на последующих этапах будет служить транспортным узлом и работать в посещаемом космонавтами режиме, исходя из опыта строительства и эксплуатации околоземных орбитальных станций «МИР» и МКС, может быть оценена в ~30 т. Масса завода по производству компонентов ракетного топлива оценивается в ~30 т.

По проработкам РКК «Энергия» для обеспечения жизнедеятельности экипажей орбитальных станций и лунной базы, поддержания работоспособности систем и агрегатов понадобится грузопоток до 3,5 т/год на человека.

Рассмотрим различные варианты обеспечения грузопотока.

Во-первых, обеспечение грузопотока при использовании существующих технологий, схем полета и одноразовых транспортных средств типа программ «Аполлон» и «Орион».

Во-вторых, развертывание и эксплуатация инфраструктуры при новых схемах и технологиях, при использовании которых возможно несколько вариантов обеспечения грузопотока.

Первый вариант обеспечения грузопотока. Многоразовый межорбитальный буксир (ММБ) заправляется на орбите у Земли рабочим телом, доставленным с Земли. Взлетно-посадочные комплексы (грузовой и пилотируемый) — одноразовые, доставляются с Земли. Лунный пилотируемый корабль (ЛПК) — частично многоразовый, заправляется (дооснащается) на Земле (с аэродинамическим торможением у Земли).

Второй вариант обеспечения грузопотока. ММБ заправляется на орбите у Земли рабочим телом, доставленным с Земли. Многоразовые ВПК (грузовой и пилотируемый) заправляются у Луны топливом, доставленным с Земли. Многоразовый ЛПК заправляется (дооснащается) у Земли (с ракетным торможением у Земли).

Третий вариант обеспечения грузопотока. Данный вариант отличается от предыдущего использованием многоразового ЛПК с аэродинамическим торможением. За счет применения аэродинамического торможения у Земли многоразового ЛПК после возвращения с Луны достигается уменьшение массы грузов, ежегодно доставляемых на околоземную орбиту, на 230 т.

Четвертый вариант обеспечения грузопотока. ММБ заправляется у Земли рабочим телом, доставленным с Земли. Многоразовые ВПК (грузовой и пилотируемый) заправляются на Луне кислородом, полученным на Луне, на окололунной орбите водородом, доставленным с Земли. Многоразовый ЛПК заправляется у Земли водородом, доставленным с Земли, у Луны — кислородом, доставленным с Луны, с аэродинамическим торможением у Земли.

По оценкам, для обеспечения доставки и развертывания базы, орбитальной станции и завода по производству кислорода на Луне на околоземную орбиту понадобится доставить грузы массой ~600 т, так как до создания на Луне завода по производству кислорода обеспечение грузопотока идет по первому варианту.

А после развертывания завода для обеспечения работы базы, орбитальной станции, смены экипажа 2 раза в год грузопоток резко падает и потребуется доставлять на околоземную орбиту грузы массой до 90 т ежегодно.

Для получения на Луне компонентов ракетного топлива потребуется создание и доставка на Луну добывающих комплексов, комплексов переработки сырья, получения и хранения топлива, а также энергоустановок к ним.

Сравнение вариантов обеспечения грузопотока приведено в табл. ниже.

Таблица. Сравнение вариантов обеспечения грузопотока

Из сравнения видно, что наиболее предпочтительным с точки зрения уменьшения массы доставляемых на околоземную орбиту грузов является четвертый вариант обеспечения грузопотока.

Еще одним наиболее важным преимуществом этой реакции является то, что поскольку протоны — заряженные частицы, а электрический ток — это поток заряженных частиц, становится возможным прямое преобразование термоядерной энергии в электрическую, минуя тепловое преобразование. Это позволяет использовать в случае гелия-3 гораздо более эффективные инженерные решения для отбора энергии и осуществить непосредственное преобразование энергии заряженных частиц в электроэнергию с очень высоким КПД (80-85%).

Однако при этом необходимо решить вопрос добычи термоядерного топлива ³He в промышленных масштабах. На Земле отсутствуют достаточные запасы ³Не. Это связано с тем, что магнитное поле Земли экранирует попадание «солнечного ветра», содержащего ³Не, на поверхность Земли.

Одним из возможных способов решения этого вопроса может стать добыча гелия-3 на телах космического пространства. Использование достижений космической техники может сделать космическую технологию добычи гелия-3 экономически конкурентоспособной по сравнению с другими возможными вариантами. Исходной предпосылкой является значительно более высокая концентрация гелия-3 в поверхностных породах Луны, нежели в Земной коре и атмосфере.

