/
Текст
УДК 629.78
ББК 39.6
Ф31
Рецензенты:
академик РАН Н.С. Кардашов (Астрокосмический центр ФИАН
им. П.Н. Лебедева),
д-р техн, наук, проф. ОЯ. Романов (БГТУ им. Д.Ф. Устинова),
д-р техн, наук, проф. В.В. Никольский (БГТУ им. Д.Ф. Устинова)
Ф31 Феоктистов К.П.
Космическая техника. Перспективы развития: Учеб, посо-
бие. - М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1997. - 172 с.
ISBN 5-7038-1306-9
Книга посвящена анализу проблем космической техники, задачам, кото-
рые стоят перед ней, и способам их решения. В основу книги положен мате-
риал лекций, прочитанных автором студентам МГТУ им. Н.Э. Баумана.
Предназначена для студентов технических вузов. Может быть полезна
специалистам, работающим в области космической техники.
Ил. 12. Табл. 26. Библиогр. 11 назв.
Выпуск книги финансировал
Московский государственный технический университет
им. Н.Э. Баумана
ББК 39.6
© К.П. Феоктистов, 1997
© МГТУ им. Н.Э. Баумана, 1997
ISBN 5-7038-1306-9 © Издательство МГТУ
им. Н.Э. Баумана, 1997
ПРЕДИСЛОВИЕ
ПРЕДИСЛОВИЕ
Прошло почти четыре десятилетия со времени запуска на орби-
ту Земли первого искусственного спутника. Многое за это время
сделано, но, как и в первые годы работ над ракетами и спутниками,
перед нами стоят вопросы: куда идти дальше, что делать и что ис-
кать вне Земли? Можно даже сказать, что проблемы выбора целей
космических работ и создания средств для их достижения стали
более острыми. Эти проблемы в наше время требуют внимательного
рассмотрения и анализа возможных вариантов путей развития кос-
мической техники и космических исследований, чтобы они принес-
ли нам новые нужные информации, пользу в нашей повседневной
жизни и открыли новые возможности исследования космоса.
Положение осложняется тем, что крупные космические разра-
ботки требуют больших затрат и они, как правило, не под силу
частным предпринимателям и даже отдельным странам. В услови-
ях противостояния двух блоков государств, в условиях холодной
войны и острой борьбы за престижное положение лидеров техни-
ческого прогресса администраторам и руководителям космических
работ удавалось добиваться финансирования для осуществления не
всегда убедительных и необходимых программ. Сейчас положение
другое. При постановке новых целей работ нужно не только убедить
себя и общественность в необходимости и возможности их осуще-
ствления, но и сделать это при минимальных затратах.
Книга посвящена именно этим вопросам: рассмотрению некото-
рых задач, которые могут быть актуальными, трудностей, связан-
ных с их осуществлением; возможностей снижения расходов.
5
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
1. ЧТО МЫ ИЩЕМ В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ
Вопрос, куда и зачем идти дальше в космических работах, воз-
никал еще с 50-х годов, но до сих пор ничего определенного мы не
смогли для себя сформулировать.
Что за границами атмосферы стоило бы искать? Новую инфор-
мацию о Вселенной, в которой мы живем? Или возможности, ко-
торые открываются в этом пространстве для улучшения нашей жиз-
ни, для производства, для повышения безопасности общества, для
жизни человечества за пределами Земли?
Новая информации о Вселенной, может быть, и есть самое ин-
тересное и ценное, что можно найти в космосе. Мы живем в мире,
устройства которого не знаем, в хаосе, где происходят грандиозные
по энергетике процессы и катаклизмы. На многие вопросы мы не
знаем ответов. Сам вид многих наблюдаемых галактик наводит на
мысль об истечении из их центров вещества и энергии. Что там
происходит? Чем объяснить одновременное наличие двух противо-
речащих, казалось бы, особенностей наблюдаемой Вселенной: бо-
лее-менее равномерное распределение галактик в пространстве и их
взаимное «разбегание», причем с тем большей скоростью, чем даль-
ше они друг от друга находятся?
Откуда, как появились люди, животные, растения, виноват в
этом Господь или жизнь зародилась сама по себе? Есть ли какой-то
смысл в нашем существовании?
Современные представления о «большом взрыве», послужив-
шем началом нашей Вселенной, не соответствуют картине, наблю-
даемой в нашем трехмерном пространстве. После «взрыва» в трех-
мерном пространстве плотность распределения разбегающихся га-
лактик должна была бы быть различной в разных направлениях
(например, к центру «взрыва» и нормальных к нему); отношение
расстояния между галактиками к скорости их разбегания было бы
6
1. ЧТО МЫ ИЩЕМ В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ
не постоянной величиной, как установил Хаббл в первой трети на-
шего века, а изменяющейся в зависимости от направления, в ко-
тором ведутся наблюдения, и от расстояния между галактиками.
Может быть, мы живем в четырехмерном пространстве? Но наш
мозг, обрабатывая поступающую извне информацию, не обнаружи-
вает четвертого измерения.
Может быть, мы живем на трехмерной поверхности в четырех-
мерном пространстве? Но ни мы, ни наши приборы не получают
информации из пространства, находящегося вне этой трехмерной
поверхности, и все, что мы наблюдаем (предметы, звезды, галак-
тики), находится на этой поверхности.
Трудно принять такую картину, однако предположение о кри-
визне нашего трехмерного пространства в какой-то степени под-
тверждается.
Рассмотрим такую упрощенную схему Вселенной. Предполо-
жим, что наш мир есть трехмерная поверхность в четырехмерном
пространстве и что эта поверхность есть поверхность четырехмер-
ной сферы, радиус г которой увеличивается со скоростью v.
Если эта скорость постоянна, то
г = v t,
где t - время. Расстояния между галактиками, находящимися на
этой поверхности, вычисляемые вдоль кратчайших линий на этой
поверхности,
l = ra = vta,
где а - угол между радиусами-векторами рассматриваемых галак-
тик, проведенными к ним из центра «большого взрыва».
Скорость увеличения расстояния между галактиками (скорость
разбегания галактик), вычисляемая в трехмерной поверхности на-
шего мира по дуге большого круга, составит
dZ
' = d? = "0-
Отношение скорости разбегания I галактик к расстоянию I меж-
ду ними
1 _ V а - 1
7 v t a t
7
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- постоянная величина для данного момента времени t и для всех
направлений в нашем трехмерном мире, которая называется посто-
янной Хаббла.
К тому же, наш мир - не идеальная поверхность четырехмерной
сферы, она, по-видимому, имеет рельеф. Общая теория относитель-
ности (и другие теории пространства и времени) связывает местную
кривизну нашего трехмерного пространства с расположенными по-
близости массивными телами (например, со звездами). Местная
кривизна пространства в окрестностях Земли (определяемая мас-
сой Солнца) обнаруживается в тонких наблюдениях отклонений лу-
чей от звезд вблизи Солнца (при наблюдениях солнечного затмения)
и в наблюдениях за прецессией орбиты планеты Меркурий.
Следовательно, кое-какие наблюдаемые факты как-будто под-
тверждают эту странную для восприятия картину. Но таких фактов
мало.
Почему мы не наблюдаем событий в четвертом измерении? А
может быть, и наблюдаем что-то происходящее с телами в четвертом
измерении, но не отдаем себе отчета в этом?
По современным оценкам, мировое время t (от момента «боль-
шого взрыва»), за которое можно принимать величину, обратную
постоянной Хаббла, составляет порядка 10...20 млрд, лет, а рассто-
яния до наиболее удаленных наблюдаемых галактик и квазаров
имеют порядок миллиардов световых лет. Это может означать, что
скорость увеличения радиуса Вселенной может иметь порядок ско-
рости света, но может быть и меньше.
Анализ возможных скоростей увеличения радиуса кривизны
пространства (у = с, и = с / л, v « с, где с - скорость света) и
возможных эффектов, которые должны были бы наблюдаться, ука-
зывает скорее на скорость увеличения радиуса кривизны нашего
пространства порядка световой. Этот порядок ведет нас к предпо-
ложению о световой скорости расширения нашей Вселенной. Сле-
довательно, что же такое наша Вселенная - волна электромагнит-
ных колебаний, распространяющаяся в пространстве? Принять та-
кую картину Вселенной трудно не только потому, что она противо-
речит опыту окружающего нас мира, но и потому, что слишком
мало фактов ее подтверждения. Непознанность мира воодушевляет
исследователей на поиски более обширной информации.
Конечно, можно и нужно искать новую информацию о Вселен-
ной внутри окружающего мира, внутри микромира. Но сейчас по-
8
1. ЧТО МЫ ИЩЕМ В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ
явились новые возможности исследования макромира с помощью
мощных космических инструментов (радио, оптических и других
телескопов).
Можно использовать два пути поиска информации: добывать ее
непосредственно самим, искать в космосе другие цивилизации в на-
дежде получить от них дополнительную информацию. Возможно и
такое направление, как исследование Солнечной системы, ее пла-
нет, и в частности Марса. Конечно, человечество будет заниматься
и этими исследованиями (естественно интересоваться окрестностя-
ми), но надо отдавать себе отчет в том, что в Солнечной системе
найти какую-нибудь существенную информацию маловероятно.
Новые возможности для человечества в космосе уже начинают
использоваться, например: связь, ретрансляция ТВ, экологический
контроль, исследования природных ресурсов, навигация, контроль
военных приготовлений потенциальных агрессоров, обнаружение
терпящих бедствие.
Нужно также искать новые возможности использования усло-
вий космоса на орбите, например, для производства сверхчистых
и сверхпрочных материалов, лучшей очистки биологических пре-
паратов, регулярного контроля озонового слоя атмосферы, энерго-
снабжения Земли с помощью орбитальных электрических станций.
К таким поискам относится и исследование возможностей ре-
шения проблемы народонаселения Земли.
Экологические" проблемы, вставшие перед человечеством в этом
веке, явились следствием не только безответственной и непредус-
мотрительной эксплуатации ресурсов Земли, но и быстрого роста
народонаселения. Если сохранится современный темп роста насе-
ления Земли, то она может превратиться в человеческий муравей-
ник, а люди, как саранча, будут уничтожать мир, в котором они
живут. Чтобы понять эту опасность, достаточно взглянуть на оценку
возможного роста населения Земли:
Век . . . . .XX XXI XXII XXIII XXIV XXV
Население Земли, млрд, чел., при темпе роста в год: 1%. . . . . 6 ' 16 44 44 119 321 16530 867 120000
2%. . . . . 6 315 2281
9
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Никаких ресурсов Земли не хватит, если рост народонаселения
нашей планеты будет продолжаться теми же темпами, что и в пре-
дыдущие годы. В таком «муравейнике» экологйческая катастрофа
неизбежна.
Можно представить два выхода из этого тупика:
- ограничение роста и даже сокращение численности населения
Земли за счет ограничения рождаемости;
- ограничение роста населения Земли за счет эмиграции людей
в космос - в космические поселения.
