Большие капиталовложения в исследование и освоение космоса, в том числе Луны, оправданы в том случае, если способствуют решению стоящих перед человечеством глобальных проблем. Среди них первостепенное значение имеет экологическая — проблема сохранения среды обитания человека. С другой стороны, решение глобальных проблем в масштабах всего земного шара все больше становится зависимым от решения энергетических проблем.

Анализ динамики роста энергетических потребностей человечества и возможностей их удовлетворения показывает необходимость использования новых, экологически чистых источников энергии, среди которых значительное место должны занять космические солнечные электростанции (КСЭС).

Однако их масштабное применение, связанное с развертыванием на околоземных орбитах огромных конструкций, ограничивается грузопотоком по направлению Земля — космос. Данная проблема может быть решена за счет привлечения лунных ресурсов. Использование минеральных богатств естественного спутника Земли позволяет также решить другую проблему — теплового порога энергопотребления на планете, которая не связана непосредственно с парниковым эффектом и касается любых источников энергии.

Данная проблема может быть решена двумя путями — выносом энергоемких производств в космос с переориентацией их на космическую энергетику и лунные ресурсы и/или путем устранения перегрева Земли за счет снижения естественного потока солнечного излучения с помощью экрана, созданного на базе лунных ресурсов.

Тем не менее, развертывание полномасштабной системы энергоснабжения Земли из космоса с использованием лунных ресурсов станет возможным только после отработки технологии космических солнечных электростанций, что невозможно без создания демонстрационных (пилотных) образцов системы умеренной мощности. Ниже подробно рассмотрен очерченный круг вопросов.

Современные астрономы поправили коллег из далёкого прошлого: явление, которое учёные когда-то приняли за по-явление сверхновой, оказалось столкновением двух звёзд. Речь идёт об объекте Nova Vul 1670 из созвездия Лисички, первые сведения о котором появились в XVII веке в записях астрономов Яна Гевелиуса и Джованни Кассини. Новая звезда два года была видна на небе невооружённым глазом, после чего её яркость существенно уменьшилась. Много лет спустя, в 1982 году, учёные решили изучить следы, оставшиеся после взрыва Nova Vul 1670, с помощью мощных телескопов и с удивлением обнаружили, что она не похожа не похожа на сверхновую — нет специфического химического «следа», характерного для таких объектов. И вот совсем недавно, после анализа молекулярного и изотопного состава области, учёные сделали вывод: холодное газопылевое облако, оставшееся на месте Nova Vul 1670, скорее всего, возникло после столкновения звёзд. К слову, это ещё более редкое явление, чем взрыв сверхновой.

Свидетелями редкого явления — четырёхкратной вспышки сверхновой — стали астрофизики из нескольких стран. Точнее, вспышка была одна, однако здесь вмешался оптический эффект под названием «гравитационная линза». Свет от сверхновой, находящейся в одном из рукавов спиральной галактики в 9,3 миллиарда световых лет от нас, усилило и исказило мощное гравитационное поле скопления галактик MACSJ1149.6+2223. Эта гравитационная линза расположена прямо перед сверхновой, но на 4 миллиарда световых лет ближе к нам. Яркость сверхновой увеличилась почти в 20 раз, и теперь она будет видна ещё несколько лет. Раньше учёным доводилось фиксировать аналогичное явление, возникающее из-за квазаров («Крест Эйнштейна»), однако от вспышки сверхновой этот оптический эффект наблюдается впервые.

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.
  

Сравнение различных типов транспортных средств целесообразно выполнить для двух критериев: массы полезного груза, доставляемой за один рейс каждым типом транспортных средств, и годовой потребности в PH (а также ММБ и разгонных блоков) для обеспечения заданного грузопотока между орбитами Земли и Луны. В качестве примера рассмотрим, что этап выведения выполняется с использованием PH класса «Протон» для обоих типов транспортных средств. В качестве одноразовых разгонных блоков рассмотрены блоки ДМ 3 и Бриз-М на основе обычных ЖРД и кислород-водородный разгонный блок (КВРБ). Отметим лишь, что аналогичные относительные соотношения должны выполняться и для PH большей грузоподъемности.

 

Принято, что выведение элементов транспортной системы на основе разгонных блоков с ЖРД (собственно заправленный разгонный блок и грузовой модуль) для каждого рейса производится по двухпусковой схеме на опорную орбиту высотой 200 км, где производится их стыковка. Принимается, что разгонные блоки выводятся на опорную орбиту полностью заправленными.

 

ММБ с ЯЭРДУ формируется также двумя пусками той же PH с довыведением энергетического и грузового модуля при помощи малых разгонных блоков на основе ЖРД на орбиту высотой 800 км, где производится их стыковка. Последующие пуски PH осуществляются для доставки лишь грузовых модулей в течение всего ресурса ЯЭУ (принят равным 5 годам).

 

Сравнительные диаграммы различных средств доставки полезного груза на орбиту Луны приведены: а — масса полезного груза за один рейс и годовая потребность в разгонным блоках ДМ3, Бриз-М, КВРБ (Н₂-O₂) и ЯЭРДУ и количества пусков PH грузоподъемностью класса «Протон» для обеспечения грузопотока порядка 100 т/год; б — общая потребность в разгонным блоках ДМ3, Бриз-М, КВРБ и ЯЭРДУ и количества пусков PH грузоподъемностью класса «Протон» для доставки на орбиту Луны за 5 лет полезного груза суммарной массой порядка 500 т

 

 

Результаты сравнения различных средств доставки полезного груза на орбиту Луны приведены на рис. выше.

 

Таким образом, при использовании ММБ на основе ЯЭРДУ по сравнению с химическими разгонными блоками на основе ЖРД для
обеспечения одинакового грузопотока потребуется в 3-6 раз меньше пусков тяжелых PH. Кроме того, применение ММБ на основе ЯЭРДУ позволяет доставить полезный груз с «неделимой» массой в 2-3 раза большей, чем при использовании химических разгонных блоков.

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.

Гораздо больше чем какие-то там электроракетные буксиры и освоение космоса, вас интересуют вопросы обеспечения безопасности здесь — на Земле? Что ж, в таком случае вооруженная охрана объектов — это именно то, что вам нужно! Узнать детали и ознакомиться с расценками на данный вид услуг вы сможете на group-rus.ru!

---

Применительно к грузовым транспортным операциям по регулярной доставке контейнеров с полезным грузом с орбиты Земли на орбиту Луны с помощью многоразового межорбитального буксира одной из наиболее важных задач является снижение удельной стоимости транспортировки единицы массы полезного груза. Это требование может быть трансформировано в задачу определения параметров буксира и его основных составляющих, при которых будет доставлена максимальная масса полезного груза на орбиту Луны за весь срок эксплуатации буксира.

 

Ниже изложен подход к оптимизации ММБ мощностью 1-1,5 МВт при двухпусковой схеме развертывания для доставки на орбиту Луны ПГ массой до 10т. Данный ММБ может быть использован для доставки беспилотных комплексов, например для автоматической лунной базы, расходуемых материалов и других грузов.

 

Постановка задачи оптимизации параметров многоразового буксира. Рассмотрим один из возможных подходов к решению задачи выбора параметров буксира на основе ЯЭРДУ и характеристик транспортных операций. Он включает определение оптимальной продолжительности рейса перелета к Луне и обратно для различных значений мощности ЯЭУ и, в конечном итоге, оптимальное значение мощности ЯЭУ в зависимости от грузоподъемности используемой тяжелой PH. При этом должны быть определены такие характеристики, как оптимальный удельный импульс ЭРДУ, масса требуемого рабочего тела, общее количество рейсов, масса полезного груза, перевозимого за один рейс и др.

 

Использование двухпусковой схемы развертывания буксира, а также его многоразовое применение, то есть использование в нескольких рейсах в течение срока эксплуатации, предполагает особую компоновку узлов и агрегатов по выводимым модулям. При различии в ресурсе ЯЭУ и двигательной установки наиболее целесообразен следующий вариант компоновки выводимых с Земли модулей. Первым пуском выводятся собственно ЯЭУ, а также система ее отведения от ЭРДУ и система стыковки модулей. Вторым — заправленная топливом ЭРДУ, система стыковки, система отведения полезного груза от двигательной установки и контейнер с полезным грузом.

 

При ресурсе ЯЭУ большем, чем у двигательной установки, возможны два варианта преодоления разноресурсности основных агрегатов ММБ. Первый — замена двигательной установки при каждом рейсе, т.е. вместе с блоком полезного груза на стартовую орбиту выводится новая ЭРДУ в сборе с полностью заправленной топливом системой хранения и подачи. Второй — смена только блока собственно электро- реактивных двигателей перед каждым рейсом, при этом система хранения и подачи топлива, система управления и другие агрегаты ЭРДУ остаются в составе ММБ. Однако второй вариант требует дозаправки ЭРДУ топливом на орбите.

Знаете что объединяет космические аппараты и огнестойкий сейф Valberg? Правильно: они изготавливаются из прочнейших сплавов. Благодаря этому сейф Valberg практически невозможно вскрыть! Узнайте подробности на safetut.ru.

---

Анализ рисунка, представленного ниже, показывает, что суммарная продолжительность одного рейса имеет небольшой минимум (~100 сут) в районе 3-4 МВт. Это связано с тем, что при этой мощности ЯЭУ достигается максимальная тяговооруженность ММБ на этапе Луна-Земля. При меньших значениях тяговооруженность меньше за счет малой мощности ЯЭУ, а при больших за счет большего удельного импульса и, как следствие, более медленного убывания массы ММБ. Также ведет себя и суммарная продолжительность работы ЭРДУ. На этапе перелета Земля-Луна продолжительность работы ЭРДУ и суммарная продолжительность перелета не зависят от мощности.

 

Зависимости продолжительностей перелета и работы ЭРДУ МБ от мощности ЯЭУ при массе активного блока 53,3 т

 

Это объясняется тем, что при стартовой массе ММБ тяговооруженность ММБ остается одного порядка малости во всем диапазоне рассматриваемых уровнях мощности ЯЭУ.

 

При расчете продолжительности рейса также следует учитывать дополнительные ~73 сут. для фазирования долготы восходящего узла относительно восходящего узла лунной орбиты. Необходимость в этом связана с тем, что из-за несферичности поля тяготения Земли происходит прецессия восходящего узла орбиты ММБ. Прецессия узлов лунной орбиты происходит под действием возмущений от Солнца со скоростью ~0,053°/сут. Скорость прецессии узлов орбиты ММБ зависит от ее текущей высоты и может достигать 4,07 градусов в сутки на высоте 800 км. Поэтому дату старта необходимо рассчитывать так, чтобы за время перелета ММБ к Луне плоскость его орбиты совместилась с плоскостью орбиты Луны. Таким образом, суммарная продолжительность одного рейса ММБ мощностью ~4 МВт составит -173 сут.

К чему размышлять о проблемах транспортировки грузов в открытом космосе, когда тут, на Земле, такая рыбалка в астрахани! Только здесь вас ждет всегда богатый улов, отличная экология и природа, достойная холста любого художника. Узнайте подробности на astrakhan-pearl.ru.

---

Для осуществления транспортных операций будет использоваться многоразовый межорбитальный буксир на основе электроракетной двигательной установки, питаемой от ЯЭУ термоэмиссионного типа мощностью 2-6 МВт.

 

В качестве источника питания ЭРДУ могут быть рассмотрены как ядерные, так и солнечные энергоустановки. В настоящее время наиболее распространенными и продвинутыми являются солнечные батареи. Однако создание СБ мегаватного уровня представляется непростой задачей ввиду больших габаритов таких СБ. Альтернативой таким СБ могут рассматриваться термоэмиссионные ЯЭУ аналогичной мощности. Особенностью этого типа ЯЭУ является высокая нижняя температура термодинамического цикла, что приводит к малой площади холодильника-излучателя и, соответственно, к малым габаритам всей установки.

 

Оценочная зависимость удельной массы ЯЭУ мегаваттного класса (с ресурсом 3-5 лет) на базе перспективных технологий при уровне мощности 5 — 10 МВт

 

Оценочная зависимость удельной массы ЯЭУ мегаваттного класса (с ресурсом от 3-5 лет) на базе перспективных технологий при уровне мощности 5-10 МВт приведена на рис. выше.

 

Ниже представлены результаты проектно-баллистических исследований ММБ на основе ЭРДУ, питаемой от термоэмиссионной ЯЭУ.

 

При проведении проектно-баллистических исследований предполагалось, что один буксир должен доставлять на низкую орбиту (НО) ИСЛ высотой 100 км полезный груз (ПГ) не менее 30 т и совершать один грузовой рейс за -180 сут. ПГ доставляется на НО ИСЗ PH грузоподъемностью порядка 60 т. Затем ПГ доставляется на радиационно-безопасную орбиту высотой 800 км с помощью разгонного блока (РБ) типа «Фрегат». Вместе с ПГ доставляются система хранения и подачи (СХП) с рабочим телом для полета на НО ИСЛ и обратно. Сам ММБ включает в свой состав ЯЭУ, ЭРДУ, силовой преобразовательный блок (СПБ), приборный отсек (ПО), ферму отодвижения и устройство стыковки (УС).

 

Схема функционирования ММБ может быть следующей:

осуществляется запуск PH с головной частью (ГЧ) массой 60 т в составе РБ «Фрегат», ПГ и заправленной рабочим телом СХП на орбите ИСЗ высотой ~200 км;

осуществляется довыведение ГЧ с помощью РБ «Фрегат» на ра- диацонно-безопасную орбиту высотой 800 км ;

осуществляется стыковка ГЧ массой 53,3 т с ММБ (ГЧ является активным объектом, а ММБ — пассивным);

включение ЭРДУ ММБ и раскрутка с радиацонно-безопасной орбиты до сферы влияния Луны;

скрутка в сфере влияния Луны до орбиты ИСЛ высотой 100 км и отстыковка ПГ от ММБ;

включение ЭРДУ раскрутка ММБ до выхода из сферы влияния Луны;

скрутка в сфере влияния Земли до высоты радиацонно-безопасной орбиты.

 

Далее процесс повторяется.

 

Для данной высоты радиационно-безопасной орбиты затраты характеристической скорости (V_x) на перелет на НО ИСЛ составят -8,449 км/с.

 

При проведении проектно-баллистических исследований принимались следующие удельные массы: ЭРД — 1 кг/кВт, СХП — 0,15 кг/кг р.т. и СПБ — 1 кг/кВт, масса фермы отодвижения -335 кг, а масса ПО -665 кг. В качестве рабочего тела могут использоваться ксенон или аргон.

 

Радиус сферы влияния Луны принимался 102 000 км, а суммарная продолжительность одного рейса не более -180 сут.

 

Траектории перелета ММБ с ЯЭРДУ к Луне и обратно аналогичны траекториям перелета ММБ с СЭРДУ.

 

Зависимость массы ПГ, МБ, рабочего тела, СХП и удельного импульса ЭРДУ от мощности ЯЭУ при массе активного блока 53,3 т

 

 

Результаты исследований приведены на рис. выше.

 

Из рис. выше видно, что создание ММБ с ЯЭУ мощностью более 5,5 МВт является нецелесообразным (для заданной грузоподъемности PH — 60 т) ввиду того, что дальнейшее увеличение мощности не приводит к заметному росту массы ПГ, доставляемого к Луне. Для доставки ПГ массой 30 т потребуется ММБ со следующими параметрами:

мощность ЯЭУ, МВт	4,25
удельный импульс ЭРДУ, км/с	45,5
сухая масса ММБ, т	25
масса СХГГ, т	2,85
масса заправляемого рабочего тела (доставляется вместе с ПГ), т	20
масса ПГ, т	30
продолжительность одного рейса, сут.	101