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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Таблица. Требования к возможностям средств выведения на околоземную опорную орбиту

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

Планируете посетить конференцию по освоению Луны в Москве, которая пройдет уже в следующем месяце? Тогда спешу сообщить вам, что гостиница Мидланд Шереметьево в Москве открывает перед вами свои двери. Здесь вас ждут высококвалифицированный персонал, отличные номера и приемлемые цены!

С начала работ по осуществлению пилотируемых полетов к Луне вопрос о выборе типоразмера PH и совмещаемого с ней разгонного блока для доставки пилотируемого корабля с Земли на орбиту Луны был непростым и дискуссионным. Как уже отмечалось, в нашей стране ОКБ-1 С.П. Королева создавало ракету-носитель Н 1Л, в США программа «Аполлон» была реализована с помощью сверхтяжелой PH «Сатурн-5» грузоподъемностью более 100 т. Многие специалисты расходятся в мнениях о том, какие новые PH наиболее целесообразно создавать для лунной программы, конечно, с учетом выведения и других полезных грузов. Одно из таких предложений, предлагаемое РКК «Энергия», рассмотрим более подробно.

Проанализируем возможности и эффективность ряда ракет-носителей, включающего существующие и перспективные для выведения на опорную околоземную орбиту полезных грузов на первых этапах создания и эксплуатации лунной инфраструктуры.

Не вызывает сомнения, что практически любые полезные грузы массой до 8 т, включая околоземные спутники связи, навигации, дистанционного зондирования Земли и др., исследовательские КА на орбиты спутника Луны или в точки либрации системы Земля—Луна, а также существующие транспортные пилотируемые корабли типа «Союз», целесообразно выводить на опорную околоземную орбиту с помощью существующих PH типа «Союз». Разгонные блоки типа ДМ, предназначенные для обеспечения облета Луны, также целесообразно выводить на опорную околоземную орбиту с помощью существующей и адаптированной под эти разгонные блоки ракеты-носителя «Протон-М».

В то же время, для выведения на опорную околоземную орбиту многих других полезных нагрузок, включая лунный пилотируемый корабль с разгонным блоком, взлетно-посадочный и посадочный комплексы, лунную орбитальную станцию, а также контейнеров с грузами для экипажей элементов лунной инфраструктуры и расходуемыми компонентами многоразовых элементов лунной инфраструктуры, контейнеров с рабочим телом многоразовых буксиров, элементов комплекса по производству кислорода, металлов и кремния из лунных ресурсов и т.д. необходимо создание новых ракет-носителей, так как масса многих из этих полезных грузов, как было показано выше, значительно превышает грузоподъемность существующих ракет-носителей.

Не вызывает сомнения необходимость повышения грузоподъемности ракет-носителей для реализации лунной программы даже первых этапов. Однако подход к выбору их размерности разный и в ряде случаев противоречивый.

В рамках проектных исследований, проведенных в РКК «Энергия» в 2007-2008 гг., были рассмотрены возможности реализации пилотируемой программы РФ (включая программу исследования и освоения Луны) до 2040 г. с помощью трех вариантов семейства перспективных PH, запускаемых с нового космодрома «Восточный» и выводимых полезный груз (ПГ) на опорную орбиту высотой Н_кр = 200 км и наклонением i = 51,6:

— первое семейство включает PH среднего класса повышенной грузоподъемности с массой ПГ до 16,5 т и PH тяжелого класса с массой ПГ ~44 т;

— второе семейство также включает PH среднего класса повышен-грузоподъемности с массой ПГ 16,5 т; тяжелого класса с массой ПГ ~44 т, и PH сверхтяжелого класса с массой ПГ -100 т;

— третий вариант включает, как и первые два, PH среднего класса повышенной грузоподъемности с массой ПГ до 14 т, и ракеты-носители тяжелого класса с массой полезного груза 60-65 т.

В первом семействе размерность ракеты-носителя среднего класса выбрана исходя из того, что 16,5 т — это начальная масса лунного пилотируемого корабля. Размерность PH тяжелого класса выбрана исходя из оцениваемой массы разгонного блока, предназначенного для выведения на окололунную орбиту лунного пилотируемого корабля. Отметим, что в первом варианте семейства лунный пилотируемый корабль к разгонный блок выводятся на опорную околоземную орбиту по отдельности каждый своей ракетой-носителем, затем стыкуются на низкой околоземной орбите и далее разгонный блок переводит корабль с орбиты Земли на орбиту Луны.