Стабилизация населения Земли за счет ограничения рождаемо-
сти представляется вполне реальным и достижимым выходом из
положения. Уже сейчас есть несколько стран, в которых практи-
чески не наблюдается прирост населения, и это происходит без ка-
ких-либо мер по ограничению рождаемости. Ограничение рождае-
мости не должно быть принудительное, определяемое законом.
Нужно добиться того, чтобы уровень культуры каждого человека
'поднялся достаточно высоко, чтобы каждый руководствовался в
своей жизни не только сиюминутными личными интересами, но и
интересами потомков, интересами всего человечества, чтобы стало
естественной моральной нормой: «Женщина не должна иметь более
двух детей». Этим путем, наверное, и нужно идти.
Но тут нас подстерегает одна опасность. При стабильном насе-
лении Земли на фоне роста производительности труда и материаль-
ного благополучия постепенно исчезнут биологические стимулы
развития и совершенствования человека как вида. Не приведет ли
это общество людей, не терпящих нужды, не имеющих биологиче-
ских стимулов для труда, к застою, разложению человеческой ци-
вилизации? Может быть, для сохранения здоровья человечества бо-
лее целесообразно сохранение некоторого (хотя бы, небольшого)
прироста численности людей, равного достижимому темпу эмигра-
ции людей в космос?
Работы группы О’Нейла в Принстонском университете, иссле-
дования «Стенфордского тора» и другие работы вроде бы показы-
вают принципиальную техническую возможность создания косми-
ческих поселений. Правда, тут есть две принципиальные проблемы.
Первая проблема - создание промышленности строительства
космических поселений. Оценки показывают, что если строить по-
селения О'Нейла с темпом роста населения в них, равным темпу
10
1. ЧТО МЫ ИЩЕМ В КОСМИЧЕСКОМ ПРОСТРАНСТВЕ
современного прироста населения Земли (не считая прироста насе-
ления в колониях), то потребуется развернуть на Луне и в Лагран-
жевых точках системы Земля - Луна добычу полезных ископае-
мых, их переработку, машиностроение, строительство, т.е. про-
мышленность, по мощности примерно равную промышленности
Земли в настоящее время, с миллиардами рабочих, техников, ин-
женеров или с миллиардами роботов, не уступающих по интеллекту
и физическим возможностям человеку. Решение такой задачи пред-
ставляется достаточно трудной.
Вторая проблема, с моей точки зрения, существенно сложнее.
Цилиндры О’Нейла, «Стенфордские торы» - это всего лишь «бан-
ки» с населением, плотность которого в несколько раз превышает
плотность населения современных городов. Вот уж, что называется,
«из огня да в полымя»: чтобы избежать «человеческого муравей-
ника» на Земле, предлагается выселять избыток населения Земли
в «консервные банки-муравейники» в космосе, где поселенцы и
должны будут жить всю жизнь. Трудно представить, что люди за-
хотят жить в этих «банках-муравейниках».
Еще несколько лет назад это казалось очевидным, а вопрос за-
крытым. И все-таки,наверное, стоит пытаться искать решение про-
блемы эмиграции в космос. Например, можно попытаться найти
другие технические решения, которые позволили бы существенно
сократить расход массы на конструкцию космических поселений
за счет отказа от использования силы тяжести в этих поселениях.
Оценка показывает, что массу конструкции поселения можно было
бы снизить в несколько раз. Но что можно и чего нельзя при со-
здании таких поселений? Можно ли всю жизнь прожить в невесо-
мости? Можно ли будет возвращаться на Землю?
И может быть, главное в том, чтобы понять, какие условия жиз-
ни в космических поселениях могут оказаться для человека не
только допустимыми, но и приемлемыми, и приятными?
Наверное, возможны (и, конечно, нужны) и теоретические ис-
следования всех таких вопросов. Но все же, ответ могут дать только
эксперименты. На орбите около Земли можно строить эксперимен-
тальные космические поселения с целью отыскания и проверки та-
ких конструкций космических поселений, в которых человеку бы-
ло бы интересно и приятно жить и работать и которые обеспечивали
бы приемлемый уровень безопасности.
11
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
2. УСЛОВИЯ РАБОТЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
2.1. Солнечная система
В табл. 1 приведены основные характеристики Солнца и планет
Солнечной системы.
2.2. Радиация
Источники радиационной опасности: Солнце, радиационные по-
яса вокруг Земли, галактическое космическое излучение.
Солнце
Солнце как источник радиации характеризуется данными, при-
ведейными ниже.
Мощность излучения, Вт.....................................4-Ю26
Солнечная постоянная на уровне орбиты Земли, Вт/м2.........1360
Солнечный ветер, в составе которого:
электроны + протоны.......................................0,90
ядра гелия................................................0,09
тяжелые ядра..............................................0,01
Солнечное давление, Па.....................................4,4 • 10-6
Вспышки на Солнце:
- интенсивность вспышек имеет 11-летний цикл;
- опасные для жизни вспышки могут возникать в периоды мак-
симума солнечной активности до 3 - 4 раз в год (иногда ни одной
большой вспышки не возникает);
- состав выбросов прй вспышках: протоны и другие ядра с энер-
гией порядка 104 МэВ (их немного) и электроны с энергией >40 кэВ
(они представляют главную опасность, так как их много); время
прохождения облака выброса - до нескольких суток;
- выбросы представляют опасность для экипажей космических
кораблей, если они совершают полет вне магнитосферы Земли, по-
этому на этих кораблях необходимо иметь радиационное убежище
с поверхностной плотностью 10 - 30 г/см2, в котором экипаж может
укрываться во время прохождения облака выброса;
- на орбитах высотой меньше 400 км солнечные вспышки прак-
тически не представляют опасности.
12
2. УСЛОВИЯ РАБОТЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Таблица 1. Основные характеристики Солнца и планет Солнечной системы
Примечание. Время вращения Солнца -25,4 сут.
13
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Радиационные пояса
Радиационные пояса вокруг Земли возникают в результате за-
хвата магнитным полем Земли частиц, выбрасываемых Солнцем.
Имеются два торообразных пояса - внутренний и внешний. Во
внутреннем поясе (до высот 10000... 13000 км) энергия протонов
достигает до 30 МэВ (на высоте около 3000 км в плоскости экватора)
и более - при максимальной плотности потока до 2 104 прото-
нов/(см2- с). Плотность потока протонов во внешнем поясе (до высот
25000...30000 км) падает на три - четыре порядка. Плотность по-
тока электронов в поясах имеет два максимума - один на высоте
примерно 3000 км [порядка 109 электронов/(см2- с)] и другой - на
высоте около 22000 км [порядка 6107 электронов/(см2-с)].
Галактическое космическое излучение
Состав галактического космического излучения (ГКИ): прото-
ны - 0,94, ядра гелия - 0,055, тяжелые ядра - 0,005.
Энергия частиц в районе Земли ~1О10 эВ, но наблюдается и до
1О20 эВ (что существенно больше, чем в современных ускорителях).
Интенсивность ГКИ изменяется в 11-летнем периоде активности
Солнца. От ГКИ в районе орбиты Земли, но вне магнитосферы Зем-
ли, в период максимума солнечной активности может быть получе-
на доза, примерно в 2 раза меньшая, чем в период минимума сол-
нечной активности. Это объясняется тем, что в периоды максимума
солнечной активности напряженность магнитных полей вокруг
Солнца возрастает и соответственно меньшая часть частиц ГКИ
проникает в Солнечную систему до орбиты Земли.
Опасность радиации
Опасность радиации измеряется поглощенной дозой. Единицы
измерения поглощенных доз:
1 рад = 10 2 Дж/кг = 6,25-107 МэВ/г,
1 бэр = 1 рад • КК, где КК - так называемый коэффициент
качества, т.е. коэффициент относительной биологической эффек-
тивности данного излучения относительно стандартного рентгено-
вского излучения. Для частиц со средней энергией КК ~1...1,4, для
частиц с высокой энергией КК -3...10.
14
2. УСЛОВИЯ РАБОТЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
В табл. 2 и 3 приведены данные о дозах излучения, которые могут
быть получены в радиационных поясах от протонов и от электронов.
Таблица 2. Дозы, которые могут быть получены от протонов радиационных поя-
сов внутри корабля (под защитой 1 г/см2), когда корабль находится на круговой
орбите высотой Лис наклонением плоскости орбиты i
h, км Доза излучения, бэр/сут, при i
0 30° 60° 90°
445 0 1 0,8 0,7
2800 800 390 195 165
5500 125 55 28 24
8350 20 8 4,2 3,6
11100 0,41 0,14 0,08 0,06
Таблица 3. Дозы, которые могут быть получены от электронов радиационных
поясов снаружи корабля (без защиты) и внутри корабля (под защитой 1 г/см2),
когда корабль находится на круговых орбитах высотой около
3000 км (максимальная доза) и около 22000 км
Защита Л, км Доза излучения, бэр /сут, при i
0 30° 60° 90°
Нет 3000 280000 93000 84000 75000
1 г/см2 3000 40 14 12 11
Нет 22000 19000 16000 8400 7500
1 г/см2 22000 3 2 1 Г
При наиболее интенсивной из наблюдавшихся вспышке на Сол-
нце максимальная доза, которая могла бы быть получена вне маг-
нитосферы Земли, составила бы 123 рад * под защитой 3 г/см2 (по-
верхностная доза) и 10 рад - на глубине 5 см ткани.
Дозы от ГКИ под защитой 1 г/см2 вне магнитосферы Земли в
период максимума солнечной активности составляют 50 бэр/год, в
период минимума солнечной активности - 100 бэр/год, на высоте
300...500 км - в 3 - 7 раз меньше.
По СИ 1 бэр = 1 • 10-2 Зв (зиверт).
По СИ 1 рад = 1 • 10~2 Гр (грей).
15
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Считается, что смертельная доза составляет 285 рад (вероят-
ность смерти 50 %), но опасность дозы зависит от времени воздей-
ствия радиации. Ниже приведена зависимость допустимой дозы ра-
диации от времени ее воздействия:
Время, мес 1 3 6 12 500
Допустимая доза, бэр. . 50 80 ПО 150 200
При полетах людей на высоте й < 400 км в течение < 6... 12 мес.
специальная радиационная защита не требуется. При полетах вне
магнитосферы Земли (но не в радиационных поясах) в период вре-
мени до года необходимо на кораблях и орбитальных станциях
иметь радиационное убежище удельной массой > 10...30 г/см2.
При полетах людей вне магнитосферы Земли в течение 2...3 лет на
кораблях нужно иметь радиационное убежище удельной массой до
30...50 г/см2, а может быть, и более.
Ультрафиолетовое излучение вызывает разложение материалов
органического происхождения.
