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.
  

Предпочитаете думать о делах более насущных и земных, чем разбираться в работе межорбитального буксира. Так, в частности, планируете приобрести строительные материалы высокого качества и построить дом для своей семьи? Тогда вам определенно точно следует заглянуть на nikastroy.ru, где вы сможете совершить такую покупку на выгодных для себя условиях!

Солнечный ММБ включает солнечные батареи, ЭРДУ, силовой преобразовательный блок, приборный отсек и устройство стыковки. Такой ММБ, в виду больших площадей солнечных батарей, должен собираться с помощью космонавтов на специальном орбитальном сборочном комплексе.

Эффективность и размеры ММБ с СБ будут определяться КПД ФЭП и конструктивным совершенством конструкции СБ. С ростом КПД уменьшается требуемая площадь СБ (при фиксированной мощности) и, следовательно, их размеры и масса, уменьшаются затраты на выведение СБ на орбиту и на их развертывание. Снижение затрат можно будет наблюдать и при уменьшении массы конструкции, которая будет так же снижаться по мере уменьшения площади СБ и применения различных легких композиционных конструкционных материалов. Использование концентраторов позволит уменьшить стоимость СБ за счет сокращения требуемой площади ФЭП, являющихся наиболее дорогостоящим элементом СБ.

За последние два десятилетия технология создания СБ значительно продвинулась. Это связано с созданием многопереходных арсенид-га-лиевых фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), КПД которых в настоящее время достиг почти 41%, а в перспективе может достичь и 60% [5.46]. Недостатком таких ФЭП является их большая, относительно кремниевых ФЭП, стоимость. Однако, по мере освоения производства и наладки массового выпуска их стоимость будет снижаться. Поэтому применение многопререходных арсенид-галиевых ФЭП может быть перспективным. Применение концентраторов также позволит снизить стоимость СБ за счет уменьшения непосредственной площади ФЭП. В настоящее время созданы легкие композитные материалы и технологии их обработки и применения, что также повышает энергомассовые характеристики СБ.

В результате совместных работ РКК «Энергия» и ФТИ им. А.Ф. Иоффе в начале 2000-х г. была предложена концепция усовершенствованной панели СБ. Изготовленная по предложенной концепция СБ будет иметь следующие преимущества по сравнению с существующими:

—    улучшенные массо-габаритные и энергетические характеристики;

—    повышенную радиационную стойкость и меньшую степень деградации.

Предложенная концепция базируется на технологии высокоэффективных арсенид-галлиевых ФЭП и солнечных концентраторов на основе линзы Френеля.

Отдельная ячейка СБ представляет собой многопереходный ар- сенид-галлиевый фотоэлектрический преобразователь квадратной формы с размерами 3,5×3,5 мм, и смонтированный над ним концентратор квадратной формы на основе линзы Френеля с поперечным размером 25×25 мм. Фокусное расстояние концентратора составляет ~30 мм, что и определяет толщину панели батареи. Электрический КПД многопереходного преобразователя в перспективе может составить -40% и более.

Основа панели солнечной батареи — силовой каркас из углепластика, обеспечивающий позиционирование линз Френеля относительно преобразователей, их фиксацию и восприятие механических нагрузок. Силовой каркас образован набором квадратных ячеек, причем каждые две ячейки, соединенные по ребру двугранного угла, образуют парный элемент, из которого может быть собрана панель произвольного размера. Каждая пара ячеек каркаса поддерживает блок из 16 линз Френеля. Такой блок имеет 9 опорных точек, по которым осуществляется крепление блока линз к силовому каркасу. Отдельные элементы преобразователя, размещенные в фокусе линз Френеля, смонтированы на поверхности радиатора. Радиатор представляет собой алюминиевый лист толщиной 0,1 мм, на обе стороны которого нанесено покрытие, обеспечивающее заданные излучательные характеристики. Электрическая коммутация отдельных преобразователей осуществляется медными фольговыми шинами, изолированными полиамидной пленкой.

Система хранения и подачи может быть комбинированного типа: криогенная — для работы двигателей в режиме транспортирования полезного груза, обеспечивающая минимальные габариты и массу сухой СХП, и газобаллонная — для работы двигателей в режиме обеспечения ориентации и коррекции орбиты в течение срока активного существования КА (при необходимости) или только криогенная.

Размерность тягового модуля. Для околоземных ММБ мощностью 500-1500 кВт подсистему тяговых модулей целесообразно построить на базе единого модуля ЭРД электрической мощностью 25-50 кВт. В РКК «Энергия» ЭРД такой мощности были созданы и испытаны. Мощность тягового модуля в 25-50 кВт позволяет
уже в настоящее время на существующих отечественных базах производить наземную отработку ЭРД и модулей в целом.

Однако применительно к ЯЭРДУ мегаваттного класса потребуется увеличение мощности единичного ЭРД по крайней мере до 100 кВт. Такие проработки были выполнены и принципиально создание ЭРД такой мощности не вызывает сомнений. Проектные параметры ЭРД типа ДАС электрической мощностью 100 кВт следующие:

Может оказаться эффективным использование магнитоплазменных сильноточных двигателей на литии, преимуществом которых является возможность создания двигателя большой единичной мощности (500-1000 кВт и возможно более). Такой двигатель мощностью до 500 кВт был создан в РКК «Энергия» и прошел ресурсные испытания в течение 400 час (рис. ниже). Большим преимуществом такого двигателя, кроме большой единичной мощности, является также низкое рабочее напряжение (до 100 В), что позволяет непосредственное (без системы преобразования тока и повышения напряжения) подсоединение к термоэмиссионному реактору-преобразователю, рабочее напряжение которого 100-125 В. Для больших мощностей это существенное снижение массы ЯЭРДУ. При использовании сильноточных двигателей на литии единичная мощность двигателя должна составить 500-1000 кВт.

Прошедший ресурсные испытания сильноточный стационарный плазменный двигатель электрической мощностью 500 кВт:
1 — изоляторы; 2 — соединительные узлы; 3 — нагреватель; 4 — катод-испаритель; 5 — нейтральный экран; 6 — анод; 7 — соленоид

Хранение лития целесообразно внутри холодильника-излучателя ЯЭУ. При неработающей ЯЭУ он будет в твердом состоянии, а при работающей — в жидком (разогретом за счет тепла от холодильника-излучателя). Такая схема существенно упрощает систему хранения и подачи, и, кроме того, баки с литием являются прекрасной нейтронной защитой полезного груза, что при соответствующей компоновке баков может заметно уменьшить массу радиационной защиты, входящей в состав ЯЭУ.

Гораздо больше, чем электроракетная двигательная установка, подходящие для осуществления миссий на Луну, вас интересует вся доступная инофрмация по теме – bank offshore to open bank account without personal visit to the bank. В таком случае вам определенно точно следует заглянуть на сайт www.dubai-international-bank.com. Здесь вы узнаете обо всех преимуществах оффшорных счетов в международном банке Дубай.

Маршевая ЭРДУ большой мощности с электропитанием от ЯЭУ является средством увеличения массы ПГ, доставляемого на рабочую орбиту, за счет высокого удельного импульса ЭРД.

Концепция ЭРДУ, с учетом большой подводимой мощности, при использовании холловских или ионных электрореактивных двигателей должна быть выбрана многодвигательной.

В состав ЭРДУ входят тяговые модули; система хранения и подачи рабочего тела; система электропитания и управления. Тяговые модули должны обеспечивать создание тяги в течение заданного цикла работы ЯЭРДУ, а в некоторых случаях — длительного поддержания орбиты и ориентации транспортного средства. Система хранения и подачи предназначена для хранения рабочего тела и подачи его под заданным давлением к тяговым модулям. Система электропитания и управления предназначена для коммутации электрических цепей тяговых модулей
и системы хранения и подачи и обеспечения поддержания номинальной тяги ЭРДУ. Для создания управляющих моментов маршевые тяговые модули могут быть установлены на поворотных кронштейнах, либо в состав ЭРДУ могут быть введены еще несколько таких модулей.

Электроракетный двигатель. Для решения рассматриваемых задач доставки полезного груза с орбиты Земли на орбиту Луны наиболее подходят холловские электроракетные двигатели типа СПД (стационарный плазменный двигатель) или ДАС (двигатель с анодным слоем), а также ионные двигатели. В нашей стране наибольший практический опыт использования ЭРД накоплен в области СПД, которые могут эффективно использоваться в диапазоне требуемого I_уд от 15 до 30 км/с. При необходимости перехода к более высоким I_уд предпочтительнее для использования в составе ЯЭРДУ для решения задач как в околоземном, так и в дальнем космосе становится ЭРД типа ДАС, который имеет меньшие габариты по сравнению с СПД и ионными двигателями и из-за отсутствия изоляции в разрядной камере устойчиво работает при повышенных напряжениях (1 кВ и более). Ввиду применения в ДАС проводящих материалов для стенок разрядной камеры расширяется выбор материалов с малым коэффициентом ионного распыления, что в перспективе позволяет значительно повысить ресурс ДАС по сравнению с СПД.

В 1960-х-1970-х г. широко исследовались СПД и двухступенчатые ДАС. Значительный объем работ по таким двигателям был выполнен в РКК «Энергия», ЦНИИмаш. Двигатели продемонстрировали
возможность получения удельного импульса в диапазоне 20-80 км/с. Испытания проводились, в том числе, на ксеноне, цезии и висмуте. В конце 1960-х был испытан двухступенчатый ДАС, который при работе на висмуте с потребляемой мощностью более 100 кВт показал удельный импульс 80 км/с и КПД около 80%. Ресурс составил несколько тысяч часов. Двигатель также был испытан на ксеноне и цезии.

Практическое применение СПД началось с 1972 г. За это время в составе КА на орбите отработали более 100 СПД разработки ОКБ «Факел», а около полусотни продолжают эксплуатироваться. Суммарная наработка в космосе составляет более 100 тысяч часов.

В классе повышенной мощности ОКБ «Факел» совместно с НИИП-МЭ МАИ создали двигатели СПД-140, СПД-160 и СПД-180, в Центре Келдыша разработан двигатель типа СПД Т-160. В ЦНИИмаш на базе ускорителей с анодным слоем разработаны двигатели Д-100-1 (одноступенчатая) и Д-100-2 (двухступенчатая схема). Ведутся проработки ЭРД мощностью до 50 кВт в единичном модуле.

Конструкция двигателя с анодным слоем электрической мощностью 30 кВт: 1 — диск-радиатор внешний; 2 — диск-радиатор внутренний; 3 — втулка; 4 — магнит постоянный; 5 — катод-нейтрализатор; 6 — тепловая труба; 7 — внутренний полюс магнитной системы; 8 — внешний полюс магнитной системы; 9 — катод II ступени; 10 — катод I ступени; 11 —анод-газораспределитель; 12 — магнитопровод; 13 — пружина

На рис. выше приведена конструкция одного из вариантов ДАС. Такой двигатель имеет подтвержденные тяговые характеристики, значительный задел экспериментальных и конструкторских работ, позволяющий быстро перейти к ОКР.

Ближайшим прототипом предлагаемого единичного модуля ЭРД в настоящее время является двухступенчатый ДАС ТМ-50 разработки ЦНИИМаш, прошедший экспериментальную проверку на стенде в Glenn Research Center (США) со следующими характеристиками:

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.

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

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

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

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

Таблица. Требования к возможностям средств выведения на околоземную опорную орбиту

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

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

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

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

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

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

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.

Зачем думать о далекой Луне, где смотреть-то в общем и не на что, когда курорты Анапы предлагают вам провести незабываемое время в самых красивых уголках нашей планеты! Так что обязательно загляните на anapanamore.ru и начинайте собирать чемоданы!

Необходимость существенного повышения эффективности транспортных операций и разработки принципиально новых многоразовых транспортных средств. Исследование и освоение Луны
потребует выполнения большого объема работ на ее поверхности. Эти работы будут носить многоплановый характер. С одной стороны, это проведение научных исследований и экспериментов, с другой — добыча полезных ископаемых и энергии, обработка (и сборка) до состояния полуфабрикатов или готовых изделий и транспортировка полученного для последующего использования по поверхности Луны, в космическое пространство и возможно на Землю.

Для выполнения работ требуется соответствующее оборудование и аппаратура, которые должны быть доставлены на Луну с Земли, по крайней мере, на начальном этапе освоения, пока не будет налажено производство на Луне. Все телескопы, лаборатории, геологоразведочное оборудование, заводы по переработке сырья, электростанции и многое другое необходимо доставить с Земли. Все это оборудование должно быть не только доставлено, но и необходимым образом размещено на поверхности. Для осуществления подобных транспортных и такелажных операций требуются, соответственно, лунные транспортные средства, землеройная и строительно-монтажная техника.

Общая сложность и огромный объем работ потребует постоянного присутствия на Луне человека, для чего необходимо доставить на Луну и там собрать обитаемую лунную базу, обеспечивающую комфортные условия проживания и функционирования экипажа в течение всего срока эксплуатации. Доставка экипажа на лунную базу и возвращение его на Землю должна осуществляться регулярно, в соответствии с графиком смен (примерно раз в полгода). К этому необходимо добавить, что регулярно должен доставляться ЗИП для оборудования и аппаратуры, включая системы лунной базы, а также снабжение экипажа.

Масса лунной базы на начальном этапе в составе трех обитаемых модулей, электростанции и одного лунохода будет составлять, по предварительным оценкам, как минимум 60 т, масса лунной орбитальной станции порядка 30 т. Чтобы доставить этот груз с использованием существующих технологий необходимо вывести на околоземную орбиту полезный груз массой 700-800 т, что соответствует запуску 7-8 PH сверхтяжелого класса. Учитывая также ограничения по возможностям космодромов по запускам подобных PH (примерно два в год) можно предположить, что развертывание лунной базы займет около четырех лет, не считая доставки людей. И это только для построения базы и создания условий жизнедеятельности экипажа численностью З3-4 человека.

Доставка научной аппаратуры и оборудования для исследования и освоения лунных ресурсов потребует гораздо большего грузопотока.

Радиосвязная, навигационная и геодезическая поддержка потребует в свою очередь наличия соответствующих спутников на окололунной орбите.

По предварительным оценкам выполнение программы исследования и освоения Луны с использованием транспортной системы, разработанной на существующих технологиях (только жидкостные реактивные двигатели на химических компонентах), приведет к необходимости выведения на низкую околоземную орбиту более тысячи тонн ежегодно (примерно 740 т на развертывание и 435 т для ежегодного снабжения).

Таким образом, освоение Луны прежде всего будет зависеть от оптимального построения космической транспортной системы, включая состав системы, параметры элементов системы и схему функционирования системы.