Основные характеристики предполагаемых полезных грузов для реализации лунной программы приведены в табл. ниже.

Таблица. Предполагаемые полезные грузы для реализации лунной программы

Исходные данные для расчета грузопотоков. Масса лунной базы (ЛБ) первого этапа с экипажем из 3 человек, сменяемым каждые 6 месяцев, и состоящей из командно-жилого, складского, лабораторного модулей, ЯЭУ и луноходов, оценивается в ~60 т. Масса лунной орбитальной станции, которая на последующих этапах будет служить транспортным узлом и работать в посещаемом космонавтами режиме, исходя из опыта строительства и эксплуатации околоземных орбитальных станций «МИР» и МКС, может быть оценена в ~30 т. Масса завода по производству компонентов ракетного топлива оценивается в ~30 т.

По проработкам РКК «Энергия» для обеспечения жизнедеятельности экипажей орбитальных станций и лунной базы, поддержания работоспособности систем и агрегатов понадобится грузопоток до 3,5 т/год на человека.

Рассмотрим различные варианты обеспечения грузопотока.

Во-первых, обеспечение грузопотока при использовании существующих технологий, схем полета и одноразовых транспортных средств типа программ «Аполлон» и «Орион».

Во-вторых, развертывание и эксплуатация инфраструктуры при новых схемах и технологиях, при использовании которых возможно несколько вариантов обеспечения грузопотока.

Первый вариант обеспечения грузопотока. Многоразовый межорбитальный буксир (ММБ) заправляется на орбите у Земли рабочим телом, доставленным с Земли. Взлетно-посадочные комплексы (грузовой и пилотируемый) — одноразовые, доставляются с Земли. Лунный пилотируемый корабль (ЛПК) — частично многоразовый, заправляется (дооснащается) на Земле (с аэродинамическим торможением у Земли).

Второй вариант обеспечения грузопотока. ММБ заправляется на орбите у Земли рабочим телом, доставленным с Земли. Многоразовые ВПК (грузовой и пилотируемый) заправляются у Луны топливом, доставленным с Земли. Многоразовый ЛПК заправляется (дооснащается) у Земли (с ракетным торможением у Земли).

Третий вариант обеспечения грузопотока. Данный вариант отличается от предыдущего использованием многоразового ЛПК с аэродинамическим торможением. За счет применения аэродинамического торможения у Земли многоразового ЛПК после возвращения с Луны достигается уменьшение массы грузов, ежегодно доставляемых на околоземную орбиту, на 230 т.

Четвертый вариант обеспечения грузопотока. ММБ заправляется у Земли рабочим телом, доставленным с Земли. Многоразовые ВПК (грузовой и пилотируемый) заправляются на Луне кислородом, полученным на Луне, на окололунной орбите водородом, доставленным с Земли. Многоразовый ЛПК заправляется у Земли водородом, доставленным с Земли, у Луны — кислородом, доставленным с Луны, с аэродинамическим торможением у Земли.

По оценкам, для обеспечения доставки и развертывания базы, орбитальной станции и завода по производству кислорода на Луне на околоземную орбиту понадобится доставить грузы массой ~600 т, так как до создания на Луне завода по производству кислорода обеспечение грузопотока идет по первому варианту.

А после развертывания завода для обеспечения работы базы, орбитальной станции, смены экипажа 2 раза в год грузопоток резко падает и потребуется доставлять на околоземную орбиту грузы массой до 90 т ежегодно.

Для получения на Луне компонентов ракетного топлива потребуется создание и доставка на Луну добывающих комплексов, комплексов переработки сырья, получения и хранения топлива, а также энергоустановок к ним.

Сравнение вариантов обеспечения грузопотока приведено в табл. ниже.

Таблица. Сравнение вариантов обеспечения грузопотока

Из сравнения видно, что наиболее предпочтительным с точки зрения уменьшения массы доставляемых на околоземную орбиту грузов является четвертый вариант обеспечения грузопотока.