2.3. Вакуум
В вакууме происходит испарение вещества с поверхности и его
разложение по всей массе. Интенсивность разложения данного ма-
териала зависит от температуры. Значения температуры, при ко-
торых в вакууме происходит разложение до 10 % массы материала
в год следующие: 363 К - хлорвинила, 463 К - каучука, 313...
...513 К - эпоксидная смола, 303...483 К нейлон, 403..543 К - фе-
нольные смолы, 473 К - кремнийорганические соединения,
523...653 К - фторпласт. Металлы и керамика к вакууму устойчивы.
В вакууме изменяется характер взаимодействия трущихся по-
верхностей из-за отсутствия воздушной прослойки между ними, ко-
торая служит и смазкой, и изоляцией. Для многих пар материалов
трение резко возрастает и появляется опасность самосвариваемости
контактирующих поверхностей. Примером такого явления может
служить выход из строя механизма построителя инфракрасной вер-
тикали (ИКВ) во время полета первого беспилотного корабля «Во-
сток». В качестве вакуумной смазки могут служить дисульфид мо-
либдена и фтористые соединения.
16
2. УСЛОВИЯ РАБОТЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
Положительная сторона наличия вакуума в полете - возмож-
ность использования легкой пленочной экранно-вакуумной тепло-
изоляции (ЭВТИ) для систем обеспечения теплового режима.
2.4. Метеоры
По структуре и составу метеоры в основном представляют собой
пористый лед с пылью, куски слипшейся пыли, пористые камни,
пористый металл (Al, Fe). Есть предположения, что около 90 %
метеоров имеет кометное происхождение и их средняя плотность
примерно равна 0,5 г/см3.
Наблюдаются спорадические метеоры (т.е. постоянно присутст-
вующие в данном районе) и метеорные потоки. Спектр интенсив-
ности спорадических метеоров для высот над поверхностью Земли
200...400 км можно описать уравнением (одна из моделей)
Асп = 0,8-10-16 m-1’31 ,
где т - масса частиц, г; Ncn - количество частиц массой, большей
т, пролетающих через площадку 1 м2 в секунду.
Основные характеристики наиболее интенсивных метеорных
потоков приведены в табл. 4.
Таблица 4. Характеристики метеорных потоков
Поток V, км/с ^м.п/^еп Время появления (число, месяц) Дм.П^^СП
Персеиды 60 5,0 15.7 - 18.8 0,45
Ариетиды 38 4,5 29.5 - 19.6 0,27
Геме виды 35 4,0 25.11 - 17.12 0,24
Квадрант иды 48 8,0 2.1 - 4.1 0,07
Примечание. NM.n/Mm - отношение интенсивности данного метеорного
потока в период его появления к интенсивности потока спорадических метеоров;
Ам.п/Дсп ~ отношение интеграла интенсивности данного метеорного потока за год
к интегралу интенсивности потока спорадических метеоров.
Интересно, что табл. 4 показывает связь геометрии солнечной
системы с датами.
Скорости метеоров в районе Земли составляют от 30 +
+ 3072 ® 72 («падение» с окраины околосолнечного метеорного об-
лака) до 8 км/с.
2-1716
17
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Пробой или непробой стенки определяется ее толщиной, мате-
риалами метеора и стенки и скоростью метеора. Эту зависимость
можно представить в следующем виде:
1,15 Рст) ’
где дст и d4 - толщина стенки и диаметр частицы соответственно;
рч и рст - плотность частицы и материала стенки соответственно;
v - скорость метеора, км/с.
Для иллюстрации порядка величин проведем несколько оценок.
Приняврч/рст = 0,5/2,7 = 0,185, v = 30 км/с, получим dCT/d4 ® 6,3.
Для толщины оболочки 1,8 мм на орбитальной станции (ОС)
«Мир» размер частицы, пробивающей эту оболочку d4 = 1,8/6,3®
® 0,284 мм, масса ее тпчпроб ~ л d^p4/6 ~ 0,5 • 0,02843- 0,5 =
= 610"6 г.Тогда ^(тч>тчпроб) = О,81Г16 (6-Ю-6)'1’31 «
« 5,54 10 10 ч/(м2-с).
Вероятность п пробоев стенки с максимальным миделем S за
время t от опасного потока частиц N определяется распределением
Пуассона
(N S t)n NSf
р = ~~гГГ~
где N - число частиц массой более тч проб.
Соответственно вероятность непробоя (п - 0) будет:
p(m4 > zn4npo6) = e Nst.
Для t = 1 год = ЗЮ7 с, S = 30 м2
Р = е-5,5410"10 30 3 Ю7 _ е-0,4986 ~ о 6
Однако станция должна работать в течение нескольких лет, а
следовательно, нужно принимать меры противометеорной защи-
ты - устанавливать противометеорные экраны.
Идея противометеорного экрана определяется процессом, возни-
кающим при пробое стенки метеорной частицей: при столкновении
частицы со стенкой частица пробивает стенку (если она обладает
соответствующей массой и энергией), испаряется и проходит через
пробитое отверстие в виде потока плазмы, который за стенкой рас-
ширяется. Как показывают оценки, если на расстоянии 15...25 мм
от оболочки герметичного объема (для наших толщин стенки) уста-
18
2. УСЛОВИЯ РАБОТЫ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ
новить экран толщиной, равной примерно 0,4 толщины стенки, то
для обеспечения вероятности непробоя стенки порядка 0,99...0,999
можно снизить суммарную толщину стенки и экрана в 1,5 раза по
сравнению с толщиной стенки без использования экрана при той
же вероятности непробоя.
Схема расчета толщины стенки и экрана, исходя из опасности
пробоя стенки метеорами следующая:
1) выбираем приемлемое значение вероятности непробоя р (для
наших $ и t);
2) вычисляем интенсивность опасного потока метеоров N из со-
отношения р = e-jVS/;
3) определяем минимальную опасную массу частицы для потока
метеоров в районе работы нашего космического аппарата (КА) (на-
пример, для относительно низких орбит - из соотношения N =
= 0,810-16 т'1’31);
4) определяем опасный размер частиц (метеоров) d4, задаваясь
их плотностью и скоростью (например, 0,5 г/см3 и 30 км/с);
5) определяем толщину оболочки дб э в варианте, когда нет эк-
рана;
6) определяем толщину стенки />ст и толщину экрана дэ.
Эту схему можно проиллюстрировать следующим примером
оценки:
1) выбираем вероятность непробоя 0,99;
2) вычисляем значение опасного потока частиц N из соотноше-
ния N = -In p/(S t); приняв S = 30 м2 и t ~ 15 Ю7 с (около 5 лет),
получаем N = + 0,01 / (3015-Ю7 )« 2,23-1012 ч/(м2 с);
3) вычисляем т из соотношения т ® (0,8- КГ16/А)1/1,31 =
= (0,8-10"16-1012 /2,23)1/1,31 « 4,04-10”4 г;
4) вычисляем размер опасной частицы
d4 ~ [6-4,04-10"4 /(л 0,5)]0>зз ~ 0,115 см = 1,15 мм;
5) вычисляем толщину стенки, обеспечивающую заданную ве-
роятность непробоя для варианта без экрана </бз ® 1,15 -6,3®
~ 7,2 мм;
6) суммарная толщина экрана и стенки 7,2/1,5 = 4,8 мм, при
этом толщина экрана 1,4 мм и стенки 3,4 мм.
Может возникнуть вопрос: насколько фактический спектр ме-
теоров и методы оценки опасности пробоя стенок соответствуют ре-
альной картине в опасной для нас зоне (по величине) масс метеоров?
2
19
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Возможность проверки есть: еще ни одна из станций «Салют» и
«Мир» не разгерметизировалась в полете. Если будем оценивать по
приведенным здесь данным вероятность разгерметизации одной из
станций «Салют» и «Мир» вследствие пробоя стенки метеором, счи-
тая суммарную толщину экрана и стенки около 3,6 мм, общее время
полета всех станций «Салют» и модулей станции «Мир» порядка
9108 с (около 30 лет), S ~ 30 м2, получим вероятность непробоя
около 0,8, что не противоречит наблюдаемому факту.
Для обеспечения приемлемой вероятности непробоя герметич-
ных стенок орбитальных станций приходится увеличивать толщину
стенок и соответственно массу. Даже с учетом того, что значитель-
ная часть поверхности герметичной оболочки закрыта радиаторами
системы терморегулирования, ее масса с экраном почти удваивается
по сравнению с необходимой по условиям прочности или техноло-
гии.
Нужно искать и другие варианты защиты от метеорной опасно-
сти: делить орбитальные станции (ОС) на несколько отдельных гер-
метичных секций, использовать несколько экранов (эффективность
этого способа нужно еще исследовать); так компоновать внутренние
герметичные помещения и конструировать оболочки, чтобы обес-
печивались возможность обнаружения места нарушения герметич-
ности и свободный доступ к герметичной стенке для ее ремонта.
При разработке космических аппаратов (КА), пилотируемых и
грузовых кораблей (ПК и ГК), ОС и их оборудования нужно учи-
тывать условия работы конструкции и оборудования внутри герме-
тичных отсеков. Для автоматических КА, изолированых от обита-
емых герметичных отсеков ПК, ГК и ОС, характерны обычно сле-
дующие условия: азотная атмосфера, температура атмосферы
0...40 °C; давление атмосферы 100...130 кПа. Внутри обитаемых
герметичных отсеков обычно атмосфера состоит из кислорода
(20...40 %), азота (до 80 %), углекислого газа (до 1...1,5 %); влаж-
ность 15...95 %.
Условия работы конструкции и оборудования на участке выве-
дения КА на орбиту, а для ПК - и на участках спуска и посадки,
а также при появлении аварийной ситуации на участке выведения
определяются работой двигателей и внешними условиями. На уча-
стке выведения внешнее давление изменяется от 100 кПа до 0, пе-
регрузки от 1,25...1,4 до 4...4,5. В будущем при использовании од-
ноступенчатых многоразовых ракет максимальные перегрузки в
20
3. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
конце участка выведения, возможно, увеличатся до 10...12. Мак-
симальные перегрузки при возвращении ПК типа «Союз» могут до-
стигать 4...6. При использовании кораблей «Шаттл» и будущих
многоразовых кораблей эти перегрузки могут составлять 1,5...2. В
случае возникновения аварии ракеты-носителя (PH) на участке вы-
ведения максимальные перегрузки при возвращении ПК могут до-
стигать 15... 25.
Вибрационные нагрузки, возникающие в КА, определяются в
основном работой двигателей PH, конструкцией элементов установ-
ки КА на PH, наличием или отсутствием головного обтекателя. Виб-
роперегрузки определяют при выведении КА на орбиту и на других
участках полета путем регистрации спектральных характеристик
перегрузок, характеризующих зависимость максимальной ампли-
туды виброперегрузок от частоты вибраций. При разработке новых
КА и их оборудования в качестве предварительных используют дан-
ные, полученные на основе предыдущего опыта. Обычно амплитуды
виброперегрузок лежат в диапазоне 4...10, а частоты - в диапазоне
10... 1500 Гц.
