В обязательном порядке планируете изучить все особенности оптимизации параметров электроракетного буксира, но только после того, как купите землю и построите на ней дом для своей семьи? Значит, вам просто жизненно необходимо посетить сайт http://himki-land.ru/. Только здесь вы сможете купить отличный земельный участок в Подмосковье на самых выгодных для себя условиях!

---

Вариант с дозаправкой также предполагает два возможных решения. Первое — доставка рабочего тела в баках одним пуском в составе блока полезного груза. Второй — осуществление дозаправки ММБ на стартовой орбите с помощью отдельного танкера или топливной платформы. Однако преимущество выведения одним пуском PH блока полезного груза, максимально приближенного по массе к пороговому значению, нейтрализуется сложностью создания системы заправки, предполагающей наличие на орбите дополнительного объекта и прилагающейся к нему инфраструктуры по регулярной доставке рабочего тела на орбиту. Данный вариант, возможно, имеет смысл рассматривать на более поздних этапах освоения космоса, когда транспортное сообщение в околоземном космосе будет достаточно развито.

 

Компоновочные особенности ММБ предполагают размещение электро- реактивных двигателей на отводящихся штангах, позволяющих увеличить управляемость буксира и снизить вредное воздействие струй плазмы на агрегаты буксира и полезный груз. При таком размещении может оказаться более целесообразным менять весь блок ЭРДУ, нежели, оставляя баки и основные агрегаты системы хранения и подачи, при каждом рейсе переустанавливать на штангах связки электрореактивных двигателей.

 

Таким образом, по-видимому, наиболее целесообразным может быть следующее разделение на два модуля: первый — блок с ЯЭУ, системой отведения ЯЭУ и стыковочным агрегатом, второй — ЭРДУ с заправленной системой хранения и подачи и блок полезного груза с системой отведения. Условно назовем их «энергомодулем» и «грузовым модулем».

 

РН «Ангара-5»

 

Определив зависимость между оптимальными параметрами ММБ и грузоподъемностью PH, можно будет конкретизировать их тип и грузоподъемность для доставки модулей на стартовую орбиту при развертывании и последующей эксплуатации. Будем рассматривать стартовые массы ММБ на радиационно-безопасной орбите высотой 800 км от 10 до 60 т. Этот диапазон стартовой массы соответствует как возможностям выведения груза существующими тяжелыми PH (класса «Зенит», «Протон», «Ангара-5»), так и возможностям перспективных PH грузоподъемностью 30-60 т.

 

Как показали результаты ряда исследований, масса «грузового модуля», в состав которого входят ЭРДУ с запасом топлива и полезный груз, заметно превышает массу энергомодуля с ЯЭУ. Именно «грузовой модуль» будет выводиться снова и снова на стартовую орбиту перед каждым новым рейсом ММБ. Поэтому масса «грузового модуля» является определяющей при выборе грузоподъемности PH. В многоразовой транспортной системе основной станет PH, способная доставлять модуль с полезным грузом и заправленной ЭРДУ.

 

Задача определения связей оптимальных параметров ММБ с характеристиками PH через массу модуля с полезным грузом и заправленной двигательной установкой будет иметь наибольшую практическую значимость.

 

Таким образом, задача оптимизации параметров многоразового электроракетного буксира сводится к следующим шагам:

• оптимизация параметров ММБ по критерию максимума массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны за весь срок эксплуатации буксира;
  
• определение взаимосвязи оптимальных параметров буксира с характеристиками PH;
  
• рекомендация наиболее целесообразного интервала грузоподъемности PH для использования в данной транспортной системе;
  
• для выбранного интервала грузоподъемности рекомендации в отношении выбора оптимальных параметров ЯЭУ и ЭРДУ.
  

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.

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

 

В XX веке немного событий, которые можно назвать по-настоя1цему светлыми. Но есть дата, которая вызывает позитивные эмоции в любой стране. 12 апреля — день, когда советский лётчик Юрий Гагарин обогнул Землю на корабле «Восток», открыв человечеству дорогу в космос. Его полёт длился меньше двух часов, но вызвал колоссальный резонанс в мире. Гагарин стал знаменитостью, на фоне которой померкли суперзвёзды шоу-бизнеса и политики. А всё потому, что Юрий сам был человеком, который словно явился из прекрасного будущего. Читать дальше>>

Планируете в этом году посетить конференцию, посвященную особенностям эксплуатации ММБ на основе ЯЭРДУ, которая пройдет в Кипре? Тогда вот вам сайт, где представлены все пафос отели. Здесь вы сможете не только подобрать устраивающую вас гостиницу, но и забронировать номер, не отходя от своего компьютера!