Лететь на Луну вы не планируете, и единственное ваше желание в данный момент — найти профессионального массажиста, который сделает вам эротический массаж. Значит, вам просто жизненно необходимо прямо сейчас заглянуть на msk.1relax.ru. Здесь вы найдете такого мастера, который исполнит все ваши желания!

Прежде чем рассматривать облик и возможные характеристики элементов лунной транспортной системы, необходимо оценить возможные грузопотоки, в том числе массы неделимых грузов, доставляемых по нескольким маршрутам, на которых будут функционировать различные элементы транспортной космической системы, а также размерности этих элементов.

Маршрут окололунная орбита — Луна — окололунная орбита. Минимальные размеры и масса взлетно-посадочного комплекса определяются по наиболее критичному по массе элементу — взлетному модулю. Численность экипажа лунных экспедиций на первых этапах будет, скорее всего, составлять 3 человека. Оценки, выполненные в РКК «Энергия» при проведении НИР «Программа исследования и освоения Луны» (2007-2008), показали, что пилотируемая кабина, в которой космонавты будут находиться при посадке и взлете взлетно-посадочного комплекса, рассчитанная на экипаж из 3 человек, будет иметь массу ~4 т. Взлетный модуль ВПК, доставляющий экипаж с Луны на окололунную орбиту, с трехместной пилотируемой кабиной, имеет минимальную массу ~7 т. Для обеспечения «выхода» экипажа без разгерметизации кабины и создания комфортных условий при первых экспедициях на Луну предусматривается наличие в составе ВПК жилого шлюзового отсека массой ~3 т, который остается на поверхности Луны при старте взлетного модуля. Таким образом, масса, доставляемая на поверхность Луны посадочным модулем взлетно-посадочного комплекса, составит ~10 т.

Взлетно-посадочный и посадочный комплексы являются наиболее уязвимой частью лунной транспортной системы, так как они выполняют свои функции на наибольшем удалении от Земли и их отработка затруднена как на Земле, так и в околоземном пространстве, так как условия на поверхности Луны и вблизи нее будут отличаться. Кроме того, авария и срыв экспедиции на заключительном этапе приведут к наибольшим затратам и потерям, а спасение космонавтов на поверхности Луны намного сложнее, чем на любом другом этапе полета.

Для более полной отработки посадочного модуля и сокращения расходов на разработку элементов транспортной системы целесообразно в составе взлетно-посадочного и посадочного комплексов использовать один посадочный модуль, т. е. максимально унифицировать эти два элемента системы. По сути, взлетно-посадочный комплекс будет посадочным комплексом, полезной нагрузкой которого будут взлетный модуль и жилой шлюзовой отсек.

Таким образом, общая масса неделимого ПГ, доставляемого на поверхность Луны посадочным комплексом, составит ~10 т.

Маршрут Земля — окололунная орбита — Земля. Масса лунного пилотируемого корабля, рассчитанного на экипаж из 3 человек и 14 суток автономного полета, способного самостоятельно стартовать к Земле с окололунной орбиты высотой ~100 км с любым наклонением и в любой момент времени, оценивается величиной ~16,5 т. Доставить такой корабль с опорной околоземной на окололунную орбиту возможно с помощью полутороступенчатого (со сбрасываемым баком) кислородно-водородного разгонного блока массой ~43,5 т. Таким образом, ракета-носитель, осуществляющая выведение лунного пилотируемого корабля с экипажем и разгонным блоком, должна выводить на опорную околоземную орбиту груз (с учетом резерва) массой порядка 60-65 т.

Дополнительным преимуществом такого типа-размера ракеты-носителя является возможность ее использования и для выведения беспилотных космических аппаратов и комплексов. Так, масса взлетно-посадочного комплекса (или посадочного комплекса с грузом) оценивается в 28-30 т, около 20-25 т будет составлять масса контейнера с рабочим телом для буксира, необходимого, чтобы доставить комплекс с околоземной орбиты базирования буксира на окололунную орбиту, и ~7 т будет составлять масса малого разгонного блока для доставки контейнера и комплекса с опорной околоземной орбиты (порядка 200 км) на околоземную орбиту базирования буксира (не менее 800 км). Таким образом, масса полезного груза ракеты-носителя также будет составлять ~60 т.