Для ПК могут быть существенными акустические нагрузки, воз-
никающие и в процессе выведения на орбиту, и в орбитальном по-
лете. Вблизи PH мощность акустических шумов может достигать
0,5...1 % от мощности струй двигателей PH. Около PH класса «Са-
турн», «Н1», «Шаттл», «Буран» мощность шума может достигать
0,2...0,5 млн. кВт (150...170 дБ), что представляет смертельную
опасность для человека. В длительных полетах на ОС уровень шума
от работающих вентиляторов, переключателей и другого оборудо-
вания допускается до 50...55 дБ.
3. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Опыт эксплуатации современных одноразовых PH типа Р7,
Р500, «Ариан» и частично-многоразовой транспортной системы
«Шаттл», высокая стоимость их использования и другие недостатки
ставят перед конструкторами задачу создания более эффективных
средств выведения космических аппаратов на орбиту.
К главным недостаткам современных PH относятся следующие.
21
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
1. Высокая стоимость выведения 1 кг полезного груза (ПГ) на
орбиту с помощью современных PH, что иллюстрируют следующие
оценки:
Ракета-носитель...............Р7
Затраты на выведение 1 кгПГ
на орбиту, долл./кг...........1700
Р500 «Зенит» «Ариан» «Шаттл»
1000 2000 5500 10000
2. Одноразовость, что обусловливается их пониженной надеж-
ностью (по сравнению с многоразовыми машинами).
3. Многоступенчатость, что связано, как правило, с необходи-
мостью выделения районов поверхности Земли для мест падения
первых и вторых ступеней и приводит к тому, что для каждого стар-
тового комплекса можно использовать только 1-3 трассы выве-
дения.
4. Невысокая эффективность, т.е. относительно малая величина
/<кд (отношение массы КА к стартовой массе PH), что иллюстрируют
следующие оценки:
Ракета-носитель..........Р7 Р500 «Зенит» «Ариан» «Шаттл»
^КА “ 'пкд/'по...........0,02 0,029 0,029 0,025 0,015
5. Сложная конструкция, сложная технология подготовки к за-
пуску, недостаточная автоматизация работ на космодроме, неоправ-
данно сложная роль служб космодрома в процессе запуска PH.
6. Устаревшая конструкция (Р7, Р500 - разработки 50-х и 60-х
годов).
7. Энергетически неоптимальная схема выведения.
Приведенные выше и далее оценки затрат для наших ракет и
КА, по существу, соответствуют затратам в рублях 1975 - 1985 гг.,
которые по покупательной способности в нашей стране примерно
соответствовали американскому доллару. Затраты в США или в За-
падной Европе на те же работы могли вполне оказаться и большими.
В долларах затраты приводятся для наглядного восприятия их ве-
личины в настоящее время.
На основании сказанного выше складывается представление о
качествах, которыми должна обладать хорошая PH:
- многоразовость (способность совершать большое количество
полетов, например 100 - 1000);
22
3. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
- одноступенчатость, что позволит не выделять специально для
падения первых ступеней незаселяемые районы и не собирать мно-
гоступенчатую машину перед каждым полетом;
- использование компонентов топлива - жидкого водорода и
жидкого кислорода;
- относительно малая стоимость доставки КА на орбиту (поряд-
ка сотни долларов на 1 кг массы КА, доставленного на орбиту);
- энергетически оптимальная схема полета, предполагающая
окончание процесса выведения на высоте примерно 100... 130 км и
возвращение к месту старта через один оборот вокруг Земли;
- высокая эффективность, обеспечивающая отношение массы
выводимого КА к стартовой массе ракеты/гпг примерно 0,03...0,04;
- высокая степень автоматизации межполетного обслуживания,
подготовки к запуску и запуска, при которой требуется сравнитель-
но небольшая численность персонала космодрома;
- практически автономный полет от Старта до возвращения на
космодром.
В настоящее время представляются предпочтительными три схе-
мы многоразовых одноступенчатых PH:
1) крылатая с горизонтальным и взлетом и посадкой, которыепред-
полагалось использовать в проектах Хотолл (Англия) и ВКС (США);
2) крылатая с вертикальным взлетом и с самолетной посадкой;
3) с вертикальными взлетом и посадкой.
В схемах Хотолл и ВКС предполагается использование комби-
нированого двигателя на водороде и кислороде, который может ра-
ботать то как воздушно-реактивный (ВРД), то как жидкостный
(ЖРД). Сначала двигатель работает в режиме ВРД до скорости, со-
ответствующей числу Маха (5...5,5). Водород используется в каче-
стве горючего, кислород воздуха - в качестве окислителя. После
сжатия в диффузоре воздух сжижается в теплообменнике (одновре-
менно газифицируя водород ракеты), сжимается насосами и пода-
ется в камеру сгорания под высоким давлением. Это, по идее, дол-
жно обеспечивать высокую скорость истечения продуктов сгорания
w (примерно 1800...2000 м/с) в отличие от обычных ВРД, где ско-
рость истечения может достигать 600...800 м/с.
Тяга ВРД приблизительно составляет R ~ т (w - о), где пг -
расход воздуха через ВРД; v - скорость полета; w - скорость исте-
чения газа из двигателя.
Следовательно, когда ракета с ВРД разгоняется до скорости, рав-
ной скорости истечения продуктов сгорания из двигателя (w == о),
23
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
тяга ВРД практически исчезает. Таким образом, при числе М ско-
рости полета 5...5,5 двигатель должен переходить в режим ЖРД.
Возможности использования этой схемы в какой-то мере можно
представить по данным одного из последних вариантов проекта Хо-
толл: компоновочная схема - типично самолетная, бак водорода
впереди, далее - отсек ПГ, кислородный бак и отсек двигателя.
Основные характеристики:
- длина ~ 62 м, диаметр фюзеляжа d ~ 6 м, размах крыла
=17...19 м, длина отсека полезного груза = 7 м;
- стартовая масса ~ 250 т, масса в конце участка выведения
~ 54 т, масса ПГ, =7 т (=0,03 от zn0), масса двигателя =15 т, масса
заправки водородом =65 т, масса заправки кислородом =135 т,
- скорость взлета с аэродрома рвзл =600 км/ч, посадочная ско-
рость рпос =325 км/ч, скорость полета, при которой двигатель пе-
реходит с режима ВРД в режим ЖРД, = 1800 м/с,
- длительность участка полета, на котором двигатель работает
в режиме ВРД, =1000 с, длительность участка полета, на котором
двигатель работает в режиме ЖРД, =280 с,
- дальность участка полета, на котором двигатель работает в
режиме ВРД, =1000 км, высота полета, на которой оканчивается
участок ВРД, =25 км, высота конца участка выведения =90 км;
- взлетное шасси остается на Земле.
В настоящее время работы по проекту Хотолл прекращены -
нет денег.
Недостатки вариантов PH с горизонтальными взлетом и посад-
кой:
- при использовании самолетной схемы взлета трудно предста-
вить PH со стартовой массой больше 300...400 т, а это значит, что
такая PH сможет выводить только КА массой не более 15...30 т,
т.е. у такой схемы нет дальней перспективы;
- нет данных о реальности проекта комбинированого ВРД -
ЖРД двигателя со сжижением воздуха.
Реален ли такой двигатель? По-видимому, такой двигатель со-
здать можно, но какая будет его масса? Не окажется ли она суще-
ственно большей, чем по проекту Хотолл.
Крылатая PH с вертикальным взлетом и с горизонтальной по-
садкой на аэродром сегодня представляется имеющей следующие
особенности:
- одновитковая схема полета (хотя это и не обязательно);
24
3. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
- двигатель ЖРД, кольцевой, на водороде и кислороде (конечно,
здесь кольцевой двигатель в принципе не обязателен, но нужно до-
биваться максимума по удельному импульсу и по высотной харак-
теристике);
- относительное удлинение l/d ~ 5,6...6,6, чтобы получить при-
емлемые аэродинамические характеристики для горизонтальной
(самолетной) посадки (не хуже, чем у «Шаттла» или «Гермеса»);
- стартовая масса не более 2000...2500 т (чтобы не слишком ухо-
дить от максимальной посадочной массы современных самолетов
=200...250 т, хотя это утверждение нельзя считать обоснованным).
Компоновочная схема - кислородный бак, отсек ПГ, водородный
бак, двигатель.
Для оценки размеров и характеристик примем стартовую массу
zn0 = 2000 т, стартовую перегрузку zn0 = 1,4 , соотношение расходов
окислителя и горючего km = 5,6 и в первом приближении
рк = 0,125.
Тогда объем водородного бака составит
т0 (1 “ -«*) *п0Д 2000000 (1 — 0,125)-1,1 3
ГI, ~ /л । , \ —— /, . & \ 4166 М ,
(1 + *т)РН2 (1 + 5,6)-70
объем кислородного бака
_ /п0 (1 - цк) km knoR 2000000 0,875-5,6-1,1 3
°” (l+fem)p02 ~ 6,6-1140 ~ 1432 м .
Здесь /г|10Д - отношение объема бака к объему компонента, р -
плотность компонента.
Приняв Упг = Гдвиг ~ 1250 м3, оценим общий объем и размеры
PH:
~ л d2 I ~л 3J_
кобщ ~ 4 ~ 4 “ d3 >
откуда
з7 ~
d Х V л (l/d) х 12,25 м
при длине PH I ~ 5,6-12,25 ~ 67 м
Тяга двигателя на Земле
Rq = gmQnQ = 9,8-1,4-2000000= 2,74-107Н.
25
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Примем давление в камере сгорания 25 МПа; тогда расход топ-
лива
Rq 2,74-107
" = 7; ’ ^ооо~ “ 6850 кг/с
где 10 == 4000 м/с - удельный импульс водородио-кислородного
ЖРД на старте, соответствующий степени расширения по давле-
нию, равной 250, с учетом потерь.
Площадь критического сечения двигателя
zn ?nwKp 6850 1562 2
Fkp = = ^крРкр = “ 1.157-14309000 “ °’646 М ’
Здесь wKp, ркр, Ткр, ркр - скорость, плотность, температура и
давление газа в критическом сечении двигателя соответственно; п -
показатель изоэнтропы.
Площадь выходного сечения кольцевого двигателя при работе
в вакууме, т.е. площадь, ограниченная внешней окружностью коль-
цевого сопла,
Fa = л d2/4 == 95 м2
при da == 0,9 d, где d - внешний диаметр PH.
Следовательно, геометрическая степень расширения в этом дви-
гателе составит Fa/FKp ~ 147, что соответствует степени расширения
по давлению, равной 3100, удельному импульсу в пустоте 1П =
~ 4588 м/с.