---

Использование ЭРДУ в качестве маршевой двигательной установки требует наличия длительных участков ее функционирования. При этом ориентация вектора тяги в пространстве должна изменяться в соответствии с заданным законом управления, который определяется заданием отклонения вектора тяги по углам тангажа и рыскания. Направление вектора тяги в плоскости орбиты (управление по углу тангажа) обеспечивает изменение высотных параметров орбиты (высот перицентра и апоцентра, величин большой полуоси и фокального параметра, а также положение перицентра), а в нормальном к плоскости орбиты направлении (по углу рыскания) — положение орбиты в пространстве (долгота восходящего угла, наклонение орбиты к плоскости экватора).

 

В зависимости от параметров начальной и конечной орбит выбираются соответствующие законы управления вектором тяги по углам тангажа и рыскания, которые реализуются в течение длительного промежутка времени и, тем самым, определяют текущую ориентацию МБ. Для конкретных задач использования двигателей малой тяги, каковыми являются ЭРДУ, эти вопросы можно найти в работах. Однако требования реализация данных законов управления могут противоречить требованиям к ориентации ММБ для обеспечения теплового режима и функционирования целевой аппаратуры. Поэтому эти вопросы требуют системного комплексного подхода.

 

Специфика ММБ с ЯЭРДУ состоит в наличии фермы раздвижения ЯЭУ от ЭРДУ и полезного груза. Наличие этой фермы приводит к значительному линейному размеру ММБ, что позволяет использовать для ориентации КА гравитационную стабилизацию.

 

Особенностью использования ЯЭРДУ является необходимость не только первого запуска ЯЭУ, но и работы на орбитах не ниже так называемой радиационно-безопасной орбите высотой не менее 800 км..

 

Компоновка МБ с ЯЭРДУ может быть с продольным или поперечным приложением вектора тяги. При продольном направлении приложения тяги вектор тяги прикладывается параллельно продольной оси КА (см. рис. 5.19). При этом для управления направлением вектором тяги по углам тангажа и рыскания требуется поворот по этим углам всего ММБ относительно центра тяжести. Управляющие моменты при такой компоновке могут быть значительными ввиду большого момента инерции транспортного аппарата с полезным грузом относительно осей тангажа и рыскания.

 

При поперечном направлении приложении вектора тяги — тяга прикладывается в районе расположения центра тяжести МБ перпендикулярно его продольной оси. Использование гравитационной стабилизации МБ с ЯЭРДУ в поле тяготения Земли (или Луны) позволит снизить затраты на управление вектором тяги ввиду меньших моментов инерции МБ относительно продольной оси (оси рыскания) и автоматического поддержания за счет гравитационной стабилизации требуемого направления вектора тяги по углу тангажа. При этом сводится практически к нулю влияние реактивной струи ЭРД на элементы конструкции МБ и транспортируемого полезного груза, а также на функционирование его бортовых систем, что, в частности, позволяет использовать металлические рабочие тела ЭРДУ.

 

Специфика использования ЭРДУ, особенно на маршевом этапе, накладывает определенные ограничения на условия функционирования не только МБ, но и полезного груза. Эти ограничения связаны с возможным воздействием плазмы реактивных струй ЭРД на элементы конструкции и оборудования как МБ, так и полезного груза. Плазма ЭРД также может оказывать негативное электромагнитное воздействие на работу оборудования полезной нагрузки и бортовых систем МБ. Все это возможно при близком расположении ЭРД от соответствующих элементов конструкции МБ и полезной нагрузки.

 

Следует отметить, что при двухпусковой (и более) схеме развертывания транспортного комплекса актуальной является проблема преодоления квантованности, возникающей вследствие размещения перечисленных систем в двух исходно разделенных блоках. Одним из путей преодоления этого эффекта может быть разделение ЭРДУ (вместе с запасом рабочего тела) на две подсистемы, размещаемые в обоих стыкуемых блоках.

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.
  

Ни для кого не секрет, что российская космическая отрасль переживает настоящий кризис, причиной которого является непродуманная организация всего рабочего процесса и, конечно же, низкое финансирование. Второе целиком и полностью ложится на плечи государства, ну а с первым вполне справится организация проведения специальной оценки условий труда, проведенная сторонними специалистами, на роль которых идеально подойдут сотрудники компании «Технологии труда».

---

Принципиальная схема космической ЯЭУ с газотурбинной схемой преобразованияэнергии и капельнымхолодильником-излучателей приведена на рис. ниже, а ее оцениваемые характеристики — в табл. ниже.

 

Принципиальная схема ЯЭУ с турбомашинным преобразованием энергии АЗ — активная зона; БВД — бак высокого давления; БНД — бак низкого давления; БО — блок отражателя; БТ — бак теплоносителя; К — корпус реактора;

М — газоциркулятор; Н — насос; Р1 ,Р2 — рекуператор; РЗ — радиационная защита; СБ — стержни безопасности; СОТР — система обеспечения теплового режима; ТГ1 ,ТГ2 — турбогенератор; ТК1 ,ТК2 — турбокомпрессор; ТO1 ,ТO2 — промежуточный теплообменник; ХИ — холодильник-излучатель

 

Таблица. Основные характеристики реакторов ЯЭУ канального типа для работы в контурах газотурбинных установок

 

С апреля 2010 г. в рамках Президентской программы модернизации экономики России в нашей стране приоритетным направлением работ по созданию ядерной энергодвигательной установки (ЯЭДУ) с уровнем электрической мощности порядка 1 МВт выбрана газотурбинная схема преобразования энергии с газоохлаждаемым реактором на быстрых нейтронах с требованием по обеспечению ресурса ЯЭУ до 10 лет и реализацией в 2010-2018 годах.

Такое изделие как труба полиэтиленовая используется даже в ракетостроении, поэтому целесообразность ее бытового применения на Земле более чем оправдана. Полиэтиленовые трубы идеально подойдут для обустройства систем водоснабжения, канализации и даже газификации вашего дома.

---

 

Основные характеристики наиболее компактной 19-модульной ЯЭУ с жестким холодильником-излучателем следующие:

 

 

Одновременно выполнялись проектные работы по такой ЯЭУ меньшей и большей мощности.

 

Рассматриваемые ЯЭУ являются низковольтными (100-120В) источниками электроэнергии, поэтому в состав ЯЭРДУ должна входить система преобразования постоянного тока в переменный и трансформатор для последующего повышения напряжения.

 

Газо- и паротурбинные схемы ЯЭУ обладают преимуществом перед термоэмиссионной из-за возможности получения относительно
высокого требуемого для питания ЭРДУ напряжения (сотни и тысячи вольт), в результате чего не требуется система преобразования постоянного тока в переменный и последующего повышения напряжения. Преимуществом является также возможность использования задела наземной энергетики.

 

Проектные разработки ЯЭУ с преобразователями динамического типа по циклам Брайтона, Ренкина, а также Стирлинга выполнялись как в США, так и в нашей стране. Рассматривались различные варианты источника тепла — как ядерные, так и солнечные.

 

В США в 60-е годы 20-го века были разработаны и созданы преобразователь энергии по циклу Брайтона, работающий от солнечного или радиоизотопного нагревателя мощностью 25 и 2 кВт. Четыре прототипа проработали на испытаниях в общей сложности более 40 000 часов. Для проектов исследования ледяных лун Юпитера рассматривался динамический преобразователь энергии на основе цикла Брайтона с ресурсом до 5-10 лет при мощности от 100 до 250 кВт и удельной массе менее 40 кг/кВт.

 

В нашей стране было разработано несколько концептуальных проектов газотурбинных ЯЭУ. В НПО «Энергомаш» в кооперации был разработан концептуальный проект вариантов ядерных замкнутых газотурбинных ЭУ (ЗГТЭУ) и энергодвигательных установок (ЗГТЭДУ) электрической мощностью 46 кВт для вывода на ГСО и последующего энергопитания информационного КА. Был выбран вариант с газоохлаждаемым ядерным реактором. Были проработаны три варианта газотурбинных установок мощностью 46 кВт: с ядерным реактором на основе технологии высокотемпературных газовых реакторов; с магнитоплазмодинамическим электроракетным двигателем, с ядерным реактором на основе технологии ЯРД. КА выводятся с промежуточной орбиты 800 км на ГСО или быстро с помощью ядерной ЗГТЭДУ, или медленно с помощью ионных ЭРД, электропитание которых обеспечивается ядерной ЗГТЭУ.

 

НИКИЭТ им. Доллежаля в кооперации разработал концепцию ЯЭУ электрической мощностью 100 и 500 кВт на основе газоохлаждаемого реактора с газотурбинным преобразованием энергии по циклу Брайтона. В системе теплоотвода неиспользованного тепла цикла в качестве холодильника-излучателя (ХИ) рассмотрены твердотельные (трубчато-панельные и на основе тепловых труб) и капельные ХИ.

 

Рассматриваемая ЯЭУ полезной электрической мощностью 100 или 500 кВт состоит из следующих основных систем:

• ядерного реактора, являющегося источником тепловой энергии;
  
• системы преобразования тепловой энергии в электрическую;
  
• системы отвода в окружающее пространство тепловой энергии, не использованной в процессе преобразования;
  
• силовой и информационной кабельных сетей;
  
• системы автоматического управления, размещаемой в приборном отсеке (ПО) модуля служебных систем.
  

Изучите материал данной статьи, но только после того, как купите жироуловители для канализации. В этом случае, вам следует посетить сайт жилкомснаб.рф.

---

Ракетно-космические комплексы нового поколения, предназначенные для межорбитальной транспортировки полезных грузов большой массы, требуют новых типов двигательных установок. Особенно остро вопрос о необходимости создания и широкого внедрения новых типов высокоэффективных двигательных установок возникает при рассмотрении перспективных программ освоения Космоса, к которым относится освоение Луны, требующее больших годовых грузопотоков, в том числе доставки тяжелых неделимых грузов, причем с пониженной удельной стоимостью транспортировки единицы массы. Такими двигательными установками, удовлетворяющими этим требованиям, являются, прежде

 

всего, электроракетные двигательные установки (ЭРДУ), обладающие высоким удельным импульсом I_уд, на порядок превышающим I_уд традиционных двигательных установок на основе ЖРД.

 

В составе ЭРДУ в принципе могут быть использованы различные типы электрореактивных двигателей (ЭРД) и различные рабочие тела. Каждый из них обладает определенными преимуществами и недостатками. Поэтому для каждой из космических задач, условий и сроков их эксплуатации, возможности создания и отработки и т.п., тип ЭРД и его параметры должны быть обоснованы и выбраны близкими к оптимальным.

 

Для электропитания ЭРДУ в составе межорбитального буксира необходима бортовая энергоустановка. Для этой цели рассматриваются два типа энергоустановок: солнечные различных типов и ядерные с различными схемами преобразования тепловой энергии деления ядер в электрическую. Применительно к созданию многоразовых межорбитальных буксиров (ММБ) рядом преимуществ обладают ядерные энергетические установки (ЯЭУ). ЭРДУ с питанием от ЯЭУ называют ядерными электроракетными двигательными установками (ЯЭРДУ).

 

Главным преимуществом ММБ на основе ЯЭРДУ является его высокая массовая эффективность, обеспечиваемая большим удельным импульсом ЭРДУ, на порядок превышающим удельный импульс современных ЖРД. Однако ЭРДУ обладают малой тягой и, следовательно, могут быть использованы лишь в космосе. Вследствие малой тяги и довольно высокой удельной массы разгон полезного груза такими двигательными установками происходит медленно. Кроме того, малая тяговооруженность (отношение тяги двигательной установки к массе космического аппарата) приводит, при разгоне в поле тяготения планет, к большим гравитационным потерям. В результате разгон от первой космической скорости аппарата, находящегося на низкой околоземной орбите, до второй космической скорости, может длиться несколько месяцев.

 

Наличие ЯЭРДУ приводит к определенным ограничениям по использованию в программе исследования и освоения Луны, прежде всего нецелесообразности транспортировки людей пилотируемыми аппаратами с околоземной орбиты на окололунную и обратно. Экипажи должны доставляться традиционными средствами на основе ЖРД за минимально возможное время.

 

В то же время использование электроракетной доставки грузов по этому маршруту существенно повышает эффективность всей транспортной системы из-за увеличения массы полезного груза. Использование такой комбинированной транспортной системы требует выбора определенного ритма использования всех ее элементов, накладывает соответствующие ограничения и не допускает сбоев в функционировании.

 

Необходимо отметить многоразовое использование электроракет-ного буксира. Это существенно повышает эффективность всей транспортной системы для перевозки грузов, так как требует постоянной доставки на стартовую орбиту кроме очередного полезного груза только запасов рабочего тела.

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