На рассматриваемом втором этапе функционирования лунной транспортной космической системы может оказаться целесообразной предлагаемая РКК «Энергия» следующая схема транспортировки людей (рис. ниже).

Схема транспортировки людей на втором этапе функционирования многоразовой транспортной системы

Ракета-носитель тяжелого класса выводит на опорную околоземную орбиту контейнер с водородом (полезный груз ММБ) и контейнер с рабочим телом для собственно буксира на полный цикл полета с околоземной на окололунную орбиту и обратно. Далее эти два контейнера с помощью малого разгонного блока переводятся на орбиту базирования ММБ и стыкуются с ним. Затем к контейнеру с водородом стыкуется многоразовый лунный пилотируемый корабль и заправляется водородом на полный цикл полета по маршруту околоземная орбита — окололунная орбита — околоземная орбита. Заправка корабля в составе буксира может оказаться целесообразной потому, что при заправке водородом холодильные машины будут потреблять большое количество электроэнергии, которую обеспечит энергоустановка буксира мегаваттной мощности.

После заправки и отделения корабля буксир совершает перелет с околоземной на окололунную орбиту, где стыкуется с лунной орбитальной станцией и перекачивает оставшийся водород в ее баки. Во время полета буксира многоразовый грузовой взлетно-посадочный комплекс с грузом кислорода, произведенного на Луне, совершает один или несколько рейсов к лунной орбитальной станции с целью заправки «лунным» кислородом ее баков.

После стыковки буксира со станцией ракета-носитель среднего класса (с массой полезного груза на опорной орбите 12-14 т) выводит на опорную орбиту транспортный пилотируемый корабль с экипажем, который стыкуется с многоразовым ЛПК, и экипаж переходит в лунный корабль. Весь период времени с момента заправки многоразового корабля водородом до момента его перехода на орбиту стыковки с транспортным пилотируемым кораблем, многоразовый корабль может находиться в составе околоземной орбитальной станции. За счет электроэнергии, вырабатываемой системой энергоснабжения станции, может происходить энергопитание холодильных машин, обеспечивающих хранение криогенных компонентов топлива в баках корабля.

После перехода экипажа на борт многоразового ЛПК, многоразовый ЛПК отделяется от транспортного пилотируемого корабля и совершает полет на окололунную орбиту, где стыкуется с лунной орбитальной станцией, а транспортный пилотируемый корабль остается на околоземной орбите. В составе лунной орбитальной станции происходит заправка многоразового корабля кислородом на полный цикл полета окололунная орбита — околоземная орбита — окололунная орбита. В составе лунной орбитальной станции также находится и многоразовый пилотируемый ВПК, заправленный водородом из баков станции на полный цикл полета по маршруту окололунная орбита — Луна — окололунная орбита и кислородом на полет с окололунной орбиты на Луну. После заправки многоразового корабля экипаж переходит в ВПК и совершает посадку на Луну.

Освоение Луны невозможно без создания надежной и экономически эффективной транспортной космической системы.

Состав, характеристики и схема функционирования элементов транспортной системы определяются этапом ее развития. На этапе исследования Луны автоматическими КА, т.е. на начальном этапе исследования и освоения Луны, оборудование и грузы могут доставляться с помощью существующих и разрабатываемых ракет-носителей и разгонных блоков, а также электроракетным буксиром. Возможные массы доставляемого оборудования и грузов автоматических станций рассмотрены выше в разделе 3.2. В настоящей главе рассматривается состав и возможные характеристики транспортной системы применительно к этапам исследования и освоения Луны с участием человека.

Наиболее проработан вариант лунной транспортной космической системы первого этапа функционирования, когда все ее элементы используют компоненты топлива, произведенные на Земле. Однако имеются и концептуальные проработки транспортной системы, в которой используется, по крайней мере, хотя бы один компонент топлива ракетных двигателей, произведенный на Луне.

Приводимые ниже состав и характеристики транспортных средств базируются на проектных разработках РКК «Энергия», выполненных в 2007-2009 г.

