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.

Планируете в обязательном порядке и максимально досконально изучить работу межорбитального многоразового буксира, но только после того, как улучшите свое материальное благосостояние? Тогда вам определенно точно следует знать, что forex — это идеальный инструмент, который позволит вам добиться поставленной цели. За более детальной информацией обращайтесь на сайт www.fbs.ru.

Для реализации технических преимуществ многопереходных арсенид-галиевых преобразователей панели батарей должны собираться из большого количества одинаковых ячеек малого размера. Каждая ячейка состоит из фотоэлектрического преобразователя, концентратора и системы термостабилизации, объединенных и зафиксированных относительно друг друга силовым каркасом. Для получения необходимых выходных электрических параметров отдельные ячейки коммутируются параллельно-последовательно. Рассеиваемая отдельной ячейкой тепловая мощность невелика, поэтому в качестве термостабилизатора используется сплошная тонкая пластина из материала с высокой теплопроводностью, охлаждаемая тепловым излучением.

Технические характеристики отдельной панели СБ следующие:

Применение СБ на основе арсенид-галлиевого ФЭП с концентратором позволяет получить следующие преимущества перед батареями на основе тонкопленочных кремниевых преобразователей:

• повышенный до 40% и более КПД при температурах преобразователя 30-50 °С;
  
• уменьшенные в 4 и более раз габариты панелей СБ в раскрытом виде, при одинаковом объеме сложенных панелей;
  
• сравнимая стоимость вследствие применения многопереходного арсенид-галиевого преобразователя малой площади, возможного при использовании солнечного концентратора на основе пленочной линзы Френеля с высокой степенью концентрации солнечного излучения (-100);
  
• улучшение удельных массовых характеристик ввиду возможности применения для преобразователей малого размера и системы термостабилизации из теплоизлучающей фольги из алюминия;
  
• увеличенная радиационная стойкость ввиду использования линзы Френеля, вторичной линзы и теплоизлучающего листа как элементов радиационной защиты преобразователей;
  
• улучшенная стойкость к воздействию атомарного кислорода на низких орбитах.
  

   

  
  

  Схема функционирования ММБ на основе СБ может быть следующей:
  

• в момент прохождения ММБ над космодромом осуществляется запуск в его окрестности головной части с полезным грузом и заправленной рабочем телом системы хранения и подачи рабочего тела;
  
• осуществляется стыковка головной части с ММБ;
  
• включение ЭРДУ и раскрутка с низкой орбиты до сферы влияния Луны;
  
• скрутка в сфере влияния Луны до орбиты высотой 100 км, отстыковка полезного груза от ММБ;
  
• включение ЭРДХ раскрутка ММБ до выхода из сферы влияния Луны;
  
• скрутка в сфере влияния Земли до стартовой орбиты.
  

   

  Далее процесс повторяется.
  

   

  
  

  Минимальная высота орбиты стыковки ММБ с выводимой головной частью может составлять -230 км для периодов минимума солнечной активности и -270 км — для периодов максимума. Для этих высот возможно выведение с помощью PH без использования дополнительных разгонных блоков. Для данных высот затраты характеристической скорости (V_x) на перелет на низкую окололунную орбиту (высотой 100 км) составят -8,812 км/с.
  

Вот и все, с ЯЭРДУ мы закончили, а теперь давайте поговорим о делах земных и гораздо более насущных. Вот, к примеру, вы знали, что дома из СИП-панелей — высококачественное жилье, которое стоит недорого, возводится за считанные дни и стоит десятилетиями! Подробнее о таких постройках читайте на www.rupan.ru.

Укрупнено в состав ЯЭРДУ входят ЯЭУ, ЭРДУ, ферма их раздвижения, а также служебные системы.

ЯЭУ сопрягается с трансформируемой фермой, на которой монтируются:

• ЭРДУ и блок электропитания ЭРДУ;
  
• баки рабочего тела ЭРДУ;
  
• преобразователь постоянного тока ЯЭУ в переменный ток высокого напряжения (преобразователь =/~);
  
• линия электропередачи высокого напряжения;
  
• двигательная установка (для маневрирования на рабочей орбите и выполнения операций стыковки — при необходимости);
  
• полезная нагрузка со всеми своими системами;
  
• система стыковки.
  

   

  Облик транспортного средства на основе ММБ с продольным вектором тяги приведен на рис. ниже.
  

   

  
  

  Облик многоразового МБ с продольным вектором тяги
  

   

  Такой ММБ может быть использован не только в лунной программе, но и для доставки полезных грузов в точки либрации и на высокие
  околоземные орбиты и обратно. Принципиально возможно его использование для снабжения электроэнергией бортовых систем энергоемких КА, в том числе лунной орбитальной станции.
  

   

  Оценка характеристической скорости. Практическому осуществлению полетов на орбиту искусственного спутника Луны и на Луну предшествовала разработка различных методов исследования траектории полета, в результате чего накоплен большой опыт расчета траекторий полета между Землей и Луной с двигателями большой тяги на основе ЖРД. Однако расчет траекторий полета ММБ с малой тягой, характерных для использования ЭРДУ, исследован в меньшей степени, чем при использовании ЖРД. Ряд вопросов, касающихся межорбитальных перелетов Земля — Луна с малой тягой, остался недостаточно изученным. Одним из них является точное обоснование затрат характеристической скорости, потребной на перелет с околоземной орбиты на окололунную (или наоборот).
  

   

  
  

  В работах с целью выяснения потребных затрат характеристической скорости перелета проведен ряд расчетов с орбиты искусственного спутника Земли на орбиту искусственного спутника Луны. Траектория движения моделировалась численно в рамках ограниченной задачи трех тел. Законы управления вектором тяги определялись с использованием принципа максимума Понтрягина. Начальная околоземная орбита принималась равной 800 км с наклонением 51,6°, а целевая окололунная орбита — высотой 100 км, причем плоскость орбиты совпадает с плоскостью земного экватора. Наклонение орбиты Луны относительно экватора Земли составляло -23°. Расчеты выполнены для типичных значений параметров рассматриваемых ЭРДУ: начальное значение ускорения от тяги а₀ = 5,1е^-4 м/с², удельный импульс тяги I_эрду = 30 км/с. Для этих условий необходимый набор характеристической скорости для перелета ММБ с ЭРДУ со стартовой орбиты высотой 800 км на орбиту Луны высотой 100 км составил ∆V_x~8560 м/с. Перелет с низкой земной орбиты высотой 200 км до орбиты 800 км осуществлется с помощью разгонного блока на основе ЖРД и требует ∆V_X~333 м/с. Посадка с орбиты 100 км до поверхности Луны при осуществлении тормозным блоком на основе ЖРД в зависимости от условий посадки потребует ∆V_X = 1900-2200 м/с.
  

Гораздо больше, чем читать о вариантах и средствах освоения Луны, вы хотите найти необычный подарок для своей второй половинки? Тогда рекомендую вам купить этнические товары из Индии. Подобрать такой подарок вы сможете на www.indokitay.ru!

Как уже отмечалось, начиная с первых этапов освоения Луны, транспортировку грузов между орбитами Земли и Луны планируется производить с помощью нового транспортного средства — многоразового межорбитального электроракетного буксира. При этой схеме энергетически выгодно выводить полезный груз на опорную круговую орбиту высотой около 200 км, а затем с помощью электроракетного буксира доставлять его на окололунную орбиту. Однако буксир с ядерной электро- ракетной двигательной установкой из соображений обеспечения ядерной безопасности рекомендуется эксплуатировать на орбитах, выше так называемой радиационно-безопасной, высотой не менее 800 км. Поэтому возникает необходимость использования так называемого малого разгонного блока, который будет доставлять полезный груз с опорной орбиты высотой порядка 200 км на рабочую орбиту буксира.

Для доставки груза с круговой околоземной орбиты высотой 200 км на круговую околоземную орбиту 800 км одного наклонения затраты характеристической скорости составят -330 м/с. Чтобы доставить груз массой -60 т на это потребуется затратить -5,9 т топлива.

Внешний вид РБ «Фрегат» с малыми дополнительными емкостями: 1 — основные топливные баки; 2 — приборные контейнеры;
3 -топливные баки системы ориентации и стабилизации;
4 — баллоны с гелием; 5 — дополнительные баки с топливом; 6 — антенны ТМС

Для этих целей может быть использована модификация существующего разгонного блока «Фрегат» с установкой малых дополнительных емкостей (рис. выше). Основные характеристики такого разгонного блока следующие:

Малый разгонный блок используется на всех этапах развития транспортной системы.

Многоразовый лунный пилотируемый корабль в разных модификациях должен иметь:

• экипаж от 2 до 6 человек;
  
• автономность полета до 15 суток;
  
• возможность осуществлять вход в атмосферу Земли со второй
  космической скоростью, для выполнения маневра торможения с последующим выходом на орбиту и стыковкой с орбитальной станцией;
  
• возможность доставки с околоземной на окололунную орбиту и обратно экипажа и грузов;
  
• возможность автономного полета и стыковок на окололунных орбитах;
  
• возможность выполнять полет в беспилотном автоматическом режиме;
  
• возможность стыковки с орбитальными станциями, кораблями, разгонными блоками и другими космическими аппаратами в пилотируемом и автоматическом режимах;
  
• возможность дозаправки (в том числе и криогенным топливом) и дооснащения расходуемыми компонентами;
  
• предполагаемый ресурс — не менее 30 полных циклов полета по маршруту околоземная орбита — окололунная орбита — околоземная орбита.
  

   

  
  

  Внешний вид двух вариантов многоразового лунного пилотируемого корабля: а — многоразовый аэродинамический экран в форме конуса; б — многоразовый аэродинамический экран в форме «несущий корпус»
  

   

  Были выполнены проработки двух возможных вариантов многоразового пилотируемого корабля, внешний вид которых приведен на рис. выше.
  

   

  Основные характеристики многоразового пилотируемого корабля следующие:
  

  масса полностью заправленного корабля, т		59
  сухая масса корабля, т; в том числе:		17
  — гермокабина,		7
  — агрегаты и системы (корректирующая двигательная установка, топливные баки, элементы системы электроснабжения и т.д.)		6
  многоразовый аэродинамический экран,		4
  количество членов экипажа, человек		2-6
  объем гермокабины, м3		20
  длительность автономного полета, сутки	14
  срок эксплуатации, лет	15
  тяга маршевого двигателя, кН	~20
  удельный импульс двигателя, м/с	4600

  
   

Отправляетесь в Черногорию на конференцию, посвященную взлетным и посадочным комплексам на Луне? Тогда вам следует знать, что такси Подгорица довезет вас в нужное место быстро и за разумные деньги! Подробности вы найдете на aerodromtaxi.com.

При массе взлетного модуля с жилым и шлюзовым отсеками (т.е. массы полезного груза) в 10 т, масса одноразового взлетно-посадочного и посадочного (с полезным грузом) комплекса с двигательной установкой на высококипящих топливных компонентах составит порядка 28 т. Внешний вид взлетно-посадочного комплекса показан на рис. ниже, а его основные характеристики следующие:

Внешний вид взлетно-посадочного комплекса первого этапа

Взлетно-посадочный комплекс должен содержать три изолированных обитаемых отсека: взлетную кабину, жилой отсек и шлюзовой отсек. Учитывая, что время пребывания экипажа в комплексе предполагается ограничить 90 человеко-сутками, комплекс средств жизнеобеспечения должен состоять из систем на запасах, размещенных в жилом отсеке. В шлюзовом отсеке могут быть размещаться два выходных скафандра, полный комплект агрегатов средств обеспечения выхода и насосный агрегат откачки, обеспечивающий откачку шлюза до остаточного давления ~15 мм рт.ст. Откачка газа из шлюзового отсека осуществляется в жилой отсек с соответствующим повышением в нем давления.

Многоразовый межорбитальный буксир с ЭРДУ предназначен для доставки лунных взлетно-посадочных и посадочных комплексов, контейнеров с полезной нагрузкой, топливом, научного оборудования и многих других грузов, необходимых для освоения Луны или произведенных на Луне с низкой околоземной орбиты на низкую окололунную орбиту и обратно.

Такой буксир может быть использован для доставки полезных грузов в точки либрации и на высокие околоземные и окололунные орбиты и обратно. Принципиально возможно его использование для снабжения электроэнергией бортовых систем энергоемких КА, в том числе лунной орбитальной станции.

Возможный вид многоразового межорбитального буксира с ядерной энергоустановкой

Вариант многоразового межорбитального буксира с ядерной энергоустановкой в РКК «Энергия» рассматривается в качестве основного. Возможный вид буксира с ЯЭУ приведен на рис. выше, а основные характеристики одного из вариантов такого буксира следующие:

Многоразовый межорбитальный буксир с ЭРДУ является одним из элементов транспортной системы, существенно повышающим эффективность транспортных операций и использующийся на всех этапах освоения Луны и этапах развития транспортной космической системы.

Лунный пилотируемый корабль специалисты РКК «Энергия» считают целесообразным создавать на базе разрабатываемого с 2009 г. транспортного пилотируемого корабля нового поколения. Унификация кораблей может позволить снизить затраты на разработку и испытания лунного корабля, так как этот корабль по сути будет модификацией транспортного пилотируемого корабля нового поколения.

Таблица. Основные характеристики транспортного пилотируемого корабля нового поколения и лунного пилотируемого корабля на его основе

Проектные характеристики разрабатываемого транспортного пилотируемого корабля нового поколения и на его базе лунного пилотируемого корабля приведены в табл. выше, компоновочная схема лунного пилотируемого корабля — на рис. ниже, а внешний вид лунного корабля в компоновке с предлагаемым новым кислород-водородным разгонным блоком — на рис. 5.3.

Компоновочная схема лунного пилотируемого корабля, создаваемого на базе транспортного пилотируемого корабля нового поколения разработки РКК «Энергия»

Внешний вид лунного экспедиционного комплекса в составе пилотируемого корабля и разгонного блока. ДСББ — дополнительный сбрасываемый блок баков; ЛПК — лунный пилотируемый корабль; РБ — разгонный блок

Разгонный блок для выведения пилотируемого корабля на орбиту Луны. Для выведения пилотируемого корабля на окололунную орбиту необходим разгонный блок,обеспечивающий запасхарактеристической скорости V_x не менее 4700 м/с, так как такой запас V_x позволит реализовать окололунную орбиту с любыми параметрами, в течение пяти суток с момента старта с Земли (напомним, что время автономного полета лунного корабля ограничено 14 сутками.

Выполненный в 2007 г. в РКК «Энергия» баллистический анализ работы вариантов возможных перспективных криогенных разгонных блоков показал, что наиболее целесообразным представляется вариант полутороступенчатого разгонного блока (со сбрасываемым блоком баков) на компонентах топлива кислород-водород, причем основной блок баков имеет массу ~23 т. Следует отметить, что такой разгонный блок также может быть использован для выведения КА на геостационарную орбиту ракетой-носителем класса «Протон-М» и «Ангара-А5». Увеличение стартовой массы разгонного блока до 43,5 т может быть выполнено добавлением сбрасываемого дополнительного блока баков торовой формы. Этим обеспечивается минимальная относительная конечная масса, кроме того, дополнительный блок баков покрывает большую площадь поверхности основного отсека, создавая тем самым улучшенные условия для хранения криогенных компонентов топлива основного отсека. Основные характеристики рассматриваемого разгонного блока следующие:

Внешний вид перспективного криогенного разгонного блока совместно с лунным пилотируемым кораблем в полетной компоновке приведен выше. Выведение лунного экспедиционного комплекса в составе пилотируемого корабля и разгонного блока на опорную околоземную орбиту должно производиться с помощью сверхтяжелой ракеты-носителя с массой полезного груза на низкой околоземной орбите не менее 60 т. Отметим, что при выведении лунного экспедиционного комплекса на околоземную орбиту солнечные батареи находятся в сложенном состоянии, их раскрытие происходит перед стартом к Луне.

Еще одним недостатком второго варианта семейства со сверхтяжелой PH является высокая стоимость создания ракет такого класса, которая может составить до 150 млрд рублей (в ценах 2007 г.). Для сравнения: стоимость создания PH тяжелого класса (полезный груз на опорной орбите 44 т) составляет 50 млрд рублей в сопоставимых ценах.

В третьем варианте семейства перспективных носителей размерность PH среднего класса выбирается с учетом более отдаленной перспективы, в том числе исходя из того, что будет создан многоразовый пилотируемый лунный корабль, описанный выше и транспортный пилотируемый корабль нового поколения массой ~12 т (с его помощью экипаж будет доставляться на многоразовый лунный пилотируемый корабль). Кроме того, предполагается, что масса полезного груза, доставляемого на Луну с помощью многоразового посадочного комплекса, составляет не более 12 т. Этот груз, массой 12 т необходимо доставить с опорной орбиты на орбиту базирования многоразового электроракетного буксира. Для этого необходим разгонный блок массой около двух тонн. Таким образом, необходима PH среднего класса, грузоподъемностью до 14 т. В первых двух вариантах семейств ракет-носителей вышеупомянутую задачу (доставку грузов на орбиту буксира) выполняла бы PH грузоподъемностью 16,5 т. Ну, а если Вы гораздо больше, чем мечтать о полетах на Луну, любите играть в азартные игры, то я советую вам поиграть бесплатно онлайн в слоты на сайте free-slots-hall.com — вот ссылка! Здесь вы найдете самые популярные игровые автоматы и самые щедрые системы выигрышей!

Размерность PH тяжелого класса выбирается исходя из того, что предполагается совместное выведение разгонного блока и лунного пилотируемого корабля одним пуском. Достоинством данного варианта семейства PH является как сравнительно небольшая частота пусков по программе исследования и освоения Луны (6-7 пусков в год), так и удобство компоновки полезных грузов. Так, например, при массе рассматриваемого разгонного блока 43,5 т, лунного пилотируемого корабля 16,5 т, лунный экспедиционный комплекс хорошо «вписывается» в грузоподъемность такой PH и отпадает необходимость в операциях стыковки на околоземной орбите. Также хорошо вписывается в грузоподъемность PH связка «взлетно-посадочный комплекс + бак с рабочим телом для электроракетного буксира». Масса взлетно-посадочного (посадочного) комплекса составляет 28 т, масса бака с рабочим телом на полный цикл полета буксира околоземная орбита — окололунная орбита — околоземная орбита составляет около 25 т, и плюс к этому добавляется малый разгонный блок (~7 т) для перевода связки с опорной орбиты на орбиту буксира и стыковки с ним. Фактически PH тяжелого класса грузоподъемностью 60-65 т перекрывает весь спектр полезных нагрузок, выводимых на низкую околоземную орбиту, в обеспечении лунной программы.

Таким образом, третий вариант семейства ракет-носителей с максимальной грузоподъемностью в 60-65 т обладает рядом преимуществ и, по мнению ряда разработчиков программы из РКК «Энергия», представляется наиболее целесообразным.

Таблица. Требования к возможностям средств выведения на околоземную опорную орбиту

В табл. выше приведены требования к возможностям средств выведения на околоземную опорную орбиту.

А сейчас давайте спустимся с Луны на Землю и заглянем в интернет-магазины одежды. Здесь вы, не выходя из дома, сможете обновить свой гардероб! Кроме качественной современной одежды здесь вас ждут самые «вкусные» цены, большие скидки и выгодные акции!

Выполненный анализ показал, что реализация намечаемой программы исследования и освоения Луны возможна при использовании первого варианта семейства ракет-носителей. Однако он обладает существенным недостатком — высокой частотой пусков PH, которая только по программе исследования и освоения Луны будет составлять 14-15 пусков в год. Если же учесть другие программы (развития околоземной инфраструктуры, исследования и освоения Марса, коммерческие запуски и т.д.), то эта цифра может вырасти в три и более раз. Очевидно, что такая интенсивная частота пусков находится далеко за предельными возможностями космодромов (даже с учетом создания нового космодрома «Восточный»), а также производственной и обслуживающей инфраструктур.

Для сокращения частоты пусков PH до приемлемой величины очевидным решением может быть создание и использование ракет-носителей сверхтяжелого класса с массой полезного груза порядка 100 т, что позволит сократить частоту пусков примерно в два раза. При этом размерность ракет-носителей среднего и тяжелого класса выбирается исходя из тех же соображений, что в первом варианте.

Однако этот вариант может усложнить развертывание лунной базы и станции по следующей причине. Масса элементов лунной инфраструктуры и полезных грузов, выводимых на опорную околоземную орбиту в обеспечении лунной программы не превышает, как уже говорилось, 50 т. Поэтому полезный груз ракет-носителей сверхтяжелого класса будет компоноваться из двух и возможно более элементов. Однако, многие полезные нагрузки плохо компонуются между собой. Например, если одной ракетой-носителем выводить на орбиту Земли разгонный блок и взлетно-посадочный комплекс, то разгонному блоку при выведении придется принять нагрузку не только от собственного веса, но и от веса взлетно-посадочного комплекса (или, наоборот, в зависимости от того какой элемент «сверху»), что приведет к необходимости увеличивать массу несущей конструкции. Кроме того, часть массы полезного груза надо будет отвести на переходные фермы, обеспечивающие передачу нагрузок от одного элемента полезного груза к другому. Так, например, масса разгонного блока оценивается в ~43,5 т, взлетно-посадочного комплекса — в ~28 т, поэтому для доведения выводимого полезного груза до 100 т необходимо добавить третий элемент, например, бак с рабочим телом для многоразового буксира.

Расположить эти элементы в зоне полезного груза ракеты-носителя рядом вряд ли представится возможным, так как получится полезный груз большого диаметра (10 м и более, ведь только РБ имеет диаметр 5,5 м). Это повлечет за собой разработку не имеющих аналогов головных обтекателей, и большие аэродинамические потери при выведении, и как следствие — снижение реальной массы полезного груза для лунной инфраструктуры с удорожанием программы. Если же поставить эти элементы один на другой, получиться гигантская (несколько десятков метров) малоустойчивая башня, которая будет отрицательно влиять на устойчивость ракеты в вертикальном положении и создавать большие изгибающие моменты для конструкции ракеты-носителя. Кроме того, возникнет необходимость в перетяжелении конструкции «нижнего» элемента. Все вышеперечисленные особенности могут привести к необходимости решения большого количества новых технических задач и к увеличению стоимости выведения единицы массы полезного груза.