Вспомним, что удельный импульс маршевых водородио-кисло-
родиых двигателей «Шаттла» при работе в вакууме составляет
4463 м/с, а на Земле - 3561 м/с.
Расчеты траектории с такой высотной характеристикой двига-
теля дают fik ~ 0,135 и соответственно mk ~ 270 т.
Для крылатой PH с вертикальным взлетом и горизонтальной
посадкой при стартовой массе 2000 т и конечной массе около 270 т
оценки дают следующие значения масс конструкции, оборудования
и заправки, т:
Баки......................................................... 24
Отсек ПГ..................................................... 11
Хвостовой отсек с центральным телом двигателя................ 12
Установка крыльев и хвостового оперения...................... 8
Крылья и хвостовое оперение, включая их теплозащитное
покрытие (ТЗП).............................................. 21
26
3. РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Шасси.......................................................... 6
Теплозащитное покрытие корпуса (без ТЗП крыльев).............. 20
Гарантийные остатки топлива в баках........................ 6
Маршевый двигатель........................................... 50
Элементы маршевой двигательной установки...................... 30
Управляющие двигатели и их двигательная установка с топливом . 16
Бортовое оборудование...................................... 6
Неучтенные элементы, крепеж и т.п.............................. 8
ПГ........................................................... 52
Заправка.....................................................1730
Как уже упоминалось, главным недостатком этой схемы явля-
ется ограничение по максимальному выводимому ПГ порядка
50...60 т.
Задача создания PH с вертикальными взлетом и посадкой пока
не решена. Здесь излагаются результаты работ автора по односту-
пенчатой многоразовой ракете-иосителю. Эта работа была начата
около 20 лет назад, ио только в 1990 - 1991 гг. удалось иайти и
подтвердить расчетами идею излагаемой ниже схемы PH «Сивка».
Особенности PH «Сивка»:
- одновитковая схема полета с возвращением на космодром;
- полностью автономный полет;
- автоматизация процессов подготовки к полету и запуска;
- маршевый двигатель - кольцевой ЖРД с центральным телом
в виде конуса;
- компоненты топлива - водород + кислород;
- балансировочный угол атаки при возвращении примерно 30°;
- аэродинамическое качество при возвращении 0,6...0,7;
- относительное удлинение 2,8...2,9;
- стартовая масса может изменяться в зависимости от размеров
от 250 до 16000 т (возможно и больше);
- масса полезного груза, выводимого на орбиту, 3...4 % от стар-
товой массы PH.
По форме PH «Сивка» представляет собой цилиндр с двумя ко-
нусами по концам. Верхний конус, в котором помещается КА, после
выхода PH на орбиту высотой 100... 130 км отделяется от PH. После
отделения КА PH возвращается на космодром, совершая полет в
атмосфере нижним конусом вперед. В нижнем конусе размещаются
двигательная установка и посадочное устройство. Посадочная сек-
ция маршевого двигателя обеспечивает гашение скорости PH в про-
цессе приземления.
27
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Оценки затрат на разработку и эксплуатацию таких односту-
пенчатых многоразовых PH показывают, что они могут составить
примерно 100...200 долл, на 1 кг массы выводимых КА.
При создании такой PH придется преодолевать много проблем:
исследование течения газа из кольцевого ЖРД, минимизацию по-
терь в удельном импульсе при неидеальном центральном теле, теп-
ловую защиту центрального тела, охлаждение камер сгорания и
кольцевого сопла, получение управляющих моментов при работе
маршевого двигателя, создание главного силового пояса и др.
4. ПИЛОТИРУЕМЫЕ И ГРУЗОВЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
Необходимость разработки новых ПК и ГК прямо связана с не-
достатками современных кораблей.
Недостатки корабля «Союз»:
- высокая стоимость изготовления корабля и PH 10 млн.
долл.), подготовки и осуществления полета (20...30 млн. долл, на
подготовку, запуск, управление, поисково-спасательную службу);
- одноразовость (одноразовость, как правило, означает и мень-
шую, чем у многоразовых машин, надежность);
- неразвитость бортового вычислительного комплекса (БВК);
- все приборы и системы изготовляются на устаревшей элемен-
тной базе;
- опасные перегрузки во время приземления в случае отказа
или двигателей мягкой посадки (ДМП), или гамма-высотомера, или
автоматики системы приземления (СП) (а это - расчетные случаи
для СП корабля «Союз»);
- опасная теснота в кабине на участке спуска и, в частности,
связанное с этим ограничение массы ПГ (не более 30...50 кг) воз-
вращаемого с экипажем с ОС;
- ограничено время пребывания на орбите, если корабль совер-
шает полет в составе ОС, в дежурном режиме из-за разложения пе-
роксида водорода в баках управляющих двигателей системы управ-
ления спуском;
- не резервирован источник тока в спускаемом аппарате (СА),
- нет связи через спутники-ретрансляторы (СР);
- не секционирована система подачи топлива к управляющим
двигателям;
28
4. ПИЛОТИРУЕМЫЕ И ГРУЗОВЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
- часть трубопроводов от баков с пероксидом водорода к управ-
ляющим двигателям проходит внутри гермокабины, что может при-
вести к аварийной ситуации при разгерметизации трубопроводов.
Недостатки корабля «Шаттл»:
- высокая стоимость запуска (350... 500 млн. долл., включая рас-
ходы на изготовление одноразовых элементов конструкции и обо-
рудования, подготовку, ремонт и профилактику теплозащитного
покрытия, запуск, управление полетом, изготовление ракетной си-
стемы и корабля);
- основная часть ракетной системы фактически одноразовая;
- неразвитость БВК;
- непригодность для дежурства на орбитальной станции в ка-
честве корабля-спасателя (время автономного полета меньше меся-
ца, громоздкость и большая масса);
- нет удовлетворительной системы аварийного спасения (САС)
на случай аварии ракетной системы в процессе выведения на Орбиту
на участке полета в относительно плотных слоях атмосферы.
Результаты приближенной оценки затрат на осуществление по-
летов кораблей «Шаттл» и «Союз» приведены в табл. 5.
Таблица 5. Затраты на осуществление пилотируемых полетов, долл.
Затраты «Шаттл» «Союз»
Эксплуатационные: на один полет отнесенные к одному человеку, выведенному на орбиту 350 млн. 50 млн, 20 млн. 7 млн.
На разработку н изготовление: общие отнесенные к одному полету (исходя из 200 полетов) отнесенные к одному человеку, выведенному на орбиту 20 млрд. 100 млн. 15 млн. 1 млрд. 5 млн. 2 млн.
Суммарные (эксплуатационные + на разработку): на один полет отнесенные к одному человеку, выведенному на орбиту 450 млн. 65 млн. 25 млн. 9 млн.
Каким хотелось бы видеть современный пилотируемый ко-
рабль?
Если исходить из естественного стремления устранить недостат-
ки кораблей «Шаттл» и «Союз», то этот корабль должен иметь сле-
дующие качества:
29
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- многоразовость;
- существенно меньшие размеры и массу, чем корабль «Шаттл»,
при экипаже не менее трех человек;
- легкое многоразовое теплозащитное покрытие, не требующее
слишком большой работы и затрат при межполетном обслужива-
нии;
- наличие на борту развитого БВК, которому передаются фун-
кции службы контроля и управления полетом, наземных пунктов
связи, контроля орбиты, приема и обработки телеметрии, диагно-
стики, управления полетом, управления переходом (при необходи-
мости) на резервные приборы и программы работы, управления про-
цессами автоматизированой подготовки корабля к полету для обес-
печения практически полностью автономного полета (как в назем-
ной авиации) при резком сокращении объема работ на космодроме
и, соответственно, при сокращении персонала космодрома, Центра
управления полетом (ЦУП), наземных пунктов связи и поисково-
спасательного комплекса;
- осуществление при возвращении с орбиты действительно мяг-
кой посадки на специально подготовленную площадку на террито-
рии космодрома;
- наличие увеличенной (по сравнению с кораблем «Союз») ка-
бины и возможности при возвращении экипажа привозить груз с
ОС порядка сотен килограммов; ,
- большое допустимое время дежурства в составе ОС или на стар-
те в качестве корабля-спасателя;
- наличие удовлетворительной системы аварийного спасения;
- использование для выведения многоразовой PH;
- невысокая стоимость подготовки и осуществления полета.
Требование посадки на космодроме связано с желанием избе-
жать расходов на содержание поисково-спасательного комплекса и
на транспортировку корабля с места посадки на космодром. Это тре-
бование приводит к необходимости уменьшения рассеяния точек по-
садки до десятков метров и увеличения аэродинамического качества
корабля на участке спуска до 0,6...0,7 (вместо 0,22 у «Союза»).
Схемы посадки и аварийного спасения (САС) существенно вли-
яют на облик ПК. Здесь мы рассмотрим три основных варианта
средств посадки и аварийного спасения:
1) парашютно-реактивная система приземления (ПРС) с одно-
разовой САС (типа САС у «Союза»);
30
4. ПИЛОТИРУЕМЫЕ И ГРУЗОВЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
2) самолетная посадка на аэродром (и соответственно самолетная
форма корабля);
3) вертикальная посадка с использованием ЖРД.
Вариант ПК с ПРС и с твердотопливным двигателем САС ис-
пользует одноразовые ПРС, двигательные установки САС (ДУ САС)
и ДМП. Его коэффициент многоразовости низок, и относительно
высока стоимость каждого полета.
Под коэффициентом многоразовости понимается:
^^многораз. элементов
^мн = m •
"1пк сух
Приближенные оценки состава и масс средств приземления СП
и САС для ПК с экипажем из трех человек и массой около Ют
дали следующие результаты, кг:
ПС (с подвеской)...........................................500
ДМП:
«вертикальные»............................................. 40
«горизонтальные».......................................... 80
Контейнеры и люки ПС....................................... 70
Кресла экипажа............................................. 90
Система сброса лобового щита...............................170
Посадочные аммортизаторы...................................100
ДУ САС при сбросе ДУ САС в районе 100...120 с участка
выведения соответствует уменьшению массы полезного груза на . . 230
Конструкция ДУ САС при тех же условиях сброса ДУ САС
соответствует уменьшению массы полезного груза............220
Итого тСПСАС. . . . .•.................................1500
Соответственно при использовании ПРС и одноразовой ДУ САС
^тСП+АС 1500
____________________ — _________________ — 0 1 к
т0__________________10000 ’ ‘
Можно отметить следующие существенные недостатки варианта
ПК с ПРС:
- много одноразовых элементов конструкции и оборудования
(парашютные системы, отстреливаемые люки, ДМП, ДУ САС и т.п.)
и соответственно низкий коэффициент многоразовости (~ 0,8);
- относительно большое рассеяние точек посадки из-за ветрового
сноса на участке парашютирования;
- необходимость выделения незаселяемых районов на поверх-
ности Земли для мест падения ДУ САС и элементов ее установки,
сбрасываемых на участке выведения;
- относительно высокая стоимость каждого полета.
31
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Схема ПК самолетного типа с САС, в которой используются ка-
тапультируемые кресла для спасения экипажа при аварии, была
разработана в проекте «Гермес». По данным одного из вариантов
проекта «Гермес», масса которого 16700 кг, в состав средств при-
земления и аварийного спасения входили следующие элементы,
массы которых приведены ниже, кг:
Крыло....................................................... 900
Элементы аэродинамического управления....................... 280
Аэродинамический щиток...................................... 160
Гидросистема н приводы рулей............................... 100
Теплозащитное покрытие крыльев.............................=300
Шасси....................................................... 435
Катапультируемые кресла (3 шт.)............................. 360
Установка катапультируемых кресел........................... 75
Катапультные люки........................................... 70
В сумме масса этих средств составляет 2680 кг, и,следовательно,
относительная масса элементов конструкции, связанных со средст-
вами посадки и спасения, для ПК самолетного типа может состав-
лять
2/псп+ас _ 2680
т~о ~ 16700 “ 0,1 ’
Этот результат близок к результату для варианта ПК с ПРС, но
зато при коэффициенте многоразовости, близком к 1.
Вариант ПК самолетного типа также имеет ряд существенных
недостатков:
- есть участок полета PH, при аварии на котором катапульти-
рование экипажа не обеспечивает его спасения;
- три катапультных люка существенно усложняют конструкцию
кабины, что, в свою очередь, не позволяет увеличить численность
членов экипажа;
- не совсем понятно, во что в действительности обойдется уста-
новка крыльев;
- установка крылатого аппарата на PH вызывает определенные
затруднения, для этого, как правило, приходится идти на упроч-
нение конструкции PH и соответственно на ухудшение массовых
характеристик;
- требуется использовать относительно большие размеры для
ПК самолетного типа.
32
4. ПИЛОТИРУЕМЫЕ‘и ГРУЗОВЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
Последнее утверждение стоит разъяснить. Если исходить из
аэродинамического подобия с кораблем «Шаттл» или «Гермес» и
примерно одинаковой посадочной скорости, то при т/S ~ idem
lj == Iq -Гт/mQ .
В табл. 6 указаны размеры «Шаттла», «Гермеса» и крылатого
ПК массой около 10 т, пересчитанные из размеров «Шаттла» и «Гер-
меса» (в метрах) по этой зависимости.
Таблица 6. Характеристики «Шаттла», «Гермеса» и крылатого ПК
массон около Ют
Параметр «Шаттл» «Гермес» Крылатый ПК, на базе
«Шаттла» «Гермеса»
90 17 10 10
Длина, м 37 18 12,2 13,7
Диаметр фюзеляжа, м 5,6 3,4 1,8 2,6
Размах крыльев, м 24 11,2 8 7,8
0,33 0,77
Существенным является и вопрос об аварийном спасении. В слу-
чае аварии PH, когда число Маха скорости полета М > 2,5...3, тем-
пература на скафандре и на привязной системе после катапульти-
рования может оказаться слишком высокой. Эту температуру мож-
но оценить как температуру заторможенного потока
Ттор = То [1 + (fe - 1) М2 /2] = То (1 + 0,18 М2),
что дает при
М........................ 2 2,5 3
t °C 110 200 310
*тор» ° • • •
Следовательно, спасение в случае аварии PH может не обеспе-
чиваться сМ > 2,5. ..3 до тех пор, пока скоростной напор не снизится
до достаточно малого значения, т.е. практически в течение 30...50 с
участка выведения.
Поэтому наряду с катапультной схемой аварийного спасения для
самолетного варианта ПК целесообразно рассматривать и схему ава-
рийного спасения экипажа с использованием отделяемой при ава-
рии и уводимой вперед и в сторону кабины экипажа. Эта схема не
3-1716
33
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
требует применения катапультируемых кресел и катапультных лю-
ков, но зато для ее использования придется ввести в конструкцию
корабля ряд дополнительных элементов, оценки состава и массы
которых приведены ниже, кг:
Отделяемая кабина с механизмом ее отделения................600
Твердотопливные двигатели для увода кабины от аварийной PH . . 200
Установка твердотопливного двигателя.......................100
Парашютная система (ПС)....................................150
Контейнер ПС............................................. 25
Отстреливаемый люк ПС...................................... 25
Посадочный аммортизатор....................................100
Кресла (для трех членов экипажа)...........................100
В сумме эти элементы составят 1300 кг, вся масса СП и САС
приблизительно составит (16700 - 360 - 75 - 75)/1,67 + 1300 ~
~ 2600 кг, т.е. около 0,26 массы крылатого аппарата. Это очень
много, зато надежно.
Кроме того, стоит вспомнить, что проект «Гермес» начинали с
массы 10 т, а закончился он массой 20 т, т.е. сделать многоразовый
космический ПК самолетного типа массой около 10 т, по-видимому,
достаточно сложно.
Схема полета ПК с вертикальной посадкой, во время которой
осуществляется гашение скорости снижения с помощью ЖРД, пре-
дусматривает возвращение корабля на космодром путем управления
дальностью полета при снижении его в атмосфере и бокового ма-
невра.
Для спасения экипажа корабля при аварии ракеты на старте
или во время полета в плотных слоях атмосферы (в том числе и
при максимальных скоростных напорах) предлагается уводить ко-
рабль от носителя с помощью посадочных двигателей (обеспечива-
ющих при уводе ПК от аварийной PH осевую перегрузку пх ~ 3),
используя при этом топливо, предназначенное для орбитальных
операций.
Для ПК этого варианта, например, можно использовать форму
снаряда с большим радиусом затупления носка. Для такой формы
коэффициент лобового сопротивления сх при угле атаки а = 30° и
числе Маха М = 1,2 (район максимальных скоростных напоров)
составит примерно 1,15. Если принять площадь миделя такого ко-
рабля вМИд = 6 м2, максимальный скоростной напор около
Яшах ~ 35 кПа, то сила аэродинамического сопротивления ПК в рай-
оне максимального скоростного напора X = сх S q ~ 241 кН. Тяга
посадочного ЖРД вдоль продольной оси ПК при той же стартовой
34
4. ПИЛОТИРУЕМЫЕ И ГРУЗОВЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
массе ПК R = 3-10000-9,81 ~ 294 кН. Тогда относительное уско-
рение ухода ПК от PH в наиболее неблагоприятных условиях аварии
составит около 5 м/с2, что можно считать приемлемым.
Для обеспечения приземления на посадочную площадку космо-
дрома надо привести корабль при возвращении с точностью порядка
десятков метров. Это возможно, если будут выполнены следующие
условия:
- аэродинамическое качество корабля ka > 0,6;
- точность знания координат на орбите (перед спуском) порядка
километра;
- точность определения координат на участке спуска после вы-
хода корабля из плазмы порядка десятка метров (т.е. в районе кос-
модрома должны обеспечиваться бортовые радиоизмерения даль-
ности, высоты и радиальной скорости);
- точность определения координат над посадочной площадкой
и компонент скорости порядка метров и дециметров в секунду со-
ответственно.
Ниже приведен пример оценки аэродинамического качества ап-
парата предложенной формы для необходимого диапазона чисел
Маха и для двух углов атаки 20 и 30°:
м 0,6 2 4 6 10
^а20 0,65 0,74 0,93 0,94 0,94
fe-30 . . . . 0,62 0,70 0,86 0,84 0,84
Положение центра давления для аппарата предложенной формы
/ I ~ 0’4 (от носка). Следовательно, для достижения устой-
чивости движения корабля на участке спуска в атмосфере нужно,
чтобы центр масс был ближе к носку: хт/1 < 0,4. Такое положение
центра масс можно обеспечить соответствующей компоновкой ПК.
При возвращении на космодром можно обеспечить посадку на
бетонированную площадку и тем решить проблему взаимодействия
струй посадочного ЖРД и грунта. Но при аварии на участке выве-
дения посадка может быть в произвольном районе, и, следователь-
но, нужно заранее принять меры предотвращения взаимовлияния
струй посадочных ЖРД, грунта и корпуса корабля и появления ям
в грунте. Такими мерами могут быть увеличение расстояния между
соплами посадочных ЖРД и грунтом в момент посадки и уменьше-
ние отношения диаметра сопел к высоте сопел над поверхностью
3'
35
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
грунта в момент приземления (в пределе - к использованию коль-
цевого сопла).
Параметры движения ПК перед началом торможения при по-
садке можно приближенно определить, исходя из предположения
о квазиустановившемся движении:
X созв = Y sin0,
X sin# + Y cose = mg,
где в - угол вектора скорости с горизонтом; X - сила аэродинами-
ческого сопротивления; У - аэродинамическая подъемная сила, от-
куда tg 6 = X / У = 1 / ka.
./ 2 т g
uo = ▼ (1 + fe2) sin в схр S ‘
Из этих соотношений можно получить параметры движения ПК
перед началом процесса посадки в зависимости от аэродинамиче-
ского качества. Приняв площадь миделя вмид = ^пос 6 м , ~ 0,9 кг, znCT = получим: = 9000 кг, сх ~ 0,88,
0,5 0,75 1,0
0 .градусы.. 63 53 45
1>0, м/с . . . 156 148 139
Перед включением двигателя нужно выполнить разворот (на-
пример, за счет работы твердотопливного реактивного двигателя
(РД), установленного в хвостовом отсеке перпендикулярно к про-
дольной оси ПК).
Время торможения при посадке можно определить интегриро-
ванием уравнения
v = ^Rx/m + g sin в - сх Sр р2/(2 т) ,
откуда
dp
dt =------------------------s------.
-Rx/m + g sin в - cx S p ir/(2 m)
Принимая при интегрировании в ~ 0ср , р , сх , т ~ const, пол-
учаем время активного торможения при посадке
36
4. ПИЛОТИРУЕМЫЕ И ГРУЗОВЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
arctg
------------------
у cxSp
У° 2т g (пх - sin0cp
cxSpg(nx - sin0cp)
2т
где п,. =-, и тогда
л mg
х пос
~ VQt/2 , vx ~ п g t + Рпар , ^ТОП.ПОС ~ 7 рос л
уд С
Здесь h ~ высота, на которой начинается процесс торможения; t -
время активного торможения при посадке; ух - характеристическая
скорость на участке торможения; упар - характеристическая скоро-
сть, создаваемая посадочным двигателем во время снижения кораб-
ля с постоянной скоростью непосредственно перед его приземлением
(рп ~ g tn); е - угол между направлением струй посадочных двига-
телей и продольной осью ПК; Rx = HR cos е, п = пх / cos е.
Чтобы оценить порядок величин для ПК, сбалансированого на
угле атаки около 30°, примем fea = 0,62 ; в0 = 58,2°; sin 6ср = 0,925;
S = 6 м2; пх = 3; е = 30°, /уд = 2500 м/с.
В результате получим v0 — 152 м/с; t ~ 6,64 с; h ~ 500 м,
рх 215 м/с, ^топ.пос 900 кг.
Для ПК с вертикальной посадкой возникает вопрос о выборе
компонентов топлива двигательной установки корабля. Проблема
здесь в том, чтобы, с одной стороны, избежать использования обыч-
ных для космических кораблей высококипящих токсичных ком-
понентов топлива типа азотного тетроксида и несимметричного ди-
метилгидразина, удобных тем, что эти высококипящие компоненты
самовоспламеняются в камере сгорания, обеспечивая надежность
запуска двигателей и достаточно малые значения минимальных им-
пульсов, что важно для управляющих двигателей, а с другой - по-
лучить достаточно хорошие характеристики (длительность хране-
ния в условиях полета на орбите, удельный импульс и др.).
Можно предложить такой вариант. Для корректирующего и по-
садочного двигателей использовать флегматизированый высоко-
концентрированный пероксид водорода (с временем хранения до од-
ного года) и керосин. Для обеспечения зажигания в двигателе при
37
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
запуске можно применять форкамеру, имеющую на входе много-
разовый эффективный катализатор. Форкамера должна работать
тоже на Пероксиде водорода.
Для управляющих двигателей ориентации и координатных дви-
гателей в этом варианте можно использовать однокомпонентное топ-
ливо - тоже пероксид водорода. Посадочные, корректирующие и
управляющие двигатели можно снабжать топливом из общих баков
объединенной двигательной установки с вытеснительной системой
подачи компонентов в двигатели.
Ниже приведены результаты приближенной оценки состава и
массы средств, обеспечивающих вертикальную посадку и аварийное
спасение корабля массой около 10 т, кг:
Топливо для вертикальной посадки.............................900
Баки и арматура посадочной двигательной установки............350
Посадочные двигатели.........................................570
Кресла экипажа............................................... 75
Посадочное устройство........................................150
Двигатель разворота.......................................... 50
Балансировочный груз.........................................300
Всего...................................................... 2395
Из этих оценок следует, что относительная .масса средств при-
земления и аварийного спасения может для такого варианта ПК
составить примерно 0,24.
Можно отметить следующие недостатки рассмотренного вари-
анта ПК с вертикальной посадкой:
- опасность вертикальной посадки при аварийном спасении в
горных районах, в лесных районах, на рыхлый грунт;
- необходимость осуществления разворота перед включением
посадочного двигателя;
- необходимость размещения балансировочного груза в носовой
части корабля (300...350 кг).
Разворота корабля перед посадкой можно избежать путем вы-
бора симметричной (верх - низ) формы и несколько иной компо-
новочной схемы, в результате чего и на участке выведения, и на
участке спуска в атмосфере, и на участке посадки тяга посадочных
двигателей будет направлена в одну и ту же сторону («вверх»).
Самое слабое место рассмотренного варианта - вертикальная по-
садка в нерасчетном районе при аварии PH, когда может появиться
реальная опасность посадки в горном районе, на относительно кру-
той склон, в лесу. Поэтому и здесь целесообразно рассмотреть не-
сколько иной вариант спасения экипажа при аварии PH, а именно
38
4. ПИЛОТИРУЕМЫЕ И ГРУЗОВЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ КОРАБЛИ
при появлении угрозы спуска в опасный для вертикальной посадки
район посадку экипажа в нерасчетном районе осуществлять не в
корабле, а в отделяемом отсеке с помощью ПС. Отделение отсека
экипажа от остальных частей корабля в случае угрозы приземления
в опасном районе, имеется в виду производить уже после введения
ПС. При таком варианте аварийного спасения можно разместить
ПС в носке корабля, где она будет играть одновременно роль балан-
сировочного груза.
Следовательно, в варианте многоразового ПК с вертикальной по-
садкой и с приземлением экипажа в случае аварии PH с помощью
ПС в отделяемом отсеке необходимо дополнительно в состав средств
приземления и спасения включить ПС с узлами подвески и пере-
цепки, с контейнером и люком для ПС (300 кг), а также элементы
конструкции, позволяющие отделять часть кабины экипажа от ос-
тального корабля, дополнительные шпангоуты, раму, амортизаци-
онные устройства и др. (100 кг).
Таким образом, для этого варианта многоразового ПК массой
около 10 т масса средств приземления и аварийного спасения может
составить около 2500 кг (с учетом того, что ПС можно использовать
вместо балансировочного груза), что составит около 0,25 общей мас-
сы корабля. Конечно, это очень большая масса, но это как раз тот
случай, когда за надежность и безопасность приходится платить
ухудшением массовых характеристик.
Исходя из стремления к минимальным объему и массе корабля,
можно оценить размеры и предложить, как сегодня представляется,
достаточно рациональную компоновочную схему такого корабля.
Если объем ПК примерно равен объему корабля «Союз» (V == 25 м3),
то при предложенной форме и удлинении l/d ~ 2...2,5 диаметр со-
ставит —2,76 и площадь миделя «6 м2.
Агрегатный отсек целесообразно расположить впереди - на уча-
стке спуска (на участке выведения он снизу, и корабль выводится
на орбиту как бы «хвостом вперед»), В нем разместить ПС, поса-
дочное устройство, баки и систему их наддува, запасы кислорода
и воды, водород и кислород для электрохимических генераторов в
случае их использования для системы энергопитания (СЭП), арма-
туруДУ, СЭП, системы терморегулирования (СТР), посадочные дви-
гатели? Экипаж и основное приборное оборудование можно разме-
стить в кабине, а стыковочный узел и основную часть управляющих
двигателей - в кормовой части корабля.
39
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Запасы топлива объединенной ДУ должны обеспечивать довы-
ведение корабля к ОС, коррекцию, сближение, спуск, посадку и уп-
равление.
Создание многоразового ГК для доставки на ОС грузов, обору-
дования и топлива также является актуальной задачей, так как
затраты на обеспечение грузопотока на ОС сравнимы с затратами
на доставку персонала. Здесь мы рассмотрим вариант многоразового
ГК массой Юте вертикальной посадкой, аналогичного ПК с вер-
тикальной посадкой.
На таком ГК не устанавливают систему аварийного спасения,
средства обеспечения жизнедеятельности экипажа, пульты управ-
ления и информации, кресла и т.п. Его масса перед включением
посадочных двигателей меньше, чем у ПК, на массу доставляемого
на орбитальную станцию груза (т.е. примерно на 2000...3000 кг).
Оценки характеристик такого ГК дали результаты, приведенные
ниже:
Скорость снижения перед включением посадочного двигателя, м/с 130
Время активного торможения при посадке, с .................. 5,7
Характеристичекая скорость при посадке, м/с..................190
Высота включения посадочных двигателей над поверхностью
посадочной площадки, м.................................... 370
Топливо, расходуемое на участке приземления, кг..............600
Характеристические скорости в основных орбитальных операциях,
м/с:
подъем орбиты и коррекции дальнего сближения................175
сближение .................................................. 50
спуск.......................................................100
Топливо для орбитальных операций, причаливания, спуска (в том
числе и для управления спуском), кг.........................1000
На базе современного опыта и этих оценок можно ожидать сле-
дующую массовую сводку многоразового ГК с вертикальной посад-
кой, кг:
БВК.........................................................200
Система управления..........................................400
Коммутация .................................................150
Радиооборудование...........................................200
Приборы измерений........................................... 50
Энергопитание (СЭП) ........................................350
Терморегулирование (СТР)....................................100
Двигательная установка......................................500
Баки ДУ.....................................................150
Стыковочный узел........................................... 200
Посадочное устройство.......................................200
Кабели и антеннофидерные устройства.........................400
Топливо ДУ..................................................1600
40
5. КОНТРОЛЬ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ
Заправка СЭП................................................. 50
Заправка СТР................................................. 50
Конструкция агрегатного отсека.............................. 500
Конструкция грузового отсека................................ 800
Теплозащитное покрытие ..................................... 900
Элементы общей сборки....................................... 200
Полезный груз.............................................. 3000
Стартовая масса........................................... 10000
Таким образом, относительная масса ПГ такого ГК может со-
ставить около 0,3. Полученную оценку можно сравнить с имеющи-
мися аналогичными характеристиками: для одноразового ГК «Про-
гресс» 0,33; для одноразовых модулей ОС «Мир» 0,35; для много-
разового корабля «Шаттл» 0,2.
Величина тпг/тпКор, приведенная здесь для корабля «Шаттл»,
является явно заниженной, так как в массу конструкции орбиталь-
ного корабля «Шаттл» входят и три маршевых двигателя централь-
ного блока ракетной системы. Если учесть их массу, то становится
понятным, что данные о корабле «Шаттл» подтверждают возмож-
ность получения для грузового корабля величины znnr/znKOp
~ 0,3...0,35. Эта оценка выглядит и достаточно оптимистично, и
достаточно правдоподобно. Она, кстати, показывает, что доставка
груза на ОС даже с помощью многоразовых ГК будет примерно в 3
раза дороже, чем просто их выведение на орбиту, и понятно почему
- при доставке грузов на ОС с помощью многоразового корабля по-
сле выведения его на орбиту PH нужно еще обеспечить: довыведение
на рабочую орбиту ОС, дальнее сближение с ОС, причаливание, сты-
ковку, спуск и возвращение на космодром, посадку.
5. КОНТРОЛЬ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ
Спутники для контроля поверхности Земли сыграли положи-
тельную роль в движении к разоружению. Это не случайно, и на-
циональные (а, вполне возможно, в будущем и международные)
средства контроля поверхности Земли будут развиваться в дальней-
шем.
Задача систем контроля поверхности Земли (СКПЗ) обнаружить:
- подозрительную военную деятельность, строительство пуско-
вых ракетных установок (в том числе подземных), военных баз, ук-
репленйй, стратегических дорог (в том числе непонятного назначе-
ния), новые аэродромы и деятельность на них, полигоны, строи-
тельство заводов непонятного назначения и т.п.;
41
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- прямую подготовку к нападению: передвижения танков, гру-
зовиков, перебазирование самолетов, морских судов, массовый
подъем в воздух авиации.
Разработка системы СКПЗ - типичная инженерная задача. Глав-
ное - ясно определить цель, назначение машины, сформулировать
для себя основные технические требования и затем при разработке
проекта всю работу (разработку конструкции, системы управле-
ния - СУ, СЭП, СТР и др.) подчинить этому.
В этой инженерной задаче главное:
- рассмотреть детали на поверхности Земли;
- иметь возможность вести круглосуточные, всепогодные наблю-
дения;
- привязать результаты наблюдений к карте;
- контролировать поверхность не только суши, но и моря, ат-
мосферу и подводную обстановку.
Эти задачи могут решать автоматические спутники, снабженные
необходимыми инструментами для наблюдений. Конструкция ап-
паратов полностью должна быть подчинена обеспечению работы ин-
струментов для наблюдений.
Чтобы на основе наблюдений можно было мотивировать подозре-
ние, увиденное (танк, автомобиль) должно фиксироваться на пленке
или на экране хотя бы несколькими точками в длину и ширину, т.е.
минимальный размер различимой точки должен быть примерно
0,3...1 м.
5.1. Наблюдения в оптическом диапазоне
Угловая разрешающая способность А хорошо выполненного опти-
ческого инструмента (минимальное расстояние между двумя разли-
чимыми соседними точками в угловой мере) определяется зависимо-
стью, полученной из правила Релея о разрешении двух соседних спек-
тральных линий:
А > 1,22 Л/d ,
где Л - длина волны, на которой работает данный оптический ин-
струмент; d - диаметр объектива.
Средняя длина волны для наблюдений в оптическом диапазоне
составляет Л ~ 0,4 мкм, что определяется спектром потока, отра-
женного от поверхности Земли (рис. 1).
Схема, приведенная на рис. 2, позволяет найти связь между раз-
решающей способностью инструмента, установленного на КА, в ли-
42
5. КОНТРОЛЬ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ
нейной мере, высотой h орбиты и предельным углом в отклонения
направления наблюдений от плоскости орбиты.
Рис. 1. Спектр излучения, отражен-
ного от поверхности Земли
dE
(Я, = , где Е — мощность потока
излучения, отраженного от поверх-
ности Земли; Л - длина волны излу-
чения)
Разрешение в линейной мере д = А------ = ---- ,
cos в smd cos#
k Л h
откуда д = — ’ что Дает возможность получить формулу
для оценки диаметра объектива, обеспечивающего требуемое разре-
шение в линейной мере:
kA h
“ - Л Sine соаё • где к - 1-22‘
Рис. 2. Связь между высотой орбиты
h, углом в и дальностью I до наблю-
даемой точки
Впрочем, некоторые специалисты по оптике уверяли, что с уче-
том технологических возможностей изготовления линз и зеркал
следует для оценок брать коэффициент в этой формуле равным не
теоретическому значению 1,22 , а 1,5 и даже 2. В табл. 7 приведены
оценки диаметров оъективов для оптики различного качества.
Таблица 7. Значения диаметров объективов для работы с высоты h — 200 км
при угле отклонения направления наблюдения от плоскости орбиты
9 — 45° для оптики различного качества
Требуемое разрешение, м Диаметр объектива, м, при k
1,22 1,5 2,0
0,3 0,65 0,8 1,06
• 0,5 0,39 0,48 0,64
1,0 0,2 0,24 0,32
43
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Из данных этой таблицы ясно, что ни о какой возможности ви-
деть автомобильные номера с орбиты, на которую указывают иногда
в прессе и в разговорах, речи пока нет.
Для регистрации результатов наблюдений в оптическом диапа-
зоне сначала использовали фотографирование с последующим спу-
ском экспонированной пленки на Землю. Этот способ имеет следу-
ющие очевидные недостатки:
- неоперативен (обесцениваются результаты контроля);
- весьма ограничено время работы данного аппарата (определя-
емое запасом пленки);
- дорог (для возвращения пленки нужно спускать либо КА, либо
капсулу с пленками).
Преимуществом этого способа являлось высокое качество реги-
страции.
ТВ-способ регистрации результатов наблюдений с орбиты позво-
ляет резко увеличить время работы, так как оно при этом способе
регистрации и передачи результатов наблюдений на Землю по ра-
диоканалу определяется только ресурсом работы КА и запасом его
топлива. Но для использования ТВ-способа надо преодолеть следу-
ющие значительные технические трудности:
- регистрация наблюдаемой картины в достаточно широкой по-
лосе, например 5...20 км (т.е. с каждой строки изображения нужно
передавать минимум 5000...20000 точек), при реально осуществи-
мой ширине фотоприемника;
- практически невозможно при современной технике передать
через радиоканал в текущем времени принимаемый объем инфор-
мации (например, для приема информации с полосы шириной
10000 м при dTO4 = 0,5 м, использовании трех цветов и восьми гра-
даций яркости нужно передавать через радиоканал поток инфор-
мации, равный N ~ 10000-3-3-7800 / 0,52 ~ 3-109 бит/с по срав-
нению с потоком современного ТВ-канала около 5-106 бит/с);
- весьма малое время экспонирования фотопринимающего эле-
мента (0,5/7800 == 6,4-10 5с по сравнению с 0,001...0,004 с для фо-
тоспособа или 0,04 с для обычного ТВ).
Для преодоления проблемы ширины фотоприемника можно ис-
пользовать линейки с чувствительными элементами размером око-
ло 20 мкм. Но тогда линейки должны иметь размер 200...400 мм,
что уже на пределе возможностей для оптических систем современ-
ных объективов. Нужно бы иметь размер чувствительных элементов
Ьч э существенно меньше, так как необходимо, чтобы Ьч э<
44
5. КОНТРОЛЬ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ
< дмест f/l , где f - фокусное расстояние объектива, а I - расстояние
от КА до наблюдаемого района. Даже для длиннофокусных объек-
тивов с f ~ 10 d при высоте орбиты около 250 км и диаметре объ-
ектива 0,5...0,6 м получим Ьч э < 6...12 мкм.
Достаточно малый размер чувствительной точки может быть
получен. Например, в видиконе Return Веет Vidicon он составляет
около 4 мкм, что приводит к приемлемой ширине фотоприемника
порядка 40...80 мм.
Чтобы преодолеть трудности, связанные с пропускной способ-
ностью радиоканала связи, приходится идти на выборочную реги-
страцию всего лишь нескольких кадров за виток с записью этих
кадров на запоминающее устройство, с последующим относительно
медленным сбросом записанной информации на наземные пункты
регистрации. Правда, тут вместо проблемы пропускной способности
радиоканала возникает проблема скорости записи столь большого
потока информации, но эта проблема технически проще первой (на-
пример, возможно использование параллельных магнитофонов).
Не следует забывать и о ширине наблюдаемой полосы. Если мы
будем выходить из трудностей за счет уменьшения полосы наблю-
дений, то получим другие проблемы - привязки к карте наблюда-
емого района и наведения аппарата на интересующий объект. На-
пример, ограничивая ширину кадра 6000 точками, при разрешении
0,5 м получим ширину полосы всего лишь 3 км.
Для преодоления проблемы малого времени экспонирования
можно использовать накопление сигнала в нескольких линейках
чувствительных элементов или прокачку ТВ-камеры (или зеркала)
с угловой скоростью а> = v / I ~ 1,5 градуса/с.
Размещая ТВ-камеру, нельзя забывать и о необходимости пере-
бросов направления наблюдения вправо-влево относительно направ-
ления движения, чтобы обеспечить возможность наблюдений на
каждом витке в полосе шириной 2h ~ 400... 1000 км вдоль трассы
полета.
Привязку регистрируемых крупным планом кадров к точным
координатам на карте можно осуществить, сравнивая реки, дороги,
береговые линии, города, поселки и другие объекты на полученном
снимке с мелкомасштабными снимками, достаточно близкими к
карте.*
Условия освещения в процессе наблюдения связаны с положе-
нием Солнца относительно плоскости орбиты.
45
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Сплюснутость Земли вызывает прецессию орбиты с угловой ско-
ростью йПрец = С cos Ь гДе * ~ наклонение орбиты к плоскости эк-
ватора, С - константа для данной орбиты.
Условием отсутствия движения плоскости орбиты относительно
направления на Солнце является равенство угловой скорости пре-
цессии угловой скорости обращения Земли вокруг Солнца:
йПрец = "^3/С • откуда cos i = -l/CQ3/c ~ -0,12, что дает i ~ 97°.
Орбита с таким наклонением называется гелиосинхронной.
Под гелиосинхронной орбитой условия освещения поверхности
Земли Солнцем будут одинаковы для районов с одинаковой широ-
той.
5.2. Особенности КА с оптическими инструментами
Желательно перигей орбиты иметь пониже (на широте, где ожи-
дается небходимость ведения наблюдений), примерно 200...250 км,
а апогей повыше, чтобы уменьшить затраты топлива на компенса-
цию торможения КА атмосферой. Практически параметры орбиты
будут определяться размерами солнечных батарей (СБ) и КА, его
ориентацией, требуемым временем работы каждого КА на орбите
и количеством топлива, которое может быть выделено на борьбу с
торможением атмосферы. Если исходить из стремления к миниму-
му затрат топлива, было бы целесообразно выбирать круговую ор-
биту высотой 350...400 км. Однако это противоречит главному на-
значению КА - хорошей разрешающей способности наблюдений.
Желательно также, чтобы продольная ось КА была параллельна
вектору скорости (для уменьшения сопротивления атмосферы).
В качестве исполнительных органов системы ориентации целе-
сообразно использовать гиродины (но не обязательно: и с ракетными
управляющими двигателями можно создать систему, требующую
малых затрат топлива на ориентацию). Желательно, чтобы точность
ориентации была примерно равна 10... 15 '.
В СЭП естественно использовать СБ. Важно, чтобы в полете пло-
скости СБ по возможности были параллельны вектору скорости (по
тем же соображениям минимума сопротивления).
Кроме того, желательно, чтобы и приборный отсек, и, конечно,
остальные отсеки были не герметичными. Тепловой режим приборов
и агрегатов при этом может обеспечиваться термостатированием их
мест установки либо непосредственно термостатированием самих
46
5. КОНТРОЛЬ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ
h ~ 400км
приборов. Негерметичность отсеков в общем случае упрощает про-
цессы изготовления, испытаний и обслуживания.
Для уменьшения затрат на управление с Земли должна обеспе-
чиваться максимальная автономизация полета КА системы за счет
широкого использования бортового компьютерного комплекса.
Главное в компоновочной схеме и в схемах работы машины -
обеспечение наилучших условий функционирования средств наблю-
дения. Для получения возможно большего разрешения, в принципе,
можно пойти на несколько необычное решение для КА с оптиче-
скими средствами наблюдений (рис. 3):
- орбиту КА выбрать достаточно высокой, чтобы сократить рас-
ход топлива на торможение КА атмосферой;
- прибор наблюдений спу-
стить с КА на тросе вниз до воз-
можно меньшей высоты и «бук-
сировать» его;
- орбиту выбрать эллипти-
ческую, чтобы инструмент на-
блюдений погружался в отно-
сительно плотные слои атмос-
феры только на небольшой ча-
сти оборота КА вокруг Земли.
Опущенный в более плот-
ные слои атмосферы, инстру-
мент ближе к наблюдаемой по-
верхности, но тормозится, сле-
довательно, будет тормозиться
и КА. Но площадь миделя ин-
струмента наблюдений можно
сделать существенно меньше,
чем площадь миделя КА. По
мере спуска инструмента будут
подниматься температура его
поверхности (потребуется на
инструменте устанавливать теплозащитные экраