Лунная электростанция рассматриваемой мощности фактически представляет собой космическую ЯЭУ с термоэмиссионным реактором в качестве источника электроэнергии с отводом тепла излучением с поверхности холодильника-излучателя на тепловых трубах. Внешний вид лунной электростанции изображен на рис. ниже, а ее основные характеристики следующие:

Лунная АЭС на основе космической термоэмиссионной ЯЭУ:

1 — термоэмиссионный реактор-преобразователь в предохранительном кожухе; 2 — теневая радиационная защита оборудования ЯЭУ; 3 — опорное кольцо; 4 — вал радиационной защиты из лунного грунта; 5 — холодильник-излучатель на основе тепловых труб; 6 — отражающие панели

Часть генерируемой мощности расходуется на собственные нужды, в основном на питание электромагнитных насосов, перекачивающих литиевый теплоноситель. При необходимости, возможно преобразование тока в переменный и повышение напряжения за счет установки вблизи ЯЭУ, за защитным валом, блока преобразования тока. Информационно-управляющая система ЯЭУ расположена вблизи ЯЭУ, а контроль за работой и управлением производятся с лунной базы. Лунная АЭС и база связаны силовыми и управляющими кабелями.

Для уменьшения массы радиационной защиты персонала и оборудования лунной базы от излучения реактора предложено комплексное решение. Холодильник-излучатель, размещенный по конической поверхности с вершинным углом 24°, защищен радиационной защитой (из тяжелого и легкого материалов), входящей в состав ЯЭУ Защита персонала и оборудования в оставшейся части пространства обеспечивается радиационной защитой из лунного грунта. Реактор лунной АЭС размещается ниже уровня лунной поверхности, в предохранительном кожухе, а холодильник-излучатель размещается над уровнем лунной поверхности. Защитный вал трапецевидной формы в поперечном сечении имеет высоту 3 м, ширину основания 6 м, угол склона боковой поверхности 35°. Такая форма минимизирует количество лунного грунта, требуемое для создания вала радиационной защиты.

В процессе штатного функционирования температура поверхности тепловых труб холодильника-излучателя достигает 900°С, а температура боковой поверхности реактора ~500°С. Для обеспечения нормальных условий теплоотвода от холодильника-излучателя, на внутреннем склоне вала радиационной защиты размещены раскладные панели, несущие отражатель теплового излучения из алюминиевой фольги. Для отвода тепла от корпуса реактора, внутренняя поверхность предохранительного кожуха отполирована, а его диаметр превышает диаметр реактора на величину, обеспечивающую выход теплового излучения через зазор, без существенного изменения температуры.

Ввиду высокой температуры боковой поверхности реактора и длительного срока его работы возможен прогрев достаточно большого объема грунта до температуры, близкой к температуре наружной поверхности реактора. На данном этапе достаточно трудно представить все возможные отрицательные моменты прогрева грунта, однако для уменьшения этого стенки предохранительного кожуха выполнены многослойными, с высоким тепловым сопротивлением. Одно из отрицательных последствий прогрева грунта — выделение летучих газообразных продуктов, в числе которых вода и окислы углерода. Для предотвращения взаимодействия материала конструкции реактора и холодильника-излучателя с этими газообразными продуктами, элементы конструкции предохранительного кожуха соединяются с панелями отражения теплового излучения с минимальным зазором, и образуют полость, в которую затруднено попадание газообразных продуктов, выделившихся из грунта.

Характеристики радиационной защиты лунной АЭС зависят от тепловой мощности реактора, типа теплоносителя и конструкционного материала ЯЭУ, удаления от обитаемой базы, размещения реактора и всей ЯЭУ, включая холодильник-излучатель, на поверхности или заглублением в грунт, возможности использования в качестве радиационной защиты грунта и рельефа местности, конструкционного совершенства ЯЭУ и некоторых других параметров. Источниками излучения, определяющими радиационную обстановку, являются собственное n, γ-излучение термоэмиссионного реактора-преобразователя и наведенное γ-излучение жидкометаллического теплоносителя, если в ЯЭУ используется натрий или эвтектика натрий-калий.

В соответствии с [4.5] средства радиационной защиты должны обеспечивать на расстоянии 1 км в направлении обитаемых зон лунной базы (жилые помещения, производственные площадки и др.) дозу годового облучения персонала не более 0,05 Зв в секторе 30°, в остальных направлениях — не более 1 Зв.

Конфигурация радиационной защиты:

а — вертикальное продольное сечение АЭС (секущая плоскость проходит через направление на базу); б — горизонтальное сечение АЭС (медианная плоскость активной зоны) и радиационной защиты: 1 — тепловой экран для приводов органов регулирования и стержней безопасности; 2 — привод стержней безопасности, 3 — защита блока приводов (LiH), 4 — электромагнитный насос; 5 — теплообменник; 6 — задняя боковая защита (LiH); 7 — внутренняя тяжелая защита (обедненный уран); 8 — нижняя торцевая защита (LiH); 9 — внутренняя легкая защита (LiH); 10 — внешняя тяжелая защита (обедненный уран); 11 — передняя боковая защита (LiH); 12 — реактор, 13 — лунный грунт (реголит)

На рис. выше приведена полученная для этих условий конфигурация радиационной защиты для варианта АЭС мощностью 25-50 кВт, размещаемой непосредственно на поверхности Луны и с радиационной защитой, входящей в состав АЭС, т.е. доставляемой с Земли вместе с АЭС. Оптимизированные массы защитных слоев из легкого материала (от нейтронов) и тяжелого (от γ-квантов) для АЭС с мощностью 25 кВт следующие (τ):

легкий компонент защиты — гидрид лития:

нижняя торцевая защита…………………0,27

верхняя торцевая защита…………………0,09

внутренняя защита…………………………..0,8

задняя защита……………………………………0,31

передняя защита……………………………….1,08

Тяжелый компонент защиты — обедненный уран:

верхний внутренний торец……………..0,19

нижний внутренний торец……………..0,14

боковой внутренний………………………..1,4

боковой внешний……………………………..1,93

Суммарная масса защиты составляет 6,2 т, а при мощности 50 кВт — 7,9 т, т.е. удвоение мощности увеличивает массу защиты существенно меньше, чем в 2 раза. Однако существенно увеличивается масса защиты при установке рядом нескольких АЭС. Так, для рассмотренных условий обеспечения радиационной безопасности при двух АЭС мощностью 25 кВт каждая масса защиты составит примерно 16 т, так как для двух стоящих рядом установок потребуется в 2 раза большая кратность ослабления излучения. Таким образом, наращивание мощности за счет увеличения числа установок с точки зрения массы существенно менее эффективно, чем увеличение мощности одной реакторной АЭС.

Таблица. Массовая сводка вариантов лунной АЭС (кг)

Существенное снижение массы радиационной защиты в составе ЯЭУ достигается при возможности использования в качестве защиты лунного грунта и заглубления реактора или ЯЭУ в специально созданную шахту. Характеристики защит для таких вариантов размещения ЯЭУ приведены в табл. выше.

Считаете освоение Луны бесперспективным занятием и видите гораздо больший смысл в изучении таких космических объектов, как двойные звездные системы, где, по мнению многих ученых, может существовать жизнь? В таком случае, я могу Вам только порекомендовать заглянуть на сайт daily-news.com.ua, где Вы узнаете самые актуальные новости по данной теме!

Основой развития лунной базы должно стать ее энергетическое обеспечение, необходимое для получения кислорода и других элементов, обеспечение теплового режима и замкнутого цикла биосистем базы на протяжении лунного дня и лунной ночи, обеспечение электроэнергией исследовательской аппаратуры, экспериментального и промышленного оборудования. Для решения этих задач потребуется создание специального энергетического комплекса.

Имеющиеся данные по требуемым уровням электрической и тепловой энергии лунной базы первого этапа зависят от того, какие цели и задачи освоения Луны рассматривают специалисты и авторы публикаций, детализации этапов освоения Луны, количества членов экипажа и комфортности их пребывания на базе, степени замкнутости систем жизнеобеспечения, технологических процессов и их цикличности, масштабов производства продукции, источника первичной энергии (солнечная, ядерная) и, соответственно, дефицита или избыточности электроэнергии и т.п. Так, выполненные под руководством академика В.П. Глушко проектные проработки средств постоянно действующей базы-станции с массой технических средств на Луне (без посадочных ступеней) 130 т (в том числе научной аппаратуры и лабораторно-ис-следовательской базы 21,5 т) и с численностью экспедиции 6 человек со сменой их один раз в год, предусматривали развертывание лунной атомной электростанции (АЭС) с располагаемой электрической мощностью до 300 кВт на основе термоэмиссионной ядерно-энергетической установки (ЯЭУ). В РКК «Энергия» была также разработана концепция построения лунного энергетического комплекса, включающего в качестве первичного источника установки, преобразующие энергию солнечного излучения в электричество, например фотоэлектрические или газотурбинные, а в качестве аккумулятора электроэнергии — кислород-водородные электрохимические генераторы, разработанные для орбитального корабля «Буран».

Анализ различных типов энергоустановок показал, что на начальном этапе создания лунной базы при уровне электропотребления, не превышающем 25 кВт, еще может оказаться целесообразным использование энергомодулей на основе солнечных батарей и регенеративной энергоустановки с электролизером воды и электрохимическим генератором. Наращивание мощности системы энергоснабжения может быть обеспечено доставкой дополнительного комплекта энергомодулей. Однако, по мере развития базы и увеличения потребляемой мощности на Луну должны доставляться ядерные энергоустановки. В табл. ниже приведены массовые характеристики солнечных и ядерных лунных энергосистем, причем, так как масса ядерной установки существенным образом зависит от схемы организации радиационной защиты, то были рассмотрены варианты ЯЭУ как с расположением на поверхности Луны, так и заглубленные в лунном грунте. Видно, что даже при электрической мощности 25 кВт масса электростанции на основе ЯЭУ будет почти в 2 раза меньше, чем на основе солнечной энергоустановки, а при заглублении ЯЭУ в лунном грунте — более чем в 5 раз.

Сравнительный анализ возможных вариантов построения лунных энергостанций на основе солнечной и ядерной энергии показывает, что, кроме массовых преимуществ при генерируемой электрической мощности более 50 кВт, АЭС практически всех схем размещения и организации радиационной защиты имеют преимущество по сравнению с солнечными энергостанциями по интегральному стоимостному критерию — суммарной стоимости изготовления и доставки энергостанции на Луну. В табл. ниже приведены оценки суммарной стоимости лунных энергостанций при стоимости изготовления АЭС на основе термоэмиссионной ЯЭУ мощностью 25 кВт 140 млн долл. и 50 кВт — 170 млн долл. и удельной стоимости доставки полезного груза на Луну 10 млн долл./т. Для вариантов АЭС дополнительно учитывалась стоимость изготовления и доставки на Луну высоковольтного кабеля.

Итак, с лунными базами мы закончили, а теперь давайте поговорим про дела более земные и приземленные. К примеру, Вы знали, что кровля из металлочерепицы является не только одной из самых дешевых, но и самой надежной и долговечной? Узнайте подробности на www.etalonroof.ru.

КА «Луна-10»

Существует еще одно баллистическое обстоятельство, накладывающее ограничения на наклонение окололунной орбиты базирования корабля или станции. Это — аномалии гравитационного поля Луны, представляющие участки, которые притягивают спутник сильнее, чем соседние. Аномальные места назвали масконами (от английского mass concentration — концентрация массы). Обычно все они скрываются под лунными «морями». Аномалии гравитационного поля были обнаружены еще в 1966 г. советскими учеными в ходе полета «Луны-10» — первого искусственного спутника Луны. Лунные гравитационные аномалии изучались с помощью советских и американских космических аппаратов, большой вклад в уточнение модели гравитационного поля Луны внесли американские аппараты Clementine (1994) и Lunar Prospector (1998). В 2007 г. на окололунную орбиту был выведен самый крупный со времен «Аполлонов» окололунный исследовательский японский космический аппарат «Кагуя», с помощью которого были получены наиболее полные данные о лунных гравитационных аномалиях. Однозначного ответа на вопрос «Что же такое масконы?» пока не существует, тем не менее, искусственные спутники Луны прекрасно ощущают их влияние, причем, чем ниже орбита, тем сильнее ее возмущения от масконов.

В зависимости от того, как расположена траектория КА относительно маскона, аномалия может толкать спутник практически в любую сторону — влево, вправо, вперед, назад, вниз. Именно вследствие этого большинство низких окололунных орбит не являются стабильными. Однако имеется одно интересное обстоятельство, которое может оказаться определяющим при развертывании окололунной космической инфраструктуры. Удалось установить, что существуют четыре так называемые «замороженные» орбиты с наклонениями 27°, 50°, 76° и 86°, на которых спутники в наименьшей степени подвержены влиянию гравитационных аномалий. Именно это позволило спутнику Луны PFS-1, выведенному кораблем «Аполлон-15» на орбиту с наклонением 28°, пролетать почти полтора года, в то время как орбита спутника PFS-2, доставленного кораблем «Аполлон-16», имела наклонение 11°, и он через 35 дней автономного полета врезался в поверхность Луны. Аппарат Lunar Prospector находился на полярной окололунной орбите, близкой к одной из «замороженных» (имеется ввиду орбита с наклонением 86°), и ему для поддержания орбиты высотой в 100 км приходилось проводить коррекцию два раза в месяц.

Вблизи экваториальной орбиты нет «замороженных» орбит, и поэтому в случае выбора места лунной базы в экваториальной области и, соответственно, выбора в качестве орбиты базирования корабля или станции экваториальной окололунной орбиты будут необходимы частые коррекции траектории для поддержания орбиты в допустимом диапазоне и, как следствие, большие расходы топлива.

Еще одной привлекательной стороной баз, создаваемых в полярных областях, является возможность проведения астрономических исследований. Криогенные телескопы, установленные в условиях постоянной темноты, могли бы проводить наблюдение за небесными объектами в течение требуемого времени, при этом наблюдение проводилось бы почти за половиной неба с каждого полюса. Если бы пришлось делать выбор полюсов, то предпочтение, по-видимому, было бы отдано южному полюсу, поскольку южное небо исследовано меньше и включает уникальные объекты, такие, как галактический центр.

Для радиоастрономии размещение базы на полюсе, по-видимому, не создает особых преимуществ по сравнению с базой, размещенной на обратной стороне Луны, которая защищена от радиошумов Земли и расположена на низкой широте для наблюдения за всем небом. Однако если базы будут созданы на обоих полюсах, то, вероятно, будет удобнее разместить радиотелескопы там, а с помощью грубой топографической съемки можно будет найти площадки, одинаково закрытые от Земли. Исходя из приведенного анализа размещение обитаемой лунной базы в полярной области представляется наиболее перспективным.

Считаете освоение Луны на данном технологическом этапе человечества фантастикой и единственное, что вы хотите сделать на данный момент — купить бензогенератор высокого качества и по приемлемой цене для своего загородного дома? Тогда Вам необходимо заглянуть на www.all-generators.ru. Здесь Вы сможете совершить такую покупку!

Возвращение корабля с экваториальной окололунной орбиты базирования к Земле может быть реализовано по одной из двух схем.

Трехимпульсная схема предполагает реализацию трехимпульсного окололунного маневра (с поворотом плоскости селеноцентрического движения), обеспечивающего переход корабля с орбиты базирования на траекторию возвращения к Земле. Отлет к Земле по этой схеме возможен в любое время, общее время возвращения на Землю составит -4-5 суток, включая время выполнения трехимпульсного окололунного маневра (-1,5 суток) и время перелета от Луны к Земле (2,5-3,5 суток).

При одноимпульсной схеме реализуется одноимпульсный переход с экваториальной орбиты спутника Луны на траекторию возвращения к Земле. Отлет к Земле по этой схеме возможен ~2 раза в земной месяц, время возвращения составит — 2,5-3,5 суток.

При размещении базы на экваторе взлетный модуль совершает компланарный взлет из окрестностей базы непосредственно на орбиту базирования корабля или станции (плоскость экваториальной орбиты в любой момент времени содержит в себе точку размещения базы).

При размещении лунной базы на широтах, отличных от 0°, компланарный взлет из точки, расположенной рядом с лунной базой, на орбиту базирования корабля или базы невозможен. Возвращение взлетного модуля на эту орбиту может быть осуществлено следующим образом: модуль осуществляет компланарный взлет на окололунную орбиту, затем выполняет одноимпульсный маневр по повороту плоскости орбиты и переходит с орбиты выведения на орбиту корабля или станции. С увеличением широты базы затраты характеристической скорости на возвращение взлетного модуля с лунной поверхности на орбиту возрастают.

Экстренное возвращение взлетного модуля с поверхности Луны на орбиту базирования корабля или станции реализуется по той же схеме, что и штатное возвращение. Экстренное возвращение экипажа с экваториальной орбиты к Земле выполняется по трехимпульсной схеме. Общее время эвакуации экипажа с поверхности Луны на Землю составит ~ 4-5 суток, затраты характеристической скорости пилотируемого корабля на экстренное возвращение с орбиты базирования к Земле составят -1220 м/с.

Возвращение пилотируемого корабля с полярной орбиты базирования (орбиты станции) к Земле может быть реализовано также по одной из двух схем.

Трехимпульсная схема предполагает выполнение трехимпульсного перехода (с поворотом плоскости селеноцентрического движения) корабля с окололунной орбиты базирования (орбиты станции) на траекторию возвращения к Земле. Отлет к Земле по этой схеме возможен в любое время, общее время возвращения на Землю составит также -4-5 суток (включая время выполнения трехимпульсного окололунного маневра — 1,5 сут и время перелета от Луны к Земле -2,5-3,5 сут).

В рамках одноимпульсной схемы реализуется одноимпульсный переход с окололунной орбиты базирования (орбиты станции) на траекторию возвращения к Земле. Отлет к Земле по этой схеме возможен -2 раза в месяц, время возвращения составляет -2,5-3,5 суток.

При размещении базы на одном из полюсов экстренное возвращение взлетного модуля с поверхности Луны на орбиту станции выполняется по той же схеме, что и штатное возвращение.

При размещении базы на широтах, отличных от ±90°, компланарный взлет непосредственно на орбиту станции возможен не всегда, поэтому схема экстренного возвращения должна включать в себя дополнительный маневр по повороту плоскости орбиты выведения взлетного модуля. Возвращение к станции в этом случае осуществляется следующим образом: модуль осуществляет компланарный взлет на окололунную орбиту, затем выполняет одноимпульсный маневр по повороту плоскости орбиты и переходит с орбиты выведения на орбиту станции. С уменьшением значения широты лунной базы затраты характеристической скорости на экстренное возвращение взлетного модуля с лунной поверхности на орбиту станции возрастают.

Экстренное возвращение экипажа с орбиты станции к Земле выполняется по трехимпульсной схеме (отлет к Земле возможен в любое время). Общее время эвакуации экипажа с поверхности Луны на Землю составит — 4-5 сут. Затраты характеристической скорости корабля на экстренное возвращение с орбиты базирования (орбиты станции) к Земле составят -1520 м/с.

Как следует из этого краткого баллистического анализа, возможность экстренного возвращения на Землю экипажа лунной базы существует при ее размещении и в полярных областях, и в экваториальных областях, причем по затратам характеристической скорости экстренное возвращение с «полярной» базы уступает экстренному возвращению с «экваториальной» базы всего лишь на 300 м/с.

Равновесная температура пассивного блока хранения на дне темных кратеров будет устанавливаться из баланса между локально генерируемым теплом, естественным тепловым потоком из недр Луны вверх через изоляцию основания, рассеянным светом от любых лунных поверхностей или других близлежащих освещенных объектов, находящихся в поле зрения излучателя, энергией звезд и других космических источников, падающих на излучатель. Должны легко достигаться температуры ниже 100 К. Но до какого нижнего значения температуры можно будет дойти при реализации практических решений в строительстве сооружений на Луне, пока сказать трудно.

Вблизи обоих полюсов, возможно, есть места, где часть солнечного диска всегда находится над горизонтом. Была найдена небольшая область возле 73-километрового кратера Пири на северном полюсе Луны, на которой, по-видимому, присутствует «пик вечного света». Это вал кратера у самого полюса, постоянно освещенный Солнцем. Солнечная энергетическая установка, созданная на таком «пике вечного света», будет непрерывно вырабатывать энергию, за исключением кратких периодов солнечного затмения, когда Земля закрывает солнечный свет. Таким образом, при расположении базы на северном или южном полюсе возможно практически круглосуточное освещение базы и питание ее от солнечных батарей.

Возможность экстренного покидания места дислокации космонавтами и отлета к Земле. При выборе места посадки на лунную поверхность, а также при выборе места расположения базы, немаловажную роль играет возможность экстренного покидания места дислокации космонавтами и отлета к Земле. Эта возможность зависит от наклонения орбиты базирования лунных пилотируемого корабля и орбитальной станции.

Наклонение орбиты базирования обычно определяется из условий минимизации затрат характеристической скорости на возвращение взлетного модуля с лунной поверхности к пилотируемому кораблю или станции в случае экстренного взлета. Указанные затраты будут минимальными, если для любой даты старта с поверхности Луны плоскость орбиты корабля или станции будет содержать в себе точку взлета (расположенную в окрестностях лунной базы) — в этом случае возможен компланарный взлет из окрестностей лунной базы на орбиту базирования корабля. На поверхности Луны есть ряд областей, для которых существуют орбиты, обладающие указанным свойством. Такими являются области лунного экватора (φ = 0°) и оба лунных полюса (φ= ± 0°). Для лунного экватора описанным свойством обладают экваториальные орбиты спутника Луны (i = 0° и i = 180°), для полюсов — полярные орбиты (i = 90°). Таким образом, при размещении базы на лунном экваторе в качестве орбиты базирования корабля или станции должна выбираться одна из экваториальных орбит (i = 0° и i = 180°), при размещении базы на одном из полюсов Луны — любая из полярных орбит. Для широт лунной базы, отличных от 0° или ±90°, компланарный взлет на орбиту базирования лунного пилотируемого корабля (при любом наклонении орбиты базирования) будет возможен не всегда. Таким образом, возможными окололунными орбитами базирования корабля или станции могут являться экваториальные и полярные орбиты.

В общем-то, создание обитаемой базы на Луне — это сегодня уже не фантастика. В частности, эту тему затронула программа Территория заблуждений с Игорем Прокопенко. Из нее Вы так же могли узнать и про удивительные секреты, которые скрывает в себе единственный естественный спутник нашей планеты!

Основными критериями при выборе места для создания обитаемой лунной базы являются:

— возможность добычи природных ресурсов для дальнейшей технологической переработки и использования;

— возможность эффективного хранения криогенных компонентов;

— возможность эффективного отвода отработанного тепла;

— возможность получения солнечной энергии в течение лунных суток;

— возможность экстренного покидания места дислокации космонавтами и отлета к Земле;

— наименьшее влияние аномалий гравитационного поля Луны на пилотируемый корабль, совершающий полет по окололунной орбите базирования в режиме ожидания;

— удобство для проведения комплекса научных исследований;

— удобство для доставки грузов;

— возможность использования рельефа местности.

Теоретически возможно размещение лунной базы в трех принципиально отличающихся географическим расположением районах: в полярных областях, в экваториальной области и в средних широтах.

По возможности добычи полезных ископаемых, режимам освещения и температурному режиму и интересу для проведения комплекса научных исследований экваториальные области и средние широты принципиально не отличаются. Важным является тот факт, что для широт базы, отличных от 0° или ±90° (средних широт), компланарный взлет на орбиту базирования лунного пилотируемого корабля или орбитальной базы (при любом наклонении орбиты базирования) будет возможен не всегда, точнее — один раз в четырнадцать с половиной земных суток (вследствие вращения Луны вокруг своей оси с периодом, равным примерно 29 земным суткам). Это может создать трудности при необходимости экстренного покидании базы экипажем, поэтому расположение базы в средних широтах требует специального обоснования. Остановимся на достоинствах и недостатках размещения обитаемой базы лишь в полярных областях и на экваторе.

Размещение базы на полюсе имеет преимущества из-за постоянных температурных условий и освещенности. При сооружении базы в любом другом месте (на экваторе или в средних широтах) будет двухнедельный лунный день и двухнедельная ночь. В принципе имеются технические решения преодоления этого неудобства, включая вопросы создания теплоизоляции, терморегулирования и распределения энергии. Следует отметить, что некоторые из них уже использовались на Луне, например, советские луноходы имели шарнирную солнечную панель, которая ночью в сложенном виде выполняла функцию теплозащитного экрана, а также радиоизотопные обогреватели для поддержания температуры в ночное время. Однако эти технические решения приводят к увеличению массы объекта.

В лунный полдень на подсолнечной точке температура на поверхности повышается до 400 К, ночью опускается до 92 К, а в постоянно затемненных, недоступных для прямых солнечных лучей местах на Южном и Северном полюсах температура может опускаться до нескольких десятков градусов Кельвина. Очевидно, что площадь панелей радиатора, при одинаковом количестве сбрасываемого тепла, в полярной области будет значительно меньшей, чем в экваториальной, поскольку в экваториальной области отраженный от грунта солнечный свет, а также испускаемое грунтом инфракрасное излучение будут оказывать тепловое воздействие на панели радиаторов. В полярных областях это воздействие будет значительно меньше. Кроме того, в области, не доступные для солнечных лучей, не будет проникать и солнечная радиация, что позволит уменьшить степень радиационной защиты обитаемых модулей.

На Южном полюсе Луны обнаружены запасы водяного льда. Если льда там достаточно много, то это послужит серьезным основанием для размещения, по крайней мере, части базового комплекса базы вблизи полюса. Учитывая низкие температуры (порядка нескольких десятков градусов Кельвина) в постоянно затемненных местах полюсов, можно надеяться на присутствие там уловленной воды и других льдов. Однако убедиться в том, есть ли там какие-либо приемлемые количества водяного льда, можно, лишь проведя контактные исследования. Кроме того, охлажденные вещества можно значительно проще хранить на дне темных кратеров, что само по себе является важной возможностью, если одним из назначений базы будет производство и хранение криогенных компонентов топлива. В любом более теплом месте для хранения таких материалов потребуются тяжелые резервуары высокого давления либо, потребляющие большое количество энергии, холодильные машины.

Для обеспечения безопасности во время разгерметизации весь герметичный объем модулей базы должен быть поделен на четыре автономные части, причем из каждой части должна быть предусмотрена возможность перехода в пилотируемый луноход.

Объем и размеры шлюзового отсека базы должны быть унифицированы с такими же отсеками в составе пилотируемого лунохода, взлетно-посадочного комплекса и лунной орбитальной станции. При разгерметизации одной из частей модуля экипаж должен иметь возможность герметичного входа в луноход, а также выхода из другой части этого гермообъема. Должно быть предусмотрено использование пилотируемого лунохода в качестве средства, обеспечивающего доставку экипажа в скафандрах из исправного модуля в разгерметизированный для проведения, например, ремонтных работ (рис. ниже).

Схема перемещения экипажа в скафандрах из исправного модуля (лунохода) в разгерметизированный модуль (например, для проведения ремонтных работ)

Внутренняя компоновка гермообъема должна быть такой, чтобы величина радиационной защиты за счет размещения приборов и оборудования (масса на квадратный сантиметр поверхности) была максимальной, т.е. все оборудование должно размещаться вдоль стен и на потолке модулей. Это позволит сделать противорадиационное укрытие меньшей глубины.

Герметичный адаптер, кроме задач по обеспечению стыковки к командно-жилому модулю научно-исследовательского, складского модулей и лунохода, обеспечивает возможность быстрой изоляции аварийных модулей друг от друга.

В командно-жилом модуле размещаются приборы, агрегаты и оборудование системы жизнеобеспечения, три каюты с дополнительной радиационной защитой в виде емкостей с водой, являющейся аварийным запасом для системы жизнеобеспечения, стол, туалет, умывальник.

Складской модуль состоит из одного герметичного отсека, предназначенного для хранения расходуемых материалов, запасов питания, запасов расходуемых компонентов системы жизнеобеспечения и системы обеспечения температурного режима и одного шлюзового отсека на торцевой поверхности модуля для выхода космонавтов на поверхность Луны. Из опыта эксплуатации российского сегмента Международной космической станции масса расходуемых материалов, размещаемых в складском модуле, может быть оценена из условия 3,5 т/год на человека. Исходя из плотности компоновки 0,2 т/м³ расходуемые материалы будут занимать в складском модуле не более 26 м³ при полном гермообъеме модуля 40 м³.

Луна и все, что с ней связано, Вас совершенно не интересует, а единственное ваше желание на данный момент — зделать незабываемый подарок для своей девушки? Букет из воздушных шаров — это именно то, что Вам нужно! Такой оригинальный подарок непременно удивит и порадует даму вашего сердца!

Доставка модулей с окололунной орбиты обеспечивается с помощью посадочного комплекса. Предполагается унификация посадочного модуля комплекса с посадочным модулем одноразового пилотируемого взлетно-посадочного комплекса. Оценки показывают, что минимальная масса взлетного модуля с трехместной пилотируемой кабиной составит ~7 т. Для обеспечения выхода космонавта без разгерметизации корабля и создания комфортных условий при первых экспедициях на Луну предусматривается наличие в составе взлетно-посадочного комплекса жилого шлюзового отсека массой ~3 т, который остается на поверхности Луны при старте взлетного модуля. Таким образом, общая масса полезного груза, доставляемого на поверхность Луны унифицированным посадочным модулем, составит ~10 т.

Опыт создания и компоновки герметичных модулей долговременных орбитальных станций с учетом прогресса в технологиях позволяет предположить, что ~10т, по-видимому, являются минимальной массой обитаемого модуля (аналог — модуль «Квант» орбитальной станции «Мир»), с достаточным набором служебных систем. При этом объем по гермокорпусу при достигнутой плотности компоновки оборудования (-0,2 т/м³ приборной зоны) составит 40-50 м³.

Анализ проектов компоновки модуля на посадочном комплексе, схемы транспортировки модуля по поверхности Луны транспортным луноходом и максимальной площади пола модуля позволяет определить диаметр гермоотсеков модулей от 2,5 до 3,2 м, а их габаритная длина — до 8 м. Учитывая распространенный в космической промышленности России диаметр 2,9 м, его можно взять в качестве базового для модулей лунной базы.

Командно-жилой, складской и научно-исследовательский модули в состыкованном состоянии

Эксплуатация базы как технического объекта должна выполняться с большой степенью автономности и надежности.

Обитаемые модули базы минимальной конфигурации в состыкованном состоянии показаны на рис. выше.

Схема доставки модулей базы на поверхность Луны с использованием транспортной грузовой системы (ТГС) и многоразового межорбитального буксира (ММБ) с ЭРДУ: ОСЗ — орбита спутника Земли; ОСП — орбита спутника Луны; ПГ — полезный груз; ПК — посадочный комплекс; РБ — разгонный блок; РН — ракета-носитель; РТ — рабочее тело

Доставка модулей к месту строительства. Сборка «посадочный комплекс с модулем базы, бак рабочего тела многоразового межорбитального буксира и малый разгонный блок» должна выводиться на околоземную орбиту как беспилотный крупногабаритный объект. В автономном полете сборка должна обеспечивать стыковку с многоразовым межорбитальным буксиром с ЭРДУ. После выхода буксира на заданную окололунную орбиту сборка отделяется от буксира и осуществляет посадку на поверхность Луны. Схемы доставки модулей базы на поверхность Луны приведена на рис. выше. После прилунения модули доставляются к месту назначения по схеме, приведенной на рис. ниже.

Схема доставки и стыковки модулей лунной базы:

а — подъезд транспортного лунохода к посадочному комплексу; б — соединение транспортного лунохода с периферийным модулем лунной базы; в — съезд транспортного лунохода с посадочной платформы и транспортировка периферийного модуля к месту размещения лунной базы; г — стыковка периферийного модуля с базовым модулем лунной базы с помощью транспортного лунохода (периферийный модуль — активный объект, базовый модуль лунной базы — пассивный объект); д — результат стыковки модулей лунной базы; 1 — посадочный комплекс; 2 — периферийный модуль лунной базы; 3 — транспортный луноход; 4 — базовый модуль лунной базы

Уровень радиационной защиты модулей базы (с учетом дополнительной защиты лунным грунтом) должен обеспечивать защиту экипажа таким образом, чтобы максимальная доза радиационного облучения экипажа (от галактического излучения и Солнца) не превышала бы допустимую (не более 50 мЗв в год (Зв — единица эквивалентной дозы в системе СИ, представляющая собой единицу поглощенной дозы,умноженную на коэффициент, учитывающий неодинаковую радиационную опасность для организма разных видов ионизирующего излучения)).

На поверхности Луны средняя доза солнечной активности составляет 4-6 Зв, максимальная — до 10 Зв. Поэтому толщина защиты из реголита плотностью 1,5 т/м³ должна быть 2-3 м. Если принять, что более половины времени экипаж будет проводить в защищенном помещении, то интегральная мощность дозы будет менее 0,02 Зв/год. В то же время допустимая мощность дозы облучения члена экипажа за всю экспедицию (от старта до возвращения на Землю) оценивается разными авторами в 0,25-0,5 Зв. В частности, согласно методическим указаниям по ограничению облучения космонавтов при околоземных космических полетах, основной предел эквивалентной дозы космонавта за космический полет продолжительностью до 1 года не должен превышать 0,5 Зв.

Однако анализ отечественных и зарубежных публикаций по радиационной защите напланетных атомных электростанций показывает, что в качестве допустимой мощности дозы обычно принимаются значения 0,02 или 0,05 Зв/год, что совпадает с установленными национальными комиссиями по радиационной защите (России и США соответственно) пределами для работников атомных отраслей при наземных условиях.