Прогнозируемые запасы гелия-3 на Луне весьма значительны, и, как показано в ряде работ, доставка гелия-3 с Луны возможна не только технически, но и, по-видимому, энергетически выгодна и экономически оправдана.

Существующие в настоящее время концепции внеземной добычи гелия-3 ориентированы на переработку лунного грунта. При разработке таких проектов может использоваться идеология наземного добывающего оборудования с поправкой на размещение его на поверхности Луны, поскольку на Луне существует заметная гравитация, высокий вакуум и возможность получения ночью низких температур. Процесс добычи гелия-3 на Луне должен включать следующие стадии:

— добычу поверхностного слоя грунта;

— десорбцию гелия из лунного грунта путем нагрева;

— разделение изотопов гелия-3 и гелия-4;

— доставку на Землю гелия-3.

По оценкам полная затрата энергии на поставку гелия-3 составит 2,4×10⁶ МДж/кг. Если учесть, что при термоядерном сжигании гелия-3 выделяется энергия 6,0×10⁸ МДж/кг, то выигрыш по энергии получается в 250 раз. Этот выигрыш стоит сравнить с тем, что при сжигании урана в ядерных реакторах выигрыш в 20 раз, а при сжигании угля — в 16 раз. Может оказаться так, что по энергетическому эквиваленту лунный гелий-3 дешевле земного каменного угля.

При возможности добычи гелия-3 на Луне (или других небесных телах) термоядерная энергетика на основе гелия-3 по сравнению с использованием имеющегося на Земле D-T (дейтерий-тритиевого) топлива позволит:

— примерно в 30 раз снизить нейтронный поток от термоядерного реактора;

— существенно снизить радиационную опасность энергетики, так как освободит от манипуляций с большим количеством радиоактивного трития;

— поднять КПД производства электроэнергии и уменьшить тепловые выбросы;

— сделать термоядерную энергетику экономически выгодной.

Предпочитаете думать о вещах более приземленных, чем добыча полезных ископаемых на Луне. И сегодня на повестке вашего дня стоит обустройство кухонной комнаты? Тогда рекомендую Вам купить кухонный стол в спб. Он отлично впишется в любой дизайн, а его функциональность сложно переоценить.

В качестве одной из главных целей производственного освоения Луны является добыча и переработка ее полезных ископаемых. При этом рассматривается не только возможность использования добываемых ископаемых для обеспечения систем жизнедеятельности обитаемых лунных баз и изготовления топливных компонентов ракетных двигателей, но и производство для нужд Земли. В дальнейшем предполагается создание замкнутого производства конечной продукции для построения внеземной космической инфраструктуры, в том числе энергопроизводящей системы для обеспечения Земли из космоса электроэнергией, получения энергии из внеземных полезных ископаемых, выноса в космос энергоемких и вредных производств и т.д.. Считается, что это поможет решить проблему истощения земных энергоносителей и, что не менее важно, снизит экологическую нагрузку на Землю, предотвратит экологические кризисы, связанные с интенсивным развитием наземной энергетики.

К задаче первой очереди освоения полезных ископаемых Луны можно отнести производство, накопление и длительное хранение таких расходных материалов, как кислород, водород, метан, вода, аргон, ксенон. Ко второй очереди — добыча и употребление в производстве железа, титана, кремния, алюминия и других материалов. При этом должно предусматриваться как использование этих материалов в качестве полуфабрикатов с транспортировкой их на окололунные, околоземные и даже, при необходимости, наземные производственные комплексы, так и глубокий передел на самой Луне с изготовлением разнообразной продукции.

О возможности добычи гелия-3 из лунного грунта. По мнению, утвердившемуся в настоящее время, проблема обеспечения энергоресурсами, начиная со второй половины XXI в., будет решаться с широким применением термоядерной энергии, как возможной альтернативы органическому топливу и ядерной энергии деления. Первым этапом развития термоядерной энергетики будет создание реактора, использующего реакцию дейтерий-тритий (D-T):

D + Т = ⁴Не(3,5 МэВ) + n(14,1 МэВ).