Первый и второй этапы функционирования транспортной космической системы. В зависимости от наличия или отсутствия «лунных» компонентов ракетного топлива период создания и эксплуатации транспортной космической системы можно условно разделить на несколько этапов.

На первом этапе еще нет лунного добывающе-производственного комплекса, поэтому все элементы транспортной системы используют компоненты ракетного топлива и рабочего тела, произведенные на Земле. Создание и использование многоразовых лунных пилотируемого корабля, взлетно-посадочных и посадочного комплексов на первом этапе нецелесообразно, поскольку топливо для дозаправки этих элементов будет доставляться с Земли, и масса доставляемых с Земли грузов может возрасти примерно в два раза. Значительно усложнятся схемы доставки на Луну людей и грузов, так как в эти схемы должны быть включены операции доставки топлива на околоземную и окололунную орбиты и операции дозаправки. Увеличится и количество, и номенклатура элементов транспортной системы, так как в ее состав должны быть включены заправочные станции на околоземной и окололунной орбите и транспортный пилотируемый корабль, доставляющий космонавтов с Земли на околоземную орбиту и обратно. Поэтому до начала производства на Луне, по крайней мере, кислорода целесообразнее и эффективнее будет использование транспортной системы с одноразовыми пилотируемым кораблем, взлетно-посадочным и посадочным комплексами. На этом этапе многоразовым будет только межорбитальный электроракетный буксир для транспортировки грузов между орбитами Земли и Луны, причем обратный рейс с орбиты Луны на орбиту Земли будет порожним.

Второй этап функционирования транспортной системы начнется после создания добывающе-производственного комплекса и начала производства на Луне кислорода в достаточно больших масштабах. При наличии производства «лунного» кислорода одноразовые лунный пилотируемый корабль, взлетно-посадочный и посадочный комплексы могут быть заменены на многоразовые, которые будут заправляться «лунным» кислородом и водородом, произведенным на Земле. При заправке элементов транспортной системы «лунным» кислородом значительно увеличивается ее эффективность, так как с Земли на околоземную орбиту нужно будет выводить один лишь компонент ракетного топлива — водород. Соотношение масс компонентов ракетного топлива в кислородно-водородном ЖРД составляет 1:6 (водород : кислород), поэтому масса доставляемых с Земли грузов, по сравнению с транспортной системой первого этапа, значительно уменьшится. Если подтвердится наличие в полярных областях достаточно большого количества водяного льда, то станет возможным производство на Луне, для заправки элементов транспортной системы, не только кислорода, но и водорода. В этом случае транспортная система перейдет на полное обеспечение компонентами ракетного топлива от лунных ресурсов, и необходимость доставки водорода с Земли отпадет. При производстве на Луне компонентов топлива становится целесообразным применение многоразовых кораблей и комплексов, которые придут на смену аналогичным одноразовым элементам транспортной космической системы, что приведет к дополнительному снижению масс грузов, выводимых с Земли, так как не нужно будет выводить на околоземную, а затем и на окололунную орбиту новый взлетно-посадочный комплекс для каждой пилотируемой экспедиции или новый посадочный для каждой экспедиции по доставке грузов. В несколько раз могут снизиться объемы производства взлетно-посадочных и посадочных комплексов.

Обязательно изучите все возможности создания космопорта в окололунном пространстве, но только после того, как придумаете поздравление для своей любимой девушки! Впрочем, к чему тратить свое время, когда на сайте www.pozdrav.ru выможейте найти уже готовое поздравление на все случае жизни!

Космопорт функционирует следующим образом:

• на первом этапе космопорт находится на окололунной орбите высотой -100 км и накапливает рабочее тело для МЭК, которое к нему доставляют с Луны многоразовые грузовые взлетно-посадочные комплексы (специализированная модификация многоразового посадочного комплекса) на большой тяге по мере его наработки на объектах лунной инфраструктуры;

• после заполнения баков рабочим телом к космопорту пристыковывается многоразовый межорбитальный буксир с электроракетной двигательной установкой (мощностью 4,25 МВт) и выводит космопорт на параболическую траекторию ухода от Луны;

