Вы ведь за здоровый образ жизни? Бегаете по утрам? Жмёте лёжа 100 килограмм 20 раз? Спорт прочно вошёл в нашу жизнь. Даже среди тех, у кого одышка, найдётся не один человек, который припомнит мировой рекорд по бегу на стометровке. Нo это скучно. В Книге рекордов Гиннесса есть рекорд, посвящённый дальности метания коровьей лепёшки. И подобных видов спорта — порой смешных, порой страшных, но всегда удивительных — достаточно много. Мы составили наш личный рейтинг самых сумасшедших видов спорта, которые только существуют в мире.

1. ЭКСТРЕМАЛЬНАЯ ГЛАЖКА

---

Пожалуй, самый абсурдный и сумасшедший спорт, какой только возможно придумать, — это экстремальная глажка белья. Причём всё по правилам — существует официальная федерация, выделяющая ряд гладильных дисциплин. Например, глажку белья на экстремальных высотах (гладильный альпинизм), на крышах движущихся автомобилей или мчащихся моторок и даже подводную глажку! Как утверждает девиз федерации, этот спорт совмещает в себе «напряжение экстремальной активности и удовлетворение от хорошо выглаженной рубашки». Спортсмен должен не только затащить утюг и доску в совершенно невозможное место, но и качественно выполнить задачу по разглаживанию складок на типовой сорочке. Изобрёл экстремальную глажку в 1997 году англичанин Фил Шоу, а двумя годами позже он провёл промо-тур нового вида спорта — и тот внезапно снискал популярность. Читать дальше>>

Гораздо больше, чем на Луне,вы мечтаете провести свой отпуск на Украине? Тогда вот вам крутые фото Буковеля! Это роскошный горнолыжный курорт, который славится своими склонами и потрясающе красивой природой.

---

В состав космодрома входят:

— стартово-посадочный комплекс и стартово-посадочная площадка с ангарами базирования передвижной техники, включая защитные навесы космических кораблей и аппаратов, автозаправщики, погрузочно- разгрузочные агрегаты, станции проверки аппаратуры, передвижной стартовый стол-отражатель реактивной струи;

• центр управления полетом (ЦУП) с радиомаяками для посадки космических кораблей и аппаратов, станцией телеметрической связи, слежения за параметрами орбит и командных радиолиний космических кораблей, транспортных автоматических аппаратов, спутников системы энергоснабжения, лунной орбитальной станции с блоком жизнеобеспечения;
  
• техническая позиция с заводом для сборки, ремонта, проверки работоспособности, укладки к транспортировке аппаратуры, агрегатов и модулей технических средств орбитального производства (включая элементы больших конструкций), транспортной космической системы и системы спутников энергоснабжения лунной базы со своими средствами обслуживания производства и блок жизнеобеспечения.
  

   

  Склад предназначен для экспортируемой продукции и ракетного топлива.
  

   

  

  Производственная зона включает собственно производство и объекты обеспечения производства. Производство состоит из нескольких заводов и службы по ремонту и эксплуатации технических средств базы.
  

   

  Первый завод предназначен для переработки сырья и получения жидких и твердых продуктов: кислорода, воды, метана, водорода, гелия-3, кремния, металлов (железа, алюминия, титана и др.), цемента, стекла, керамики, композитных материалов, элементов солнечных батарей, элементов электроники, электрических проводов, чистых и редких на Земле веществ, медикаментов.
  

   

  Второй завод предназначен для производства промышленной продукции: аппаратуры, оборудования, агрегатов и модулей, строительных деталей и блоков, элементов металлических конструкций.
  

   

  Объекты обеспечения производства включают блок управления производством, блок жизнеобеспечения и сангигиены, хранилища и склады продуктов производства, агрегаты тепло- и энергоснабжения и т.д.
  

   

  Энергетическая зона включает энергоустановку с преобразователями и накопителями энергии, линии электропередач с агрегатами-распределителями, солнечные электростанции.
  

   

  

  Зона добычи включает карьер, автоматические технические средства (автоматические добывающие агрегаты, средства обеспечения работы автоматов).
  