Однако эта реакция имеет существенные недостатки — наличие в составе термоядерного топлива радиоактивного трития и термоядерных нейтронов. Поэтому при реакции синтеза D-T, также как и при реакции деления урана в обычных ядерных реакторах атомных электростанций, облучение образующимися нейтронами приводит к радиоактивности конструкционных материалов термоядерной установки. Это делает термоядерный реактор не менее биологически опасным, чем реактор деления, и тем самым снижает конкурентоспособность «идеи термоядерного синтеза».

Учитывая экологические стороны этого вопроса, можно с большой долей уверенности предположить, что после создания термоядерного реактора, использующего реакцию D-T, эволюция термоядерной энергетики пойдет по пути использования экологически более чистой реакции дейтерий — изотоп гелий-3 (D-³He):

D + ³Не = ⁴Не(3,6 МэВ) + р(14,7 МэВ).

Преимущество этой реакции синтеза — возможность существенного снижения нейтронного выхода и накопления радиоактивного трития (нейтроны и тритий образуются в результате побочной реакции дейтерий-дейтерий (D-D), однако выход их существенно ниже, чем в реакции D-T). Это и определяет D-³He термоядерный реактор как наиболее экологически чистый источник внутриядерной энергии для целей энергоснабжения человеческой цивилизации.

Первый опытный Ту-144 в первом полете в сопровождении МиГ-21 И. 31 декабря 1968 г.

Сопровождающий Ту-134 еле догонял, а МиГ-21 И быстро стал рядом. Так строем и ушли в зону опытных полетов, пропав в тумане.

Слушали сообщения из машины руководителя полетов. Все сообщения были спокойными— успокаивающими. Экипаж-то какой! Ему все нипочем: первый пилот Эдуард Вагаиович Елян, второй — Михаил Васильевич Козлов, борт-инженер — Юрий Трофимович Селиверстов и ведущий инженер Владимир Николаевич Бендеров. Одна решимость Бендерова многого стоит!

Первый полет всего-то был 20 с чем-то минут, а казался вечностью.

Наконец: «Идем на посадку». (Я сейчас не могу вспомнить, делали они проход в первом полете или нет.)

Ждем … Сколько можно… Наконец сразу все: «Идут!».

Стали видны фары. Много позже увидели всю тройку. Внешне и по записям приборов посадка и не только для первой была блестящей.

Экипаж Ту-144: Э. Елян, М. Козлов, Ю. Селиверстов, В. Бендеров

При заходе на посадку траектория полета самолета номинально выдерживается — идет по так называемой глиссаде (радиолучу глиссадного маяка, передатчика), идущей под углом около 3° от поверхности ВПП. При этом наклон оси самолета, образующей с ВПП тангажный угол (U), воспринимаемый пилотом, равняется алгебраической сумме угла глиссады и угла атаки (по фюзеляжу). При этом U остается постоянным (из-за постоянной скорости). При приближении к ВПП (за счет сильного «влияния земли» на увеличение подъемной силы) траектория полета выравнивается. Но, так как прирост подъемной силы происходит, главным образом, у задней кромки крыла, то сам самолет начинает уменьшать угол атаки, выравнивая подъемную силу с весом. При этом летчик, поддерживая самолет от излишнего уменьшения угла атаки, привычным его навыку движением — подтягиванием штурвала «на себя»— сохраняет нужную для завершения посадки высоту полета от глаза до полосы. Эффект «просадки» при отклонении элевонов вверх и положение мгновенной оси вращения самолета около экипажа, позволяют за счет увеличения угла атаки, без изменения высоты полета, воспринимаемой летчиком, плавно подвести главное шасси к поверхности ВПП. Все сказанное делает посадку «бесхвостки» с крылом малого удлинения по ощущению летчика «близкой к самолету с прямым крылом», как об этом говорил Э. В. Елян.

О том, как встречали экипаж, как качали и кричали «ура» и т. д. много было написано, сфотографировано и показано в кино и по телевидению, но почему-то все забывали, или не считали нужным сказать, о том, как это было важно для каждого участника создания и подготовки Ту-144 к первому полету.

Конечно, начальство и все, кто был к нему поближе, выпили еще на базе. Однако надо понимать, что праздник был не только у начальства, но у сотен тысяч советских людей, поднимавших бокалы и произносивших тосты и за счастье в Новом году, и за успехи в деле создания Ту-144, ибо это, как тогда говорили, была «всенародная стройка».

С точки зрения благодарности людей решение Андрея Николаевича совершить первый полет 31 декабря было величайшим, возвысившим его в глазах миллионов, действием. На имя А. Н. Туполева, А. А. Туполева и министра П. В. Дементьева было получено множество поздравлений с первым вылетом со всего мира: от государственных и авиационных деятелей всех рангов.

Надо сказать, что, начиная с 1967 г., пошел поток различных интервью, осмотров, публикаций в средствах массовой информации (СМИ), свидетельствовавших о большом интересе к СПС. Неофициально СМИ «присвоили» самолету звание «флагман Аэрофлота».

Не могу не дать оценку этого первого полета: с точки зрения техники он был, если не вреден, то малоэффективен, хотя и ответил на детский вопрос: «Летает или нет?». Нам, специалистам, кто создавал Ту-144, было абсолютно ясно, что «летает», и нас, как и все остальные службы, интересовало другое: где плохо или трудно пилотам. Подобных данных первый полет практически не принес: все сходилось с расчетами, ожиданиями и ощущениями.

Взлет самолета Ту-144

Кроме активной помощи Николая Васильевича Адамовича, в работе над самолетом от ЛИИ принимал участие и Марк Лазаревич Галлай. Я не могу судить, какие они летчики-испытатели, но по-человечески они были чрезвычайно интеллигентны, как в общении, так и в высказываниях (оценках). Вероятно, сказывалась «лиевская» (от ЛИИ) школа Макса Аркадьевича Тайца и Всеволода Симоновича Ведрова.

Оба — и Н. В. Адамович, и М. Л. Галлай — энергично поддержали нас с пультами ИВР перед Л. Л. Кербером, и сменившим его В. П. Сахаровым.

Наконец, 5 декабря 1968 г. Методсовет МАП выдал разрешение на 1-й вылет, но, конечно, с целым рядом ограничений по погоде, технике и режимам полета.

Теперь ждем, когда окончательно скажут: «Самолет готов!». А работа еще есть. Выезжали на полосу взлета и посадки (ВПП), поднимали самолет на посадочный угол тангажа, чтобы летчики могли определить из своей кабины, когда колеса главного шасси касаются полосы с высоты «хорошего третьего этажа». По всем службам надо было еще что-то доделать. В общем, как всегда — одного дня не хватает.

Кабина Ту-144

Мы, в КБ, тем временем не прекращали интенсивной работы над серийным вариантом и 18 декабря 1968 г. получили официальное добро на создание серийного Ту-144 с двигателями «РД».

Конструкторы разрывались между КБ и ЖЛИ и ДБ, так, что появились «постоянные жлидебисты». Я, лично, как свидетельствуют мои записные книжки, до двух раз в день ездил на своей «Волге» в ЖЛИ и ДБ.

Выкатка из цеха опытного самолета Ту-144

Но вот, наконец, 20 декабря 1968 г. самолет Ту-144 готов к первому вылету.

Если говорить о «готовности», то это понятие весьма условное. Самолет еще не полностью укомплектован оборудованием. Системы не все отработаны. Например, шасси не убирается, носовой обтекатель не поднимается. Трудности с ДУС’ами: где найти место разных тонов собственных колебаний, где минимально изменяются угловые скорости, чтобы туда их поставить. Если датчики угловых скоростей (ДУС) поставить в месте значительных угловых скоростей при собственных колебаниях конструкции самолета, то его деформации будут через ДУС’ы передаваться в систему управления и отклонять рули (элевоны), вследствие чего могут возникнуть автоколебания самолета, возможно грозящие разрушением. Время идет и возникает предложение: «Давайте полетим без ДУС’ов». Пришлось приложить много усилий, чтобы доказать, что это делать категорически нельзя из-за потери устойчивости. В конце концов, место нашли.

Начались пробежки (разгон и торможение на ВПП), в том числе с «подъемом носа». Можно лететь.

Назначается день — нет погоды, второй — нет погоды. Делалось все, вплоть до попыток разогнать облака… Год кончается.

Я и мои ведущие сотрудники со мной или на своих машинах каждый день на базе: «Вдруг полетит!».

Когда вероятность вылета была большой, приезжал Андрей Николаевич и даже министр авиационной промышленности П. В. Дементьев. 31 декабря 1968 г. они были оба. Пока буксировали машину на старт, погода ухудшилась. Дементьев послал нас подальше, сказав А. Н. Туполеву: «Решайте сами». И уехал.

Машина и экипаж готовы. Метеорологи: «Вроде сейчас можно».

Андрей Николаевич принимает решение: «Взлетайте».

Э. В. Елян говорит: «Поехали!»

Я на «Волге» и многие другие, в том числе и «ЗИМ» Туполева, подъехали к месту, где Ту-144 должен был оторваться от полосы. Когда мы посмотрели в сторону старта — увидели ОРЛА с хищно опущенным клювом, потом он выбросил желтые клубы дыма и стал, ускоряясь наступать на нас. Забыли обо всем другом — все глаза на самолет. Вот он уже рядом, поднял переднее колесо, оторвался — закачалась тележка главного шасси и … — и пошел в довольно крутой набор (некоторым показался почти вертикальным).

Гораздо больше, чем легендарный советский самолет, Вас интересует женская йога? Что ж, в таком случае, Вам следует незамедлительно перейти на сайт www.oum.ru, который введет Вас в основы и познакомит с азами этой древнеиндийской системой оздоровления тела и духа!

Интенсивная расчетная и экспериментальная работа позволила подготовить материалы для постройки опытного самолета и передачи их в ЖЛИ и ДБ для окончательной сборки и подготовки к вылету.

Для нас, аэродинамиков, начался нервный период ожидания готовности самолета и начала полетов, что должно было стать источником информации о правильности всей нашей концепции, всего нашего труда.

Как «положено» при доводке что-то ломалось, что-то не работало, что-то не так подключили:

• «поставили самолет под ток» — свои дефекты;

• впервые включили давление в гидросистемах — свои дефекты;

• впервые начали опробовать систему управления, схватили тряску — неправильно подключили датчики угловых скоростей (ДУС’ы) и другие дефекты;

• впервые налили топливо в баки после тщательной промывки, и опять где-то течет, где-то что-то не работает…

Мы ждали и интенсивно работали над комплектацией документов к первому вылету. Еще в 20-е гг. руководством воздушного флота было решено, что без разрешающего заключения ЦАГИ нельзя проводить первый взлет нового самолета. Позже эта функция перешла Методическому совету Министерства авиапромышленности, организуемого в ЛИИ, но требующего заключения ЦАГИ и других организаций, подтверждающих их согласие на первый вылет, и надо было преодолеть сомнения, которые были у каждого — всегда находились причины, чтобы «кошки скребли». ЦАГИ, например, свое заключение всегда привозил нарочным к началу заседания Методсовета. Нам надо было еще готовить «убедительный доклад» с плакатами (тогда ни слайдов, ни электроники еще не было).

Эдуард Ваганович Елян за штурвалом Ту-144

В это время также шла интенсивная работа над серийным вариантом: утрясалась деформация крыла, схема и конструкция ПК, новые воздухозаборники с их новой схемой слива пограничного слоя и т. д. Тут еще нововведения: типа пульта управления на штурвале, предложенного Эдуардом Вагановичем Еляном, или прибор ИВР (Индикатор вертикальных режимов), предложенный М. Я. Блинчевским. И опять споры: «Зачем это? Летали без этого, и так по горло нового …».

Летчики-испытатели Э. В. Елян и Н. В. Адамович (ЛИИ) очень много работали над компоновкой кабины экипажа. По здравому смыслу Э. В. Елян хотел все кнопки управления сделать легко доставаемыми. Так пришла идея сделать на штурвале пульт навигационного управления. Мы эту идею поддержали, но навигационщики и управленцы нет — надо тянуть провода через подвижные элементы штурвала, хватит того, что уже есть на штурвале управление триммерами и т.д.

Высокий авторитет и умение Н. В. Адамовича интеллигентно настоять на своем помогли «пробить» предложение летчиков: на Ту-144 и только на Ту-144, единственном в мире, установили пульт на штурвале, «выпив половину еляновской крови».

В силу ряда обстоятельств набор высоты и скорости на Ту-144 не получалось делать при постоянном показателе какого-либо прибора ( приборная скорость, истинная скорость, число М и т. д.). Получалось сочетание скорости и высоты. Обсуждая этот нонсенс с Еляном и Блинчевским, не помню, кому пришла идея сделать прибор, показывающий на экране в координатах «скорость-высота», как надо лететь и где в данный момент находится самолет — в результате никакого сложного сочетания летчику помнить не надо. Мы, туполевцы, энергично этот прибор (ИВР) «пробили» и опять только на один самолет в мире — Ту-144. Пример тому, как летчики работают первоклассными инженерами-компоновщиками.