• после выхода космопорта с ММБ из сферы влияния Луны в точке К1/Т1 (расстояние от Луны -102 000 км), ММБ переводит космопорт на первую промежуточную орбиту, которая обеспечивает выведение космопорта в требуемую точку лунной орбиты (транспортный узел) К2;

• после стыковки космопорта с МЭК, например в точке К2, осуществляется перенос заправленных баков на МЭК, а пустых на космопорт. Также, при необходимости, проводится техническое обслуживание МЭК (экипаж прибывает с Земли на пилотируемом корабле);

• после завершения операций заправки и обслуживания МЭК, космопорт с помощью ММБ отстыковывается от МЭК в точке КЗ и переходит на орбиту фазирования в точке К4;

Зависимость дальности между космопортом и точкой входа в сферу влияния

• космопорт с ММБ находятся на орбите фазирования до витка, на котором должно произойти тесное сближение космопорта с точкой входа в сферу влияния Луны (см. рис. выше);

• на последнем витке перед тесным сближение с точкой входа в сферу влияния Луны, в точке К5 происходит включение ММБ и космопорт переводится на вторую переходную орбиту, обеспечивающую попадание космопорта в точку входа К6/Т6 (вместо одной коррекции возможен вариант с проведением несколькихкоррекцийнаразныхвиткахорбиты фазирования);

• после входа космопорта с ММБ в сферу влияния Луны, ММБ осуществляет скрутку орбиты космопорта до высоты 100 км.

После этого программа по заполнения баков космопорта и заправка пришедшего из экспедиции МЭК происходит по вышеизложенному сценарию.

Затраты характеристической скорости на выведение КА на траекторию отпета

В табл. выше представлены необходимые величины затрат характеристической скорости для выведения полезного груза, например топлива, в транспортный узел. Из табл. выше видно, что затраты на выведение полезного груза в транспортный узел при старте с Луны более чем в три раза меньше, чем при старте с Земли. В данном случае, исходя только из минимума энергетических затрат, доставка топлива с Луны представляется предпочтительнее.

Облик космопорта.

В соответствии с задачами, решаемыми космопортом, в его состав входят:

• базовый модуль;

• два узловых модуля.

Базовый модуль является основным элементом космопорта. В базовом модуле может размещаться экипаж на случай ожидания экспедиции или ремонтно-восстановительных работ на космопорте или МЭК. В нем установлено все основное оборудование управления космопортом.

При проектировании базового модуля основными предпосылками для разработки является максимальное использование отработанных технологий и элементов конструкции, созданных для орбитальных станций в российской производственной инфраструктуре. Поэтому конструктивное исполнение базового модуля возможно выполнить на базе проектируемого в РКК «Энергия» марсианского корабля. Конфигурация и внешние габариты идентичны марсианскому кораблю (диаметр гермоотсеков 4,1 м, длина отсеков составляет не мене 18 метров) с аналогичными креплениями баков для рабочего тела. Отличие в конструкции базового модуля, связанное с необходимостью установки на внешней поверхности солнечных батарей и радиаторных панелей, заключается в замене переходного отсека сферической формы на продолжение жилого отсека марсианского корабля цилиндрической формы.

Для обеспечения функционирования модуля и работы экипажа в гермоотсеках космопорта должны быть размещены: система обеспечения жизнедеятельности экипажа, центральный пост управления, система информационной поддержки экипажа и каюты членов экипажа. При возникновении нештатной ситуации для экипажа космопорта имеется возможность срочной эвакуация на Луну или на Землю, поэтому конструкция гермообъема космопорта не предусматривает разделение на две автономно герметизирующиеся части как в марсианском корабле.

Герметичный базовый модуль разделен на переходный отсек, агрегатный, жилой, рабочий и энергетический отсек.

В рабочем отсеке размещены приборы, бортовой комплекс управления, бортовой измерительный комплекс, системы терморегулирования, а также центральный пост управления. Снаружи отсека установлены антенны бортового радиотехнического комплекса, датчики бортового комплекса управления, остронаправленные антенны.

В жилом отсеке размещаются, в основном, приборы, агрегаты и оборудование системы жизнедеятельности, четыре каюты и запасы питания.

Переходный отсек служит для перехода в узловой модуль, соединяющий с МЭК.

Занимаетесь строительством загородного дома и вам совершенно некогда изучать возможности появления баз на Луне? В таком случае вам определенно точно потребуется передвижная вышка, благодаря использованию которой вы сможете значительно сократить сроки строительства!Узнайте подробности прямо сейчас на vishkatrans.ru.

Как уже отмечалось в предыдущих статьях, развертывание и дооснащение лунной базы будет производится поэтапно. В качестве условно нулевого этапа создания лунной базы можно рассматривать стыковку взлетно-посадочного комплекса с пилотируемым луноходом, реализуемую при осуществлении первых экспедиций в рамках подготовительных работ к строительству долговременной лунной базы. Этот комплекс можно назвать также временной лунной базой.

Создание долговременной лунной базы, состоящей из трех модулей в противорадиационном укрытии из реголита и ядерной энергоустановки, можно считать лунной базой первого этапа (минимальной конфигурации), под которой понимается комплекс средств на поверхности Луны, который должен обеспечивать жизнедеятельность экипажа численностью три человека длительное время и шести человек кратковременно (до двух недель). В лунной базе минимальной конфигурации предполагается также размещение научной аппаратуры, с которой будет работать экипаж, а также обеспечение выходов экипажей на поверхность, в том числе для обслуживания и ремонта лунных транспортных средств, обеспечения штатных стыковок с пилотируемыми луноходами и с модулями при наращивании базы. Отметим лишь, что достаточно детальные проектно-конструкторские проработки лунной базы первого этапа выполнялись в разных организациях начиная с 70-х годов, результаты последних проектных разработок РКК «Энергия», выполненных в 2007-2008 г. [4.72], достаточно подробно описаны выше.

Ниже рассмотрена возможность развития долговременной базы на втором этапе освоения Луны, а также разработанный архитектором совместно с коллективом специалистов возможный вариант создания базы-поселения с развитой инфраструктурой, близкой к полному самообеспечению такого поселения.

Состав объектов лунной базы второго этапа:

1 — обитаемые модули; 2 — противорадиационное укрытие; 3 — космодром; 4 — взлетно-посадочный комплекс; 5 — трасса транспортировки модулей базы; 6 — завод по производству ракетного топлива; 7 — хранилища произведенного ракетного топлива; 8 — трасса доставки топлива с завода на космодром; 9 — ядерная энергоустановка; 10 — вал радиационной защиты; 11 — зона добычи ископаемых; 12 — агрегат добычи ископаемых; 13 — транспортный луноход; 14 — трасса доставки ископаемых на завод; 15 — зона долговременного хранения побочных продуктов переработки ископаемых; 16 -транспортный луноход; 17 — зона утилизации отходов; 18 — линии передачи электроэнергии; 19 — солнечная электростанция; 20 — станция космической связи; 21 — зона размещения научного оборудования

Лунная база второго этапа. На втором этапе освоения Луны предполагается создание долговременная лунной базы, которая фактически будет развитием базы первого этапа. Долговременная база (рис. выше) может иметь в своем составе:

• до 12 обитаемых модулей различной специализации в противорадиационном укрытии из лунного реголита (рис. ниже);
  

   

  
  

  Возможное размещение обитаемых модулей лунной базы второго этапа в противорадиационном укрытии из реголита:
  

  1 — командно-жилой модуль (базовый блок); 2 — научно-исследовательский модуль; 3 — санитарно-гигиенический модуль; 4 — медико-биологический модуль; 5 — производственно-ремонтный модуль (мастерская); 6 — оранжерея; 7 — складской модуль; 8 — шлюзовой модуль; 9 — противорадиационное укрытие из лунного грунта (толщина грунта не менее 2 м); 10 — перекрытие траншеи (гофрированный лист); 11 — опалубка стенок траншеи (радиатор системы терморегулирования)
  

• атомную электростанцию (ядерную энергоустановку);
  
• пилотируемый, транспортно-грузовой и рабочий луноходы с необходимым набором навесного оборудования для обслуживания объектов базы (для грунтовых и погрузочно-разгрузочных работ);
  
• солнечную энергоустановку (используется на этапе развертывания базы, а на следующих этапах, как резервный источник электроэнергии);
  
• космодром для обслуживания пилотируемых взлетно-посадочных и грузовых посадочных комплексов;
  
• хранилище криогенных кислорода и водорода;
  
• станцию космической связи (антенны и телекоммуникационное оборудование);
  
• научное оборудование (телескопы, опытные лабораторные установки и т. п.);
  
• транспортные пути движения пилотируемых и транспортных луноходов между объектами базы;
  
• энергетические и информационные коммуникации между объектами базы;
  
• зону утилизации отходов.
  

   

  После освоения технологий добычи криогенных компонентов топлива из лунных ресурсов в состав лунной базы (базы второго этапа) включаются дополнительно:
  

• зона добычи полезных ископаемых;
  
• агрегаты добычи полезных ископаемых;
  
• завод по переработке полезных ископаемых;
  
• дополнительный парк транспортных луноходов для обеспечения транспортировки выработанной продукции;
  
• зонадолговременногохраненияпобочныхпродуктовпереработки ископаемого сырья (металлы, кремний и т. п. материалы для использования в будущих периодах освоения Луны).
  

   

  Характеристики Лунной базы:
  

  Суммарная масса модулей    до 120 т
  

  Масса одного модуля базы    до 10 т
  

  Диаметр гермокорпуса модулей    2,9 м
  

  Длина одного модуля    8    м
  

  Суммарный объем базы    до    350 м³
  

  Количество модулей    до    12 шт.
  

  Экипаж    до    20 чел.
  

Вас гораздо больше интересуют экстрасенсорные способности, а не какие-то аппараты, бороздящие естественный спутник нашей планеты? Тогда вот вам сайт — http://ksvety.com/, где вы найдете предсказания экстрасенсов. Эти знания позволят вам распланировать всю свою жизнь, избегая неприятностей, бед и утрат.

Энергоустановка луноходов строится на базе солнечных батарей в совокупности с электрохимическими генераторами на топливных компонентах кислород-водород. Батареи обеспечивают луноходы электроэнергией в течение лунного дня, а генератор — в течении лунной ночи. Дежурным и аварийным источником электропитания систем луноходов могут быть аккумуляторы. Восполнение запаса топливных компонентов происходит путем электролиза получаемой в результате работы генератора воды с помощью электроэнергии во время стыковок с модулями базы. Для этого в состав луноходов должен быть включен электролизер, в том числе для восполнения компонентов посредством электроэнергии, получаемой от солнечной батареи во время лунного дня, в случае бездействия лунохода.

В состав целевого оборудования могут входить научное оборудование, комплект строительно-монтажного и ремонтного оборудования.

Комплекс средств жизнеобеспечения лунохода должен обеспечивать жизнедеятельность экипажа в количестве 3 человек в течение 5 суток автономной работы. При ресурсе 15 лет количество циклов автономной работы равно 360. К комплексу средств жизнеобеспечения дополнительно должно быть предъявлено требование по сохранению продуктов жизнедеятельности экипажа (конденсат атмосферной влаги, урина, фекальные массы) для последующей их переработки на базе, по крайней мере, до момента добычи воды из лунного грунта.

Схема построения комплекса и его состав существенным образом зависят от перечня расчетных нештатных ситуаций, связанных с разгерметизацией жилых отсеков, невозможностью самостоятельного возвращения лунохода на базу.

Комплекс системы жизнеобеспечения основывается на запасах газообразного кислорода, воды, пищи и средств личной гигиены. Запасы восстанавливаются после возвращения лунохода на базу. Масса запасов и их размещение зависят от времени автономного существования лунохода с экипажем с учетом расчетных нештатных ситуаций. Отметим, что удаление углекислого газа из атмосферы жилых отсеков может осуществляться системой очистки атмосферы типа хорошо зарекомендовавшей себя на орбитальных станциях системы «Воздух».

При отношении объемов командного (жилого) отсека и шлюзового отсека менее 10 в состав средств откачки воздуха из шлюзового отсека должен быть введен компрессор и баллоны для приема газа, откачиваемого из шлюзового отсека.

Транспортно-грузовой луноход предназначен для решения следующих основных задач: