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:

 

мощность	25,4 кВт
рабочее тело	ксенон
тяга	0,97 Н
удельный импульс	33,2 км/с
тяговый КПД	62%
ускоряющее напряжение	713 В

 

 

Гораздо больше, чем типы и устройство современных ЯЭУ, вас интересует, где можно купить мотоблоки, которые, по вашему мнению, имеют гораздо более важное и практичное значение… по крайней мере здесь, на Земле. И именно поэтому вам следует заглянуть на karex.ru. Здесь вы сможете приобрести такое оборудование от известного и уважаемого бренда.

---

Ожидаемые характеристики газотурбинной ЯЭДУ электрической мощностью 1 МВт приведены в табл. ниже.

	Рабочее тело — смесь He-Xe
Параметр	Тип холодильника-излучателя
	Капельный		Панельный
Температура рабочего тела, К: перед турбиной	1200	1500	1500
перед компрессором	320	320	400
Степень повышения давления в компрессоре	1,8	1,6	3
Общий КПД преобразования энергии, %	35	38	35
Масса энергоблока, кг	6800	6500	6800
Удельная масса энергоблока, кг/кВт	6,8	6,5	6,8

Таблица. Предполагаемые характеристики газотурбинной ЯЭДУ

 

Проект должен быть реализован в течение 2010-2018 г., причем эскизный проект должен быть разработан в 2012 г., в 2015 г. — завершена наземная отработка систем, а в 2018 — ресурсные испытания ЯЭДУ Головной разработчик всей программы и ЯЭДУ — Центр Келдыша Роскосмоса. Реакторная установка на основе газоохлаждаемого реактора выполняется кооперацией во главе с НИКИЭТ Госкорпорации «Росатом». Разработка собственно космического аппарата — транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) на основе этой ЯЭДУ выполняется РКК «Энергия».

 

Возможный вариант компоновки транспортно-энергетического модуля с ядерной газотурбинной установкой и капельным холодильником-излучателем

 

Один из возможных вариантов компоновки транспортно-энергетического модуля с ядерной газотурбинной установкой и капельным холодильником-излучателем приведен на рис. выше.

 

Следует отметить, что специалисты, которые проводили сравнение космических ЯЭУ с различными схемами преобразования энергии в Центре Келдыша, РКК «Энергия» и других организациях подчеркивали, что удельные массы термоэмиссионной и газотурбинных ЯЭУ близки. Поэтому с учетом того факта, что эффективность транспортных средств на основе ЭРДУ зависит фактически лишь от удельной массы ЯЭРДУ, приводимые ниже результаты по эффективности транспортных систем с ЯЭРДУ с небольшой погрешностью будут справедливы для ЯЭУ с различными схемами преобразования тепловой энергии в электрическую.

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.
  

НОВЫЙ ЭЛЕМЕНТ

---

В мае 2014 года команда немецких учёных под руководством Кристофа Дюллмана подтвердила существование 117-го элемента таблицы Менделеева. Впервые элемент, получивший временное название унунсептий (собственно, «сто семнадцатый» по-латински), был получен ещё четыре года назад в лабораторных условиях группой российских и американских исследователей. Тогда для получения элемента мишень из изотопа 97-го элемента, берклия-249, была обстреляна ионами кальция-48. Однако по требованиям Международного союза теоретической и прикладной химии для внесения нового элемента в таблицу Менделеева его существование должно быть подтверждено двумя независимыми исследованиями. Другими словами, требовалось ещё раз синтезировать унунсептий где-нибудь в другом месте, и именно на это ушло столько времени. Дело в том, что берклий-249 сам по себе довольно редкий элемент, производится в небольших количествах и имеет период полураспада менее года, поэтому исследования с его использованием проводятся нечасто. Собственно говоря, изначальной целью немецких химиков был синтез 119-го элемента, однако после ряда безуспешных попыток они решили проверить оборудование и получить хотя бы 117-й. Им удалось создать четыре атома унунсептия, которые просуществовали всего десятую долю секунды, но этого времени хватило для документального подтверждения факта. Впрочем, даже теперь, прежде чем внести элемент в таблицу, потребуется провести ряд исследований и экспериментов. Читать дальше>>

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

  
   

Отправляетесь в Черногорию на конференцию, посвященную взлетным и посадочным комплексам на Луне? Тогда вам следует знать, что такси Подгорица довезет вас в нужное место быстро и за разумные деньги! Подробности вы найдете на aerodromtaxi.com.

---

При массе взлетного модуля с жилым и шлюзовым отсеками (т.е. массы полезного груза) в 10 т, масса одноразового взлетно-посадочного и посадочного (с полезным грузом) комплекса с двигательной установкой на высококипящих топливных компонентах составит порядка 28 т. Внешний вид взлетно-посадочного комплекса показан на рис. ниже, а его основные характеристики следующие:

 

 

Внешний вид взлетно-посадочного комплекса первого этапа

 

Взлетно-посадочный комплекс должен содержать три изолированных обитаемых отсека: взлетную кабину, жилой отсек и шлюзовой отсек. Учитывая, что время пребывания экипажа в комплексе предполагается ограничить 90 человеко-сутками, комплекс средств жизнеобеспечения должен состоять из систем на запасах, размещенных в жилом отсеке. В шлюзовом отсеке могут быть размещаться два выходных скафандра, полный комплект агрегатов средств обеспечения выхода и насосный агрегат откачки, обеспечивающий откачку шлюза до остаточного давления ~15 мм рт.ст. Откачка газа из шлюзового отсека осуществляется в жилой отсек с соответствующим повышением в нем давления.

 

Многоразовый межорбитальный буксир с ЭРДУ предназначен для доставки лунных взлетно-посадочных и посадочных комплексов, контейнеров с полезной нагрузкой, топливом, научного оборудования и многих других грузов, необходимых для освоения Луны или произведенных на Луне с низкой околоземной орбиты на низкую окололунную орбиту и обратно.

 

Такой буксир может быть использован для доставки полезных грузов в точки либрации и на высокие околоземные и окололунные орбиты и обратно. Принципиально возможно его использование для снабжения электроэнергией бортовых систем энергоемких КА, в том числе лунной орбитальной станции.

 

Возможный вид многоразового межорбитального буксира с ядерной энергоустановкой

 

Вариант многоразового межорбитального буксира с ядерной энергоустановкой в РКК «Энергия» рассматривается в качестве основного. Возможный вид буксира с ЯЭУ приведен на рис. выше, а основные характеристики одного из вариантов такого буксира следующие:

 

Многоразовый межорбитальный буксир с ЭРДУ является одним из элементов транспортной системы, существенно повышающим эффективность транспортных операций и использующийся на всех этапах освоения Луны и этапах развития транспортной космической системы.

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.

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.