   

  Генеральный план базы. При разработке генерального плана в было рассмотрено два варианта размещения объектов.
  

   

  Первый, когда все объекты базы располагаются на поверхности, преимущественно на склонах кратеров, с четким распределением на зоны, отстоящие друг от друга на 3-5 км. Этот вариант может быть принят в качестве основного, поскольку практически в любом морском районе Луны можно найти кратеры, как по своим размерам, так и по взаимному расположению удовлетворяющие требованиям размещения объектов базы. В этом смысле его можно назвать универсальным. Второй вариант предполагает размещение базы в месте нахождения лавовой трубки соответствующих размеров и с требуемыми прочностными характеристиками свода. При этом в лавовой трубке располагаются, в основном, производственные объекты, для которых необходимы большие площади и, одновременно, радиационная и микрометеоритная защищенность. В данном варианте ограничена возможность разнесения зон, размещаемых в лавовой трубке на безопасные расстояния, поэтому предусматривается установка шахтных колодцев и диафрагм, обеспечивающих взрыво- и пожаробезопасность. Считается, что хотя бы один из концов лавовой трубки имеет выход в кратер (в противном случае ее было бы трудно обнаружить). Это позволяет обеспечить нормальный доступ с поверхности Луны внутрь трубки, включая прокладку транспортной магистрали. В обоих вариантах жилая зона базы располагается на поверхности на склоне кратера.
  

   

  Помимо универсальности планировки, а также универсальности по отношению к селенографическому положению в пределах морских районов, размещение жилой зоны в кратере дает возможность использования рельефа для обеспечения защищенности от радиации и метеоритов, правда меньшую, чем в лавовой трубке, но большую, чем на ровной поверхности Луны. И хотя это требует соответствующих затрат, но при наличии аварийной ситуации эвакуация людей из лавовой трубки представляется более сложной, чем из объектов, размещенных на поверхности. Кроме того, расположение жилого комплекса в кратере создает психологическое ощущение огороженности, защищенности пространства обитания по сравнению с планировкой на плоской поверхности, и не создает ощущения полной замкнутости, как это возможно в случае использования лавовой трубки.
  

   

  
  

  Разрез 1-1 жилой зоны лунной базы в кратере:
  

  1 — жилые помещения базы и транспортные галереи; 2 — помещения общего назначения; 3 — научная зона; 4 — лифт транспортной магистрали
  

   

  
  

  Разрез 2-2 жилой зоны лунной базы в кратере:
  

  1 — универсальный конференцзал; 2 — адаптационно-реабилитационный центр (самое большое купольное помещение базы)
  

   

  Планировка жилого комплекса. Жилой комплекс предполагается разместить в кратере диаметром около 360 м, глубиной примерно 40 м, имеющем чашеобразную форму (рис. выше). Комплекс представляет собой систему расположенных на склоне кратера террас, соединенных галереями, идущими по направлению склона. Каждая терраса составляется из
  секций, имеющих размер 9×9 м в плане. Под поверхностью кратера в горизонтальной нише каждой секции, созданной методом теплового бурения, размещается универсальный модуль с гибкой внутренней планировкой. Нижняя терраса проходит через круглые в плане (диаметром 50 и 100 м), заглубленные в дно кратера, помещения с купольным перекрытием. Через весь кратер во взаимно поперечном направлении проходят два тоннеля, по которым проложены транспортные магистрали, соединяющие жилой комплекс с другими зонами базы. Третий транспортный тоннель, окаймляющий кратер, служит для внутрикомплексных сообщений.
  

   

  Этот тоннель соединяет основные помещения жилого комплекса со станциями, расположенными вдоль кромки кратера, примерно, на равном расстоянии друг от друга. Помимо выполнения транспортных функций в случае аварийной ситуации экипаж жилого комплекса может быть быстро эвакуирован в помещения станции, находящейся в безопасной зоне от места аварии. Все модули, террасы, галереи, купольные помещения и тоннели соединяются между собой переходными шлюзами. Галереи, террасы и станции оборудованы выходными шлюзами на поверхность Луны. Шлюзы имеют ограниченное число видов, определяемых для выходных размерами, а для переходных — размерами и числом люков. В каждом шлюзе предусмотрено хранение комплектов скафандров: легких — в переходных, на случай непредусмотренной разгерметизации одного из отсеков, соединенных со шлюзами, и тяжелых — в выходных люках. Отражая принцип преемственности, жилой комплекс содержит в себе элементы предшествующего этапа и рассчитан на возможность дальнейшего развития.
  

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.

Сборка РН «Циклон-3»

 

29.01.2009 г. запуском КА «Коронас-Фотон» завершилась карьера одной из самой удачных легких РН «Циклон-3». Это событие дает повод критически взглянуть на роль РН легкого класса на рынке пусковых услуг и рассмотреть связанные с ними проблемы.

 

КА «Коронас-Фотон»

 

Космонавтика своим рождением обязана именно легким РН; к ним, условно относят РН, выводящие на низкую околоземную орбиту КА массой не более 5 т. С этой точки зрения легкими были первые космические модификации РН Р-7, Atlas, Titan 11, Thor, не говоря уже о таких раритетах, как Vanguard, Juno, Diamant или «Космос-2». РН легкого класса составляют основу космических программ Индии и Израиля.

 

Старт ракеты-носителя Shavit

 

К настоящему времени создано большое количество легких РН — изделия других классов просто не могут с ними сравняться по разнообразию. В США это семейства РН Pegasus, Taurus, Minotaur и Delta 11 (моделей 7320 и 7420), в Индии — РН PSLV в различных конфигурациях, в Израиле — РН Shavit.

 

Россия эксплуатирует РН «Космос-ЗМ», «Рокот», «Старт-1 », «Штиль-2» и — совместно с Украиной — «Днепр».

 

Китай продолжает пуски РН CZ-2C/D.

 

Многие РН легкого класса сошли со сцены: РН Scout, Juno I и II, Thor, Atlas I и Titan II (США), РН SLV-3 и ASLV (Индия), РН «Космос-2» и «Космос-1» (Россия), РН «Циклон-2» и -3 (Украина), РН CZ-1, CZ-2 и FB-1 (КНР), РН Lambda, Mu, N-1, N-2, Н-1 и J-1 (Япония).

 

В настоящее время ничего неизвестно о реализации предложения по переоборудованию имеющихся в России РН «Циклон-2» в вариант «Циклон-2К».

 

В 2012 году ушла на покой и РН «Космос-ЗМ». На 2011 г. в эксплуатации оставалось всего 4-е таких ракеты-носителей.

 

Это естественно: прежнее поколение сменяется новыми РН. Европейцы завершают создание РН Vega.

В России проектируются РН «Ангара-1», «Полет» («Воздушный старт») и «Союз-1» («Союз-2.1в»).

В Америке сделана первая «частная» жидкостная РН Falcon-1.

 

Легкие РН создаются в Иране (РН «Сафир»), Северной Корее (РН «Тэпходон»), Южной Корее (РН KSLV-1), в Японии (РН GX) и Бразилии (РН VLS-1).

 

Китай проводит летные испытания твердотопливной РН «Кайточже» (КТ-1) и модифицированной РН CZ-1D.

 

Украина по заказу Бразилии работает над проектом «Циклон-4».

 

РН Athena

 

Но вот что удивительно: наряду с «ветеранами» с рынка ушли (или не успели в него войти) и вполне современные РН Athena (США) и РН M-V (Япония). Некоторые легкие РН, такие как РН «Старт-1» или «Стрела», используются крайне редко. Так, например, в официальным планах НПО машиностроения на 2009 г. стоял запуск КА «Кондор-Э» на РН «Стрела» с космодрома Байконур, а в манифесте ЗАО «Пусковые услуги» фигурировали восемь пусков РН «Старт-1» по программе EROS, причем за выведение КА EROC-C уже получен аванс.

 

При этом не родившимся малым РН нет числа: РН Conestoga, «Квант» и «Квант-1», «Уренгой», Unity, «Рикша», «Ишим» и т.д. и т.п.

 

В чем же дело? Почему легкие РН все чаще становятся объектами жарких дискуссий, подобно тому, как это происходит с их «антиподами» — сверхтяжелыми РН? Раздаются голоса, что рынок малых КА невелик и имеет тенденцию к сокращению, а нужды в новых «легковесах» нет, поскольку вполне достаточно имеющегося парка РН. Более того, иногда звучат предложения вообще отказаться от легких РН как класса, полностью передав их задачи средним РН.

РН Протон-М

 

В настоящее время цена на коммерческие пуски изменяется. Падение рубля вызвало снижение стоимости пуска РН «Протон-М»: цена выведения на геопереходную орбиту КА массой до 6 т, которая ранее составляла 90-100 млн. долл., сейчас упала до 75-80 млн. долл. Из-за этого американский оператор Viasat предпочел услуги ILS предложению Arianespace, которая запрашивала 108 млн. долл.

 

Arianespace, объявившая стоимость «даблшота» в районе 160 млн. евро (около 200 млн. долл.), еще способна конкурировать с РН Atlas 5 в конфигурации 401 (стоимость пуска 135-150 млн. долл.) или с РН Delta 4Н, пуск которой с КА NRO L-15 был продан Министерству обороны США за 184 млн. долл. Однако, настоящая угроза для Arianespace исходит от китайских РН «Великий поход» и американского РН Falcon-9 компании SpaceX. Цена пуска РН LM-3B сейчас оценивается в 50-70 млн. евро. РН Falcon-9, предлагается по цене от 31 до 34 млн. евро при выведении на геопереходную орбиту КА массой 3,0-4,5 т, а это уже вдвое меньше цены РН Ariane 5.

 

РН Ariane 5, подготовка к пуску

 

Для удовлетворения потребностей заказчиков и сохранения позиций на рынке запусков будут необходимы новые средства выведения. Работы в этом направлении ведутся в рамках программы «Подготовка к РН будущего» FLPP (Future Launchers Preparation), где изучаются как эволюционное развитие РН Ariane 5 и Vega, так и различные новые концепции. Среди них — одно- и многоразовые РН от сверхлегкого до тяжелого и сверхтяжелого классов.

 

Два варианта перспективной РН с твердотопливными первыми ступенями и полностью криогенной

 

В настоящее время изучаются проекты нескольких мощных ЖРД; в качестве компонентов топлива рассматриваются жидкие метан и водород в паре с жидким кислородом. В классе кислородно-водородных можно отметить следующие двигатели:

• Veda МС 2000Е тягой около 200 те и удельным импульсом в вакууме около 450 с — для первых и вторых ступеней будущих многоразовых систем;

• Viking Н МВС 2000 тягой порядка 200-400 те и удельным импульсом в вакуумек более 400 с — для первых ступеней одноразовых РН;

 

Ракетный двигатель Vulcain-2

 

• модифицированный Vulcain-2 тягой порядка 150 те и удельным импульсом в вакууме около 440 с — для будущих вариантов РН Ariane 5.

 

Исследования метановых ЖРД ведутся совместно с Россией по программе Volga, планируется создать двигатель вакуумной тягой более 200 те и удельным импульсом не менее 360 с.

 

Не забыты и другие двигательные установки. Проработка перспективных РДТТ ведется в основном в направлении использования удачных технических решений и технологий двигателя Р80, созданного для РН Vega. Другие перспективные концепции рассматривают применение ракетных двигателей на гибридном и гелеобразном топливе.

 

Модель РН Ariane 6

 

В ближайших планах европейцев — создание новой одноразовой РН среднего класса, известной под условным наименованием Ariane 6. Корпорация EADS Astrium обнародовал проект новой средней РН, которая в гамме европейских средств выведения со временем должна занять нишу от РН «Союз-ST» до РН Ariane 5. Заметим, что российская РН еще не совершила ни одного старта из Куру, а ЕКА уже думает о ее замене. Сегодня РН «Союз» полезна, но довольно странно, если у Европы не будет своей собственной средней РН. За будущие европейские коммерческие пуски должна отвечать РН, построенная на базе РН, отметившей два года назад пятидесятилетие. Предполагается, что если работы начнутся в 2011 г., то при существующих технологиях проектирования и производства новая РН может быть введена в эксплуатацию примерно в 2020 г. С учетом рисков новой разработки предпочтительным считается 2025 год.

 

EADS Space Transportation предлагает два варианта новой РН.

 

Первый вариант — вариация на тему концепции блочной РН BBL — трехступенчатая РН тандемной схемы, имеющая две нижние твердотопливные ступени (первая — на базе ускорителя ЕАР РН Ariane 5, вторая — на базе первой ступени Р80 РН Vega) и верхнюю криогенную ступень РН с двигателем Vinci.

 

Второй вариант — двухступенчатая РН тандемной схемы. Первая ступень РН может оснащаться либо двигателями, созданными в рамках российско-европейской программы «Волга» и работающими на жидком кислороде и жидком метане, либо ЖРД на базе Viking или Vulcain на жидком кислороде и жидком водороде. В последнем случае двигатели должны работать с переменным соотношением компонентов. Жидкостные РН «в чистом виде» имеют сравнительно небольшую тяговооруженность и оснащаются двумя-восемью стартовыми твердотопливными ускорителями для схода с пускового устройства.

 

Оценки затрат на разработку различных вариантов РН колеблются от 3,5 до 8 млрд. евро.

 

Точных характеристик указанных вариантов РН РН Ariane 6 пока не опубликовано, что и неудивительно, поскольку облик РН еще реформирован окончательно, а полномасштабная разработка начнется не ранее, чем через два года. Но известно, что грузоподъемность РН на геопереходной орбите может составить от 3 до 6 т, что свидетельствует об отказе от концепции двойных пусков. При этом общее число пусков по отношению к РН Ariane 5 планируется удвоить.

 

Вот еще один концепт, на этот рз уже космического самолета, представленного компанией EADS.

Планируете изучить недавно рассекреченную документацию по системам воздушного запуска Германии, но не знаете языка? Тогда спешу Вам сообщить, что курсы немецкого языка в Санкт-Петербурге исправят данную ситуацию за несколько месяцев!

Узнать подробности прямо сейчас Вы сможете на сайте vector-edu.spb.ru.

---

Выход макета РН QuickReach из грузового отсека самолета

 

Современные технологии (РДТТ с раздвижными соплами и углепластиковыми корпусами, бортовые компьютеры с использованием лазерных гироскопов, коммерчески доступных приемников GPS и недорогих мощных высокопроизводительных микропроцессоров) позволяют создать легкую одноразовую двухступенчатую РН воздушного запуска, которая может стартовать с борта таких неспециализированных самолетов-носителей, как истребители F-15 или F-14, летящие на высоте 12000 м с околозвуковой скоростью.

 

Фирма Space Launch предложила не только одноразовую РН, но еще и многоразовый самолет-разгонщик.

 

Схема комплекса воздушного старта разработки фирмы Space Launch

 

Ключ к проекту — блок MIPCC, установленный перед турбовентиляторным двигателем на самолете-разгонщике. Он увеличивает тягу, расширяет диапазон чисел Маха и увеличивает высоту полета.

 

При подаче воды и жидкого кислорода на вход воздухозаборника турбовентиляторного двигателя проводится уменьшение расхода и снижение температуры газа на турбине, что позволяет летать с более высокими числами Маха.

 

Двигатель самолета F-15

 

Поток, входящий в двигатель, имеет большее парциальное давление кислорода, что особенно нужно при полете в разреженной атмосфере. Это позволяет летательному аппарату со штатным двигателем F-100, который в настоящее время установлен на самолетах F-15 и F-16, совершать полет со скоростью выше М=3 на высоте примерно 30 км.

 

Самолет SR-71 Blackbird

 

В отличие от двухдвигательного самолета-истребителя, аппарат RASCAL будет иметь четыре двигателя F-100. По размерам он примерно соответствует самолету-разведчику SR-71 Blackbird, но при этом будет на 13,6 т легче.

 

Взлетая как обычный самолет с любой взлетно-посадочной полосы (например, с авиабазы ВВС Ванденберг в Калифорнии), самолет МРУ летит над океаном приблизительно 100-500 км, затем выходит на азимут пуска; заслонки закрываются, и вскоре после достижения скорости, соответствующей числу М= 1, включается MIPCC. Аппарат разгоняется и поднимается, пока не достигнет высоты 30 км. В этот момент двигатели отключаются, и аппарат продолжает подниматься по баллистической дуге. Когда динамическое давление спадет ниже расчетного, откроются створки грузового отсека, из которого катапультируется РН. На высоте 60 км РН включается и начинает фазу выведения. В то же время МРУ возвращается по баллистической дуге в атмосферу, входит в нее, повторно запускает двигатели на высоте 6-9 тыс. м и возвращается на взлетно-посадочную полосу.

 

Сама РН двухступенчатая, имеет гибридную первую ступень и твердотопливную вторую ступень. Используются долгохранимые компоненты ракетного топлива. Модуль полезного груза находится в головной части РН. РН стабилизируется закруткой; это делается для снижения затрат на систему управления.

 

Ориентировочная стоимость пуска РН составляет 750 тыс. долл.

 

Поскольку Space Launch проектирует архитектуру системы в целом, необходимо, насколько возможно, снижать затраты. Поэтому MPV так напоминает обычный самолет; на нем нет ракетных двигателей. РН также делается недорогой, насколько это возможно, так что не имеет никакой системы управления вектором тяги.

 

По планам, штатным полезным грузом для системы RASCAL будет КА массой 75 кг, выводимый на солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км.

 

MPV — нечто среднее между орбитальной ступенью шаттла и самолетом. Он будет способен летать вдвое выше, чем самолет SR-71, иметь системы реактивного управления и теплозащиты, как на шаттле. Последняя, как ожидается, будет не плиточной, а напыляемой перед стартом.

 

Поскольку RASCAL будет иметь два сегмента — авиационный (многоразовый) и ракетный (одноразовый), следует в большей мере переложить все затраты миссии — как по энергетике, так и по финансам — на самолет и уменьшить стоимость ракетного сегмента.

 

Система RASCAL сможет закрыть значительную часть сегмента грузов, предоставляемых учеными NASA, университетов и частной (корпоративной) научной сферы.

 

Капсула полезного груза длиной 3 м и диаметром 1,2 м сможет вмещать большинство современных КА, имеющих малую плотность. Она имеет непропорционально большой объем для выводимой на орбиту массы.

 

Компании Boeing и Thiokol Propulsion разработали совместный проект ракеты-носителя воздушного запуска (РНВЗ) AirLaunch.

 

Система AirLaunch состоит из двух основных конфигураций (вариантов).

 

Первая конфигурация ориентирована на военных и предусматривает выведение аппарата SMV (Space Maneuver Vehicle — беспилотный космический маневрирующий аппарат) на низкие околоземные орбиты.

 

Вторая конфигурация планируется для гражданских, коммерческих и военных приложений, использующих «стандартный модуль полезного груза» СРМ (Conventional Payload Module).

 

Компания Thiokol Propulsion обеспечивает РН AirLaunch твердотопливными двигателями.

Компания Thiokol Propulsion располагает РДТТ, подходящими для первых двух ступеней РНВЗ, и работает над проектом двигателя, пригодного к установке на третьей ступени РНВЗ.

 

РН AirLaunch стартует «со спины» модифицированного авиалайнера Boeing 747, когда самолет находится над морем примерно в 800 км от берега.

 

На безопасном от самолета расстоянии запускается двигатель РН, после чего РНВЗ сбрасывает крылья и оперение.

 

Одна конфигурация РН AirLaunch выводит полезный груз на околоземную орбиту и возвращается домой с посадкой «по самолетному».

 

Одноразовый вариант РН AirLaunch сможет выводить КА массой до 3400 кг.

Планируете приобрести точную копию ракетного двигателя РД-0120 в Поднебесной? Тогда Вам будет определенно точно интересно узнать, что товары из Китая доставят Вам быстро и качественно опытные и высококвалифицированные специалисты компании “FIALAN”.

Узнайте подробности прямо сейчас на сайте www.fialan.com.ua.

---

Ракетный двигатель РД-0120 на выставочном стенде

 

По проекту МКП является одноступенчатой крылатой ступенью РН длиной 54 м и размахом крыла 32,5 м, которая может быть пилотируемой или беспилотной. Аппарат оснащен четырьмя двигателями РД-0120, форсированными по тяге на 10%. Для довыведения и орбитального маневрирования используются два существующих кислородно-водородных ЖРД тягой 7,5 тс (11Д56/КВД-1), а в качестве двигателей ориентации и стабилизации — 34 кислородно-водородных ЖРД малой тяги. Для защиты силового корпуса МКП от высокой температуры при движении в плотных слоях атмосферы на участках выведения и спуска, а также от газодинамического воздействия работающих ЖРД предусмотрено теплозащитное покрытие. Полезный груз размещается в раскрывающемся верхнем отсеке.

 

После разделения с экранолетом МКП за счет маршевых двигателей выводится на переходную орбиту с перигеем 90 км и апогеем 200 км. В апогее ЖРД орбитального маневрирования довыводят его на опорную орбиту высотой 200 км. После выполнения необходимых действий на орбите ЖРД орбитального маневрирования выдают тормозной импульс — МКП входит в атмосферу и планирует к аэродрому посадки.

 

В материалах технического предложения были рассмотрены два варианта МТКС: с начальной массой МКП 685 т и 800 т.

 

Кроме прочего, экранолет может доставлять одноразовые РН или МКП с завода-изготовителя к месту базирования. Создание тяжелого экранолета в составе МТКС может быть реализовано на базе существующей инфраструктуры и производственной базы Дальнего Востока с участием Авиационного производственного объединения имени Ю.А. Гагарина в Комсомольске-на-Амуре (КнААПО), судостроительного завода в г. Хабаровске, аэродромов в районе г. Владивостока и г. Хороль и других предприятий.

 

МТКС с использованием экранолета в качестве мобильной пусковой платформы для одноразовых РН и многоразового космоплана обладает следующими преимуществами по сравнению с одноразовыми РН наземного старта:

 

• меньшая номенклатура создаваемых средств выведения: вместо нескольких одноразовых РН различной грузоподъемности создается одна МТКС;

• расчетная удельная себестоимость выведения полезного груза на опорную орбиту с помощью МТКС с использованием МКП в 3 .. .5 раз меньше, чем при использовании одноразовых средств выведения с наземным стартом;

• возможность выведения полезного груза на орбиты с любым наклонением;

• возможность запуска МКП из зоны экватора, что резко увеличивает грузоподъемность на геостационарную и геопереходную орбиты;

• всеазимутальность запуска и исключение зон отчуждения за счет отсутствия сбрасываемых элементов.

 

Общий вид МТКС второго этапа.

 

Как любое новое предложение, особенно столь нестандартное, предлагаемый проект вызывает ряд вопросов. Наиболее спорна экономика проекта. Особенно проблематичным выглядит разработка и штучное производство огромного экранолета. Однако разработчики считают, что применение экранолета оправдывается как минимум двумя обстоятельствами.

 

Во-первых, при большом ресурсе амортизация стоимости создания и производства на один полет будет невелика, а эксплуатационные расходы — как у больших транспортных самолетов.

 

Во-вторых, финансовая нагрузка с космического использования может быть частично снята за счет народнохозяйственного применения экранолетов. К примеру, освоение Восточной Сибири, Дальнего Востока, шельфов Тихого и Северного Ледовитого океанов требует создания новой высокоскоростной транспортной системы для круглогодичных перевозок. В 2002 г. под эгидой РАЕН, Академии транспорта России и Международной академии экологии и природоведения был выпущен проект «Ноосферные транспортные системы Сибири и Дальнего Востока». В нем было показано, что постройка амфибийных экранолетов грузоподъемностью 10 т, 90 т и 600 т позволит создать новую систему для регулярных, скоростных, круглогодичных перевозок как внутри материковой части России, так и по северным и восточным морям, а также для межконтинентальных перевозок грузов с высокой транспортной эффективностью.

 

Разумеется, рассматриваемый проект не является бесспорным, но, несомненно, представляет большой интерес. В целом, инновационный характер проекта позволит ему в течение длительного времени выполнять роль мультипликатора развития экономики Сибири и Дальнего Востока.

Планируете воспользоваться услугами малоизвестной фирмы? Тогда, прежде чем заключать с ней контракт, я настоятельно рекомендую Вам прочить о ней отзывы pravogolosa.net, которые расставят все точки над “и“ и позволят Вам принять взвешенное и обдуманное решение, которое будет выгодно, прежде всего, Вам!

---

Еще в 1960-е годы в нижегородском Центральном конструкторском бюро по судам на подводных крыльях (ЦКБ по СПК) под руководством Р.Е. Алексеева был построен и испытан самый большой до настоящего времени экраноплан КМ массой 544 т, прозванный «каспийским монстром». До появления самолета «Мрия» это был рекорд для летательных аппаратов. В эксплуатацию же был сдан целый парк других аппаратов большой грузоподъемности типа «Лунь» и «Орленок». В ЦКБ по СПК были выполнены проектные проработки экранопланов (экранолетов) с начальной массой 1000…3000 т, в том числе для транспортировки и запуска РН.

 

Экранолет ВВА-14

 

В таганрогском ОКБ Г.М. Бериева под руководством Р.Л. Бартини проектировались комбинированные экранолеты ВВА-14. В настоящее время в ТАНТК имени Г.М. Бериева прорабатывается проект гидросамолета Бе-2500 (где число означает взлетную массу в тоннах), способного летать в режиме экраноплана.

 

Общий вид гидросамолета Бе-2500 ОКБ Бериева

 

С1992 по 2008 гг. ЦАГИ, МНТЦ ПНКО, ЦКБ по СПК, 000 «Маренго» и другими организациями были проведены НИР, показавшие возможность и перспективность создания частично или полностью многоразовой транспортной космической системы с использованием высотного запуска одноразовых РН или многоразового воздушно-космического самолета (многоразового космоплана — МКП) с борта экранолета на высоте 8-9 км.

 

Предварительный разгон РН или МКП на борту экранолета и высотный старт обеспечивает уменьшение запаса потребной характеристической скорости для выхода на орбиту примерно на 800…900 м/с (благодаря увеличению удельного импульса тяги маршевых ЖРД, уменьшению аэродинамических и гравитационных потерь), что существенно улучшает энергетические характеристики системы. Способность экранолета доставлять РН или МКП в зону пуска в районе экватора дополнительно позволяет уменьшить потребный запас характеристической скорости для выведения полезного груза на геостационарную орбиту примерно на 1000.. .1200 м/с по сравнению с запусками на геостационарную орбиту с территории России.

 

Для облегчения конструкции МКП не имеет взлетного шасси и использует более легкое посадочное шасси и крыло уменьшенной площади.

 

Экранолет должен иметь ресурс на 40 лет эксплуатации и на 1000 взлетов и посадок. Таким образом, два-три экранолета способны обеспечить эксплуатацию системы до середины XXI века и далее.

К настоящему времени концепция рассматриваемой ракетно-космической системы практически полностью исследована. Предполагается, что она может базироваться на озере Ханка в районе известного аэродрома в г. Хороль или на побережье Японского моря в районе г. Владивостока.

При выполнении космического запуска экранолет (первая ступень системы) и РН (вторая ступень) заправляются компонентами топлива. После этого экранолет, летящий в режиме действия экрана, движется в заданный район пуска, а затем разгоняется и набирает высоту 8 …9 км и скорость порядка М=О,6 …0,7. Делая небольшую горку с выходом на траекторный угол 10. . .15°, экранолет и РН разделяются. В целях безопасности в проект заложена «холодная» схема разделения: ЖРД РН или МКП включаются после удаления от экранолета на- 500 м.

 

Система получается достаточно гибкой: в качестве РН могут использоваться одноступенчатые водородные или двухступенчатые керосиновые одноразовые РН либо МКП. Во всех случаях для выполнения высокоэнергетических миссий возможно использование космических разгонных блоков. Наиболее перспективной представляется систем с МКП. Согласно выполненным оценкам, удельная стоимость пуска при использовании МКП будет примерно в 5-10 раз меньше, чем при эксплуатации традиционных одноразовых РН.