В данный момент все ваше внимание и свободное время занимает не Луна, а интернет-трейдинг? Что ж, в таком случае, я рекомендую Вам заглянуть на http://nas-broker.com/ru/trading/. Здесь Вы найдете всю самую необходимую информацию и инструменты, которые позволят Вам стать успешным трейдером на просторах интернет-сети!

Использование материально-производственного потенциала Луны в преодолении кризисов наземной энергетики станет одной из практических целей освоения Луны, причем в относительно недалеком будущем, в связи с глобальной экологической проблемой, ожидающей человечество в ближайшем будущем. Эта проблема заключается в заметном изменении климатических условий на Земле за относительно короткий исторический промежуток времени. Сохранение темпа изменения климата, связанного с аномальными повышениями температуры приземного слоя атмосферы, может уже в ближайшие десятилетия привести к необратимым негативным кризисным процессам в Природе. Повышение температуры вызывает таяние ледников и вечной мерзлоты, повышение уровня океана, изменение гидрологического цикла с увеличением угрозы наводнений и засух, возрастание скорости ветра в ураганах и их разрушительной силы, уменьшение ареала суши, изменение ландшафтов, нарушение условий обитания человека, животных и растительных организмов, условий природопользования и т.д. Наблюдающиеся аномальные изменения климата климатологи связывают с антропогенными воздействиями на природу, представляющими угрозу для Человечества и экосистем.

Рост численности населения планеты и стремление к улучшению качества жизни приводит к росту потребления энергии, основная часть которой (более 80%) пока производится за счет сжигания углеводородного топлива (угля, нефти, газа), являющегося невозобновляемым источником энергии. Рост мировой энергетики отрицательно влияет на климатические процессы по двум негативным направлениям. Первое заключается в постоянно увеличивающихся выбросах в атмосферу парниковых газов и аэрозолей, второе связано с постоянным ростом сбрасываемого тепла в атмосферу Земли, которое также приводит к повышению ее температуры.

Сжигая запасы угля и нефти, накопившиеся за сотни миллионов лет, человек с громадной быстротой восстанавливает химический состав древней атмосферы. Большая скорость изменения климатических условий на обширных территориях ставит под угрозу существование многих видов диких животных и растений в результате разрушения соответствующих экологических систем, как на суше, так и в океане. Это приведет к тяжелым экономическим последствиям из-за необходимости громадных капиталовложений для перестройки всех видов хозяйственной деятельности, зависящих от климата.

Поиск выхода из прогнозируемой негативной ситуации, связанной с резким потеплением климата, показывает многоплановость взаимосвязанных проблем, лежащих в области экологии и энергетики.

Альтернативой современной мировой энергетической системы является повышение процента использования возобновляемых источников энергии (Солнце, ветер, реки, приливы и др.) и атомной энергетики, не выбрасывающей парниковые газы, при активном поиске и внедрении энергосберегающих технологий. Возобновляемые источники энергии являются экологически чистыми в части выбросов парниковых газов и тепла. Однако по целому ряду причин (большие капитальные затраты, локальное влияние на местные климатические условия, отчуждение больших площадей, приводящее к сокращению пахотных земель, пастбищ, лесов, изменение естественных условий обитания многих видов животных и растений и др.) возобновляемые источники энергии смогут восполнить лишь часть требуемой энергетики, по некоторым оценкам не более 20% потребностей в энергии к концу XXI в.

Атомная энергетика, под которой подразумеваются не только атомные электростанции, но и атомные станции теплоснабжения, а также атомно-водородная энергетика, позволит перевести транспорт и многие производства на экологически чистое водородное топливо. Но развитие атомной энергетики (а затем и термоядерной на основе реакции дейтерий-тритий) сдерживается ее существенным недостатком: производством радиоактивных отходов. Кроме того, КПД даже термоядерных электростанций вряд ли превысит 50%, поскольку для получения электроэнергии в них будет использоваться тепловой цикл. Поэтому переход мировой энергетики на атомные и термоядерные электростанции также приведет к рассеиванию в атмосфере большого количества тепла.

Вас гораздо больше интересует не Луна, а Ваше авто? Тогда рекомендую Вам купить зимнюю резину прямо сейчас! Данный шаг позволит Вам сэкономить значительную денежную сумму, если сделаете это Вы на сайте avtashan.ru.

РН Н1 на старте

Первый пуск Н1 был произведен 21 февраля 1969 г. В первые секунды полета из-за ошибки в работе системы управления отключился двигатель №12 и симметричный ему двигатель №24. Дальнейший подъем происходил при 28 работающих двигателях. На 55-й секунде полета в хвостовом отсеке ракеты возник пожар. Во время второго запуска, 3 июля 1969 г., через 0,4 секунды после старта взорвался двигатель № 8, и начался пожар в хвостовом отсеке. Третий запуск состоялся 27 июня 1971 г. Все двигатели блока А работали нормально, однако практически сразу ракета начала вращаться по крену. Через 50,1 секунды после старта полет был аварийно прекращен.

Запуск космического аппарата Т2К на орбиту ИСЗ

Параллельно с испытаниями Н 1 проводились испытания лунного посадочного корабля на орбите Земли. Было осуществлено три успешных испытательных полета корабля в варианте Т2К (рис. выше): 24 ноября 1970 г. («Космос-379»), 26 февраля 1971 г. («Космос-398») и 12 августа 1971 г. («Космос-434»). На этом испытания, подтвердившие высокую надежность лунного посадочного корабля, завершились.

Лунно-посадочный корабль-модуль ЛК

23 ноября 1972 г. состоялся четвертый пуск РН Н 1 №7Л. На ракете установили штатные орбитальный и посадочный корабли. Лунный комплекс должен был выполнить полную программу полета с посадкой на Луну, взлетом и стыковкой в беспилотном режиме. Но на 107 секунде полета ракета взорвалась.

К началу 1974 г. была собрана ракета Н1 № 8Л, на которой были установлены модернизированные двигатели НК-15. Пуск планировался на август 1974 г. Предполагалось этим пуском выполнить всю программу с посадкой на Луну в беспилотном варианте. Однако в мае 1974 г. работы по программе H1 — Л3 были прекращены.

В начале 1972 г. в Центральном конструкторском бюро экспериментального машиностроения (ЦКБЭМ) (бывшее ОКБ-1) был разработан проект более совершенной лунной программы H1 — Л3М. В этой программе предполагалось форсировать ракету-носитель — повысить до 100 т грузоподъемность Н1 за счет замены керосина на синтин (циклин) и создать новый корабль для экспедиции на Луну по двухпусковой схеме, в которой тормозной блок и лунный корабль запускаются на околоземную орбиту при отдельных пусках РН, а затем индивидуально, с помощью собственных ракетных блоков, выводятся на траекторию полета к Луне. Их стыковка производится на окололунной орбите. В случае невозможности стыковки лунный корабль с помощью собственного двигателя стартует с окололунной орбиты к Земле. При успешном осуществлении стыковки тормозной блок используется для схода корабля с окололунной орбиты и гашения большей части скорости. Мягкая посадка на Луну обеспечивается с помощью двигательной установки и посадочных опор корабля. Взлет с Луны и возвращение на Землю предполагались по прямой схеме.

Лунно-орбитальный корабль-модуль ЛОК

Разгонный блок проекта H1 — Л3М должен был стать первой советской высокоэнергетической ступенью. На нем предполагалось установить четыре кислородно-водородных двигателя, разработку которых поручили ОКБ А.Исаева. Первый советский криогенный двигатель, построенный по замкнутой схеме, получился очень экономичным и надежным. Он превосходил аналогичный американский двигатель, разработанный фирмой «Pratt & Whitney» для верхней ступени ракеты «Atlas-Centaur». В дальнейшем этот двигатель был усовершенствован, став конкурентоспособным на мировом рынке.

Одновременно под руководством В.П. Бармина в Конструкторском бюро общего машиностроения (КБОМ) шла разработка проекта обитаемой долговременной лунной базы. Была создана полномасштабная модель станции, решены многие технические проблемы, в том числе защита от радиации. Были разработаны проекты транспортных средств для обеспечения выполнения научной программы.

Художественная интерпретация отлёта к Луне экспедиционного корабля Л3

От старта с Земли вплоть до выхода на селеноцентрическую орбиту (высота периселения — 16 км) система Л3 должна была находиться в «компактном» состоянии — посадочный корабль размещался в цилиндрическом переходнике между орбитальным кораблем и блоком Д. Перестроения отсеков, как это было на корабле «Аполлон», не предусматривалось. В целях экономии массы было решено не делать герметичный туннель между орбитальным и посадочным кораблями, поэтому пилот посадочного корабля должен был переходить в него и возвращаться обратно в орбитальный через открытый космос. Во время этих операций второй член экипажа, также одетый в скафандр, должен был находиться в разгерметизированном бытовом отсеке и мог, в случае необходимости, прийти на помощь товарищу. Для высадки на поверхность Луны предназначался скафандр «Кречет-94» (рис. ниже), а для пилота посадочного корабля — скафандр «Орлан».

Лунный скафандр «Кречет-94»

Лунный орбитальный корабль разрабатывался в ОКБ-1 с учетом задела, полученного в ходе работ над комплексом «Союз». Поэтому его внешняя компоновка напоминала корабль 7К, хотя это, разумеется, был другой корабль. Стартовая масса орбитального корабля должна была составлять 9850 кг (масса первых кораблей «Союз», совершавших полеты по околоземной орбите, составляла около 6500 кг).

Орбитальный корабль включал в свой состав бытовой отсек, спускаемый аппарат сегментально-конической формы, приборно-агрегатный отсек, ракетный блок И, энергоотсек. Снаружи бытового отсека располагался стыковочный узел, а также двигатели ориентации комплекса с емкостями топлива. Также двигатели ориентации располагались снаружи приборно-агрегатного отсека и энергоотсека.

Экипаж корабля, находясь в спускаемом аппарате орбитального корабля, как при старте с Земли, так и при спуске на Землю, должен был одеваться в обычные полетные костюмы. Скафандры «Кречет-94» и «Орлан» предназначались для вне корабельной деятельности, они хранились в специальных стойках в бытовом отсеке.

Источниками электроэнергии для орбитального корабля должны были служить электрохимические генераторы (топливные элементы), работающие на водороде и кислороде. В этом заключалось одно из отличий этого корабля от корабля «Союз», оснащенного солнечными батареями.

Посадочный корабль перед посадкой на Луну должен был иметь массу 5560 кг, а при взлете с Луны — 3800 кг. Он состоял из лунного посадочного аппарата и лунного взлетного аппарата. В свою очередь, посадочный аппарат состоял из четырехопорного посадочного устройства и ферменной конструкции (корсета), внутри которого находился блок Е. Взлетный аппарат состоял из кабины, приборного отсека, отсека двигателей ориентации. В кабине, имевшей сложную форму, составленную из сферических сегментов, размещался пилот посадочного корабля, одетый в скафандр «Кречет-94». В верхней части кабины находились иллюминатор и широкоугольный визир, в левом борту кабины был прорезан открывающийся внутрь овальный люк для выхода на поверхность Луны. В кабине поддерживалась кислородно-азотная атмосфера с давлением 560 мм рт. ст., тем самым позволяя космонавту открывать гермошлем скафандра для приема воды и пищи. Из-за экономии массы и внутреннего объема кресло отсутствовало, а пилот фиксировался стоя перед приборной доской и пультом управления.

Ракетный блок Е, включавший в свой состав основной и резервный ЖРД с тягой 2050 кгс каждый, предназначался для гашения скорости с высоты 1-3 км, горизонтального маневрирования в диапазоне нескольких сот метров при посадке, а также для осуществления старта и выхода взлетного аппарат на окололунную орбиту.

Полеты кораблей Л3 не состоялись. Было проведено четыре запуска ракеты Н1, все они оказались аварийными, все аварии происходили на участке работы первой ступени.

РН «Сатурн-5»

Трехступенчатая РН Н1 имела поперечное деление ступеней с ЖРД, разработанных в куйбышевском ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова. Все ступени заправлялись углеводородным горючим и переохлажденным жидким кислородом.

Следует отметить, что эти двигатели, выполненные по замкнутой схеме, обладали более высокими удельными характеристиками, чем устанавливаемые на американской ракете-носителе «Сатурн-5». В полете контроль состояния двигателей должен был осуществляться с помощью специальной системы, которая, при выходе определенных параметров за допустимые пределы, должна была отключить аварийный двигатель, а также отключить двигатель, симметричный аварийному.

Ракета Н 1, как предполагалось, должна была выполнять полет при отказе четырех двигателей первой ступени, двух двигателей второй ступени, одного двигателя третьей ступени. Ниже приведены характеристики ракеты-носителя Н 1 (изделие № 7Л), запуск которой с системой Л3 был произведен 22 ноября 1972 г.

Компоновочные схемы орбитального и посадочного кораблей приведены на представленных ниже рисунках.

Лунный орбитальный корабль. 1 — стыковочный узел; 2 — отсек двигателей ориентации и причаливания; 3 — бытовой отсек; 4 — спускаемый аппарат; 5 — узел крепления манипулятора; 6 — двигатели причаливания и ориентации; 7 — радиатор системы терморегулирования; 8 — баки электрохимического генератора; 9 — двигатели ориентации; 11 — агрегаты электрохимического генератора; 12 — приборный отсек; 13 — выходной люк; 14 — поручни; 15 – блистер

Лунный посадочный корабль. 1 — стыковочный узел; 2 — датчик прицеливания; 3 — котировочные датчики; 4 — приборный отсек; 5 — телекамера; 6 — выходной люк; 7 — всенаправленная антенна; 8 — источники питания; 9 — опорная стойка с амортизатором; 10 — трап; 11 — ракетный двигатель твердого топлива прижатия; 12 — лунный посадочный агрегат; 13 — двигательная установка блока Е; 14 — остронаправленная антенна (2 шт.); 15 — вогнутость для иллюминаторов; 16 — иллюминатор наблюдения за стыковкой; 17 — антенны системы сближения; 18 — блок двигателей ориентации

Расчетная стартовая масса системы на опорной орбите — 91,7 т. Лунная экспедиция на комплексе H1 — Л3 должна была длиться 11-12 суток и состоять из следующих этапов :

1. Выведение системы Л3 с экипажем из двух человек на околоземную орбиту.

Траектория «Луны-3» и гравитационный манёвр

2. Перевод системы Л3 на траекторию полета к Луне с помощью блока Г, отделение блока Г после выработки топлива.

3. Доразгон системы до заданной скорости. Проведение коррекций траектории и переход на окололунную орбиту. Все указанные операции выполняются с помощью блока Д. Время перелета к Луне составляет 3,5 суток, время полета по окололунной орбите — до 4 суток.

4. Перевод системы Л3 с круговой на эллиптическую окололунную орбиту.

5. Переход одного космонавта из орбитального в посадочный корабль через открытый космос. В качестве шлюза используется бытовой отсек орбитального корабля.

6. Расстыковка орбитального корабля и лунной посадочной системы — связки посадочного корабля и блока Д. Торможение лунной посадочной системы с помощью блока Д.

7. Отделение и увод в сторону блока Д.

8. Дополнительное торможение посадочного корабля, спуск, маневрирование с целью выбора точки посадки и посадка. Операции выполняются с помощью ракетного блока лунного корабля, обозначаемого как блок Е.

9. Пребывание космонавта на Луне длительностью от 6 до 24 часов, выполнение программы исследований.

10. Взлет посадочного корабля с поверхности Луны с помощью блока Е, выход на орбиту и стыковка с орбитальным кораблем.

11. Переход космонавта из посадочного корабля в орбитальный через открытый космос.

12. Отстрел бытового отсека с пристыкованным посадочным кораблем (шлюз больше не нужен). Орбитальный корабль переводится на траекторию полета к Земле с помощью собственного ракетного блока — блока И.

13. Проведение коррекции траектории.

14. Разделение отсеков орбитального корабля перед входом в атмосферу.

15. Вход спускаемого аппарата в атмосферу со второй космической скоростью, осуществление управляемого спуска и посадка на территории СССР.

Используемые на первых этапах полета ракетные блоки Г и Д, как и блоки РН Н 1, заправлялись углеводородным горючим и жидким кислородом. В ракетных блоках Е (посадочный корабль) и И (орбитальный корабль) использовались высококипящие компоненты топлива.

Карта полета КА «Зонд-6» по траектории Земля–Луна–Земля

Следующий пуск по программе Л1 состоялся 10 ноября 1968 г. «Зонд-6» облетел Луну, сфотографировав ее с расстояния 8000 и 2600 км. Спускаемый аппарат этого корабля впервые совершил управляемый спуск и приземлился на территории космодрома Байконур в 16 км от стартового комплекса.

Отработка кораблей Л1 продолжалась, однако в декабре 1968 г. состоялся успешный полет американского корабля «Аполлон-8», доставившего экипаж из трех астронавтов на орбиту искусственного спутника Луны. Политический смысл полетов кораблей Л1 был потерян.

Фотографии Земли: а — выполненная на борту станции «Зонд-7»; 6 — выполненная на борту станции «Зонд-7» над горизонтом Луны

После «Зонда-6» состоялись три беспилотных запуска, из них два успешных. С борта корабля «Зонт-7» была сделана серия успешных снимков Земли с расстояния орбиты Луны (рис. выше). 20 октября 1970 г. был запущен последний из кораблей типа Л1 — «Зонд-8». Он обогнул Луну на расстоянии 1200 км и благополучно приводнился в Индийском океане.

Следует лишь отметить, что при полете «Зонда-8» была отработана так называемая «северная» траектория с посадкой в Южном полушарии, в акватории Индийского океана, которая выполнялась в интересах программы пилотируемых полетов лунных кораблей Л3. После этого пуска программа была закрыта, так как на комплекс УР-500К-Л1 было выдано отрицательное заключение из-за низкой надежности.

В то же время, как с научной, так и с политической точек зрения гораздо более предпочтительным представлялось завоевание приоритета не в облете Луны, а в высадке космонавтов на ее поверхность. Американцы, развивая программу «Аполлон», не стали разрабатывать легкие облетные космические корабли, а сосредоточили свои усилия на создании лунного экспедиционного комплекса, выводимого в космос одним запуском сверхтяжелой РН «Сатурн-5». Поэтому, еще до принятия правительственного постановления от 3 августа 1964 г., в ОКБ-1 начались работы по пересмотру проекта РН Н 1 с целью увеличения грузоподъемности до уровня, позволяющего осуществить лунную пилотируемую экспедицию по однопусковой схеме. Также была поставлена задача предельно возможно сократить массу лунного экспедиционного комплекса и его элементов.

Ракетно-космический комплекс Н1-Л3. 1 — двигательная установка системы аварийного спасения; 2 — ЛОК; 3 — уводимая часть головного обтекателя; 4 — ЛК; 5 — корректирующе-тормозной блок Д; 6 — разгонный блок Г; 7 — основная часть головного обтекателя; 8 — третья ступень РН — блок В; 9 — вторая ступень РН —

блок Б; 10 — решетчатый межступенчатый переходник; 11 — первая ступень — блок А; 12 — решетчатые стабилизаторы первой ступени; 13 — двигательная установка первой ступени

В результате был разработан проект ракетно-космического комплекса Н1 — Л3, состоящего из ракеты-носителя Н 1 и выводимой на опорную околоземную орбиту системы Л3. Компоновочная схема РКК «Н1 — Л3» приведена на рис. выше.

Гордитесь достижениями наших советских ученых и астронавтов, и хотите купить такой элемент одежды, как футболка Я русский, которая подчеркнет вашу национальную принадлежность и станет стильным элементом вашего гардероба! Приобрести такую футболку Вы всегда сможете на сайте fabrikamaek.ru.

Постановлением Правительства от 3 августа 1964 г. «О работах по исследованию Луны и космического пространства» были определены две основные задачи в исследовании космического пространства на ближайшие годы: облет Луны на пилотируемом космическом корабле, выводимом форсированной РН УР-500, и осуществление высадки на поверхности Луны экспедиции, доставляемой с помощью ракеты-носителя Н 1. Головным исполнителем по РН, космическому кораблю и комплексу облета Луны назначалось ОКБ-52, а по Н 1, космическому кораблю и комплексу высадки лунной экспедиции — Королевское ОКБ-1. Пилотируемый облет Луны планировалось осуществить не позднее первой половины 1967 г., а высадка космонавтов на Луну должна была состояться в 1968 г.

Спустя год после принятия Постановления о пилотируемых полетах к Луне новым Постановлением Правительства ответственность за разработку облетного пилотируемого корабля перешла от ОКБ-52 к ОКБ-1. Поводом для применения этого постановления, как отмечается в книге, стали итоги всесторонней оценки состояния разработок в ОКБ-52 и в ОКБ-1, проведенной осенью 1965 г. с участием представителей ракетно-космической отрасли и правительства страны. Было установлено, что ОКБ-52 не может в установленный срок обеспечить решение вопросов, связанных с созданием и отработкой ракеты-носителя, разгонного блока и пилотируемого корабля для облета Луны. Что касается ОКБ-1, то оно к тому времени сумело добиться определенных успехов в части разработки пилотируемого корабля типа 7К и разгонного блока Д, входящих в состав комплекса высадки лунной экспедиции в целом.

Корабль 7К-Л1 с разгонным блоком Д:

1 — опорный конус, сбрасываемый перед стартом к Луне; 2 — кресла космонавтов с ложементами; 3 — переходный отсек; 4 — приборный отсек; 5 — агрегатный отсек с корректирующей двигательной установкой; 6 — переходная ферма; 7 — сферический бак с окислителем; 8 — торовый бак с горючим; 9 — двигательная установка разгонного блока; 10 — блок обеспечения запуска; 11 — переходная межбаковая ферма; 12 — хвостовая юбка корабля; 13 — приборно-агрегатный отсек корабля; 14 — панель солнечных батарей (сложена); 15 — спускаемый аппарат

Облетный комплекс, разработанный в соответствии с этим Постановлением, получил обозначение Л1 (рис. выше). Он включал в себя пилотируемый корабль 7К-Л1 и разгонный блок Д. Проект корабля 7К-Л1 создавался на основе орбитального корабля «Союз». Из-за массовых ограничений с облетного корабля были сняты некоторые системы, без которых можно было обойтись при решении поставленной задачи. Так, у 7К-Л1 отсутствовали бытовой отсек и дублирующий сближающе-коррек-тирующий ЖРД, панели солнечных батарей имели меньшее по сравнению с «Союзом» число секций, отсутствовала запасная парашютная система.

Протон-К в варианте для запуска КК 7К-Л1

Экипаж 7К-Л1 должен был состоять из двух человек, выполнявших полет без скафандров. Масса Л1 на околоземной орбите высотой 205 км составляла 19,04 т. Так как это значение превышало грузоподъемность трехступенчатой РН УР-500К «Протон», довыведение Л1 на опорную орбиту осуществлялось с помощью первого включения разгонного блока Д, а во время второго включения блок Д разгонял 7К-Л1 массой около 5,2 т на траекторию полета к Луне.

Программа облета Луны должна была быть осуществлена с помощью комплекса УР-500К — Л1. Основные положения по этому комплексу СП. Королев и В.Н. Челомей утвердили 13 декабря 1966 г. До запуска человека к Луне было запланировано несколько полетов корабля Л1 в беспилотном варианте.

Первый пуск по программе Л1, состоявшемся 10 марта 1967 г., с макетным экземпляром корабля 7К-Л1 («Космос-146»), был неудачным. Успешный запуск состоялся 2 марта 1968 г. Запущенный корабль получил обозначение «Зонд-4» (предыдущие три аппарата «Зонд» были автоматическими межпланетными станциями, созданными в ОКБ-1, не предназначавшимися для возвращения на Землю). «Зонд-4» был выведен на вытянутую орбиту, имитирующую облет Луны, с высотой апогея около 330000 км. Однако, из-за сбоя в системе управления спуск «Зонд-4» в атмосфере проходил по баллистической траектории, исключающей посадку спускаемого аппарата на территории СССР. 15 сентября 1968 г. был успешно запущен «Зонд-5», выполнивший облет Луны и 21 сентября его спускаемый аппарат приводнился в акватории Индийского океана, где был взят на борт советского судна. Это был первый успешный полет к Луне с возвращением на Землю. На борту «Зонда-5» находились черепахи, хорошо перенесшие космическое путешествие. В ходе полета было проведено фотографирование Земли с расстояния 85000 км.

Исследования возможности пилотируемых полетов к Луне проводились в ОКБ-1 СП. Королева практически с начала космической эры. В Постановлении Правительства от 23 июня 1960 г. «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 годах», намечалось создание тяжелых РН со стартовой массой до 2000 т для освоения космического пространства, включая осуществление полетов со второй космической скоростью, то есть полетов к Луне и ближайшим планетам Солнечной системы, а также для решения ряда оборонных задач. Предусматривалось два этапа: создание к 1963 г. новой РН (Н 1) с двигателями на химических источниках энергии, обеспечивающего выведение на орбиту полезного груза массой до 40-50 т, а на отлетную траекторию (при второй космической скорости) — до 10-20 т; и к 1967 г. на базе ракеты-носителя Н 1 более совершенного носителя (Н II), обеспечивающего выведение на орбиту полезного груза массой до 60-80 т и на отлетную траекторию — 20-40 т за счет использования на второй и следующих ступенях вновь разрабатываемых ядерно-ракетных двигателей (ЯРД), двигателей на новых химических источниках энергии, электроракетных двигателей малой тяги.

Космический комплекс «Союз»:

1- приборно-агрегатный отсек корабля 7К; 2 — спускаемый аппарат корабля 7К; 3 — бытовой отсек корабля 7К; 4 — разгонный блок 9К; 5 — навесной отсек стыковки разгонного блока 9К; 6 — корабль-танкер 11К с компонентами топлива для заправки разгонного блока

В ОКБ-1 рассматривалась также возможность использования и уже разработанных ракет семейства Р-7 для выведения на околоземную орбиту отдельных элементов пилотируемого ракетно-космического комплекса (РКК), предназначенного для облета Луны. К 1962 г. определился облик космического комплекса «Союз». Он должен был состоять из двухместного пилотируемого корабля 7К, разгонного блока 9К, а также танкеров-заправщиков ПК (рис. выше).

По принятой схеме первым на околоземную орбиту выводился разгонный блок, после чего последовательно должны были стартовать четыре танкера, несущие высококипящие компоненты топлива — два с горючим и два с окислителем. Их автоматическая стыковка с разгонным блоком 9К должна была осуществляться в активном режиме. После заправки разгонный блок стыковался с пилотируемым кораблем 7К и обеспечивал его перевод с околоземной орбиты на траекторию облета Луны.

Для выполнения облетной лунной экспедиции на системе «Союз» требовалось запустить шесть РН типа Р 7 и осуществить пять стыковок на околоземной орбите. Тем не менее, преодоление этих трудностей поначалу считалось вполне оправданным, так как создание ракет-носителей сверхтяжелого класса было более сложной и затратной задачей, чем представлялось вначале. Пилотируемый корабль 7К был самой сложной частью ракетного комплекса, и его надо было разрабатывать в первую очередь. Результаты этих разработок воплотились в космический корабль «Союз», различные модификации которого обеспечили реализацию отечественных пилотируемых программ на протяжении многих десятилетий.

Что касается космического ракетного комплекса «7К — 9К — ПК» в целом, то темпы работ над ним в 1964 г. существенно замедлились. Стало ясно, что отработка автоматической стыковки и заправки потребует больших затрат времени и средств. К этому времени помимо ОКБ-1 к работам в области ракетно-космической техники подключилось ОКБ-52 В.Н.Челомея, которому Постановлением Правительства от 16 апреля 1962 г. поручалось разработать тяжелую универсальную ракету УР-500 («Протон»), которая, при оснащении дополнительной третьей ступенью, позволяла облететь Луну по однопусковой схеме.

Луна пустынна и безжизненна. И конечно же там нет таких финансовых центров, как гонконг оффшор, который на данный момент чрезвычайно популярен на планете Земля. Он позволит Вам значительно приумножить свой капитал за счет пониженной налоговой ставки!

Более подробно об этом на www.hill.ru.

По другим оценкам, основанным на тех же данных, скорость естественной переработки реголита соответствует перемешиванию материала на глубину от 2 до 3 см за время порядка от 10⁵ до 10⁶ лет. При неравномерном характере скорости переработки это приводит к полному перемешиванию вещества в слое до 50 см за 1 млрд лет. Для возраста кратера Шумейкер эти оценки приводят к глубине полного перемешивания около 80 см.

КА «Клементина»

Таким образом, если исходить из реальности результатов, полученных в процессе бистатического радарного эксперимента с космического аппарата «Клементина», наличие сплошного слоя льда внутри холодных ловушек можно считать маловероятным. Более реальным может быть существование раздробленной смеси льда и силикатных пород поверхностного слоя Луны.

«Лунар проспектрор»

К такому же выводу склоняются и сами авторы более позднего эксперимента, проведенного по другой методике с аппарата «Лунар проспектрор», предполагая, что характер местного реголита более соответствует модели «небольших включений льда, перекрытых каменистым материалом, или перемешанным с ним». Ледяные отложения могут формироваться разнесенными по времени периодическими вбросами в лунную экзосферу летучих, что предполагает модель си-ликатно-ледяной смеси, располагающихся слоями. Стратиграфически разделенные слои, соответствующие периодам максимально интенсивных процессов формирования льдов, могут перемежаться слоями типичного реголита силикатного состава.

Приведенный выше краткий обзор природы холодных ловушек в полярных областях Луны и конкретные оценки характеристик соответствующих областей вблизи южного лунного полюса являются лишь предварительным всесторонним исследованием подобного рода и содержат начальные сведения фундаментального и прикладного характера.

Теоретические оценки и анализ имеющихся фактических данных показывают, что существование постоянно затененных областей вблизи южного полюса Луны реально. Температурный режим этих областей определяется постоянно низкими температурами поверхности — не более 90К.

Основные выводы проведенного обзора заключаются в следующем.

В настоящее время изучение аномальных по природе областей, к которым относятся зоны постоянного затенения в приполярных областях, имеют весьма важное значение для решения фундаментальных задач исследования природы планетных тел и Солнечной системы в целом, а также для решения прикладных задач, связанных с развитием ракетно-космической техники, освоением Луны и использованием внеземных природных ресурсов.

Анализ вероятных источников поступления в экзосферу Луны летучих подтверждает принципиальную возможность многократных периодов существования временной атмосферы с последующим формированием отложений льда в полярных холодных ловушках. Обобщены оценки состава подобных льдов (в основном Н₂O) и общей массы (до 10¹⁶ г).

Основные типы аппаратуры для разведки указанных природных ресурсов могут разделяться на три вида: дистанционные (орбитальные), прямые ограниченного действия — сбрасываемые с орбиты пе-нетраторы и прямые широкого использования — луноходы.

У Вас нет никакого желания изучать особенности лунной поверхности, а вот посмотреть фильмы онлайн в хорошем качестве Вы бы точно не отказались! Именно поэтому, я советую Вам заглянуть на страницы сайта tushkan.net. Здесь Вы найдете огромную библиотеку фильмов и сериалов на любой вкус!

Холодная ловушка на южном полюсе Луны — кратер Шаклтон (снимок с космического аппарата «СМАРТ-1»)

Реально в области, перекрываемой следом радиолуча, можно указать на кратер Шаклтон (Shackleton), расположенный практически в самой точке южного полюса, внутри которого расположена постоянно затененная область, имеющая площадь, примерно равную указанной площади «ледяного озера». На рис. 1.30 приведен снимок кратера Шаклтон, полученный КА «СМАРТ-1» с разрешением около 64 м/элемент изображения.

КА «СМАРТ-1»

Однако реальная площадь холодных ловушек, попавших в исследованную зону, значительно больше. Кроме того, исходя из механизмов формирования полярных льдов Луны, проанализированных выше, представляется маловероятным избирательный характер конденсации «летучих» в практически очень близких областях, полностью аналогичных по температурным условиям. Что касается конкретно кратера Шаклтон, то в этом случае вероятность избирательного появления ледяных отложений еще меньше. Форма кратера явно свидетельствует в пользу его молодого возраста, что, очевидно, резко уменьшает период накопления ледяных отложений.

Поэтому, в качестве более реального варианта можно предложить модель примерно равномерного распределения ледяной составляющей внутри всех областей постоянного затенения — холодных ловушек, попавших в зону радарного облучения. В зависимости от геометрической формы следа луча на лунной поверхности общая площадь облученных холодных ловушек колеблется от 4×10³ км² до 6×10³ км².

Авторы эксперимента называют долю затененных участков от 14% до 33% от общей площади зондирования (6,3х10³ км² и 14,85х10³ км² соответственно). Однако, если рассматривать только области, постоянно, т. е. при любых условиях освещения, находящиеся в тени, эти оценки следует признать слишком завышенными.

При более строгих оценках, по-видимому, наибольшая площадь холодных ловушек составляет 6×10³ км². В этом случае равномерное распределение предполагаемой массы «чистого» льда приведет к толщине сплошного слоя, равной примерно 30 см. В действительности значение этой эффективной мощности слоя не будет повсеместно одинаковой, поскольку существенную роль играет временная шкала формирования льда.

Кратер Шумейкер

В наиболее древнем кратере Шумейкер, возраст которого около 3 млрд лет, мощность отложений может оказаться более значительной.

В этом случае мощность эффективного слоя может превышать 100 см. Тогда местная доля ледяной составляющей может возрасти до 6%. В наиболее молодом кратере Шеклтон ледяные отложения могут достигать нескольких сантиметров.

В то же время, скорость переработки поверхностного слоя лунного реголита по разным оценкам такова, что глубина слоя перемешивания равна или превышает приведенные величины эффективного слоя льда.

Согласно разным оценкам за 1 млрд лет 50% лунной поверхности перерабатывается метеоритной бомбардировкой на глубину от 3 до 20 см.

Сопоставление зрелости лунного грунта на поверхности и на разных глубинах по данным исследований экспедиций «Аполлон» показали, что скорость переработки поверхностного слоя реголита может достигать 1 м за период 1 млрд лет.

В данный момент Вас интересует не подноготная Луны, а такой вопрос, как подключение весов к компьютеру? Значит, Вам следует незамедлительно посетить сайт unipro.kiev.ua. Здесь Вы найдете опытных специалистов, которые смогут выполнить поставленную перед ними задачу быстро и максимально качественно!

Дополнительным аргументом в пользу существования теплоизоляционного слоя является то, что летучие на глубине до нескольких сантиметров эффективно разрушаются протонами солнечного ветра и энергичными частицами галактического фона.

Существенной является оценка изменения температуры с глубиной в условиях холодных ловушек.

Общая зависимость средней температуры от глубины в планетном веществе определяется температурным градиентом:

grad Т = Q /ρ,

где Q — поток тепла из планетных недр, ρ — теплопроводность планетного вещества.

При оценке роста температуры реголита с глубиной в холодных ловушках, одной из главных проблем является возможность существования в этих областях поверхностного слоя с высокими теплоизоляционными свойствами.

Теплопроводность поверхностного слоя в экваториальных районах в 4х10⁴ раз меньше, чем теплопроводность кристаллического водяного льда. Поэтому наличие даже 0,1% кристаллического льда в поверхностном слое существенно уменьшит разницу между средними температурами на поверхности и на глубине 1-2 см.

С другой стороны, нет полной уверенности в том, что возникающий в процессе микрометеоритной бомбардировки раздробленный слой силикатно-ледяной смеси обладает теми же механическими свойствами, что и обычный реголит.

Условия в холодных ловушках — низкое давление и постоянно низкие температуры — предполагают, что в случае возникновения лунного полярного льда, он будет относиться к типу «лед I», который встречается в земных условиях. Согласно обычной диаграмме состояния воды лед этого типа образуется при небольших давлениях и температурах от 273 К до, примерно, 30 К.

В лунных условиях, по-видимому, будет преобладать лед 1_с (с кубической кристаллической структурой). В отличии от льда I_h (с гексагональной кристаллической структурой), который встречается в повседневной жизни на Земле, лед I_с существует лишь в метастабильной фазе, которая может образовываться только при температурах ниже 170 К.

Лед I_с имеет плотность 0,92 г/см³ и относительную диэлектрическую проницаемость 99.

Характер физико-механических свойств лунных полярных льдов достоверно не известен. На основании изложенных выше фактических данных и наиболее вероятных оценок можно предложить некоторые модели строения поверхностного слоя в холодных ловушках.

Общая площадь лунной поверхности, от которой был получен сигнал, содержавший усиление правовращающей круговой поляризации на орбите 234 (эксперимент на аппарате «Клементина»), составляла около 45000 км². Величина усиления достигала около 1 децибела, что по аналогии с результатами радиолокационного обнаружения полярных льдов на Меркурии было интерпретировано авторами бистатического радарного эксперимента как указание на наличие ледяной составляющей, доля которой не превышает 0,3%.

Эти данные характеризуют некоторый слой поверхностного материала. Принято считать, что радиоволны способны проникать на глубину, кратную от 50 до 100 длин волн. В данном эксперименте использовалась волна длиной 13,19 см. Следовательно, поверхностный слой, к которому можно отнести полученные результаты, имеет глубину относительно поверхности от 7 м до 13 м. При дальнейших оценках было принято среднее значение, равное 10 м. Тогда общий объем исследованного лунного вещества составит 450 км³. В соответствии с названной долей ледяной составляющей объем «чистого» льда составит 1,35 км³ (или 1,35х10¹⁵см³).

При указанной выше плотности льда I_с = (0,92 г/см³) общая масса ледяной составляющей может достигать 1,24×10¹⁵ г.

Гипотетически можно предположить случай, когда на характер отраженного радиосигнала сказалась масса льда, сосредоточенная в одном объеме — некое «ледяное озеро». Площадь поверхности подобного скопления льда составит около 135 км², а соответствующий слой монолитного ледяного блока достигнет толщины примерно 10 м, т. е. будет простираться непосредственно от поверхности до эффективной глубины проникновения зондирующих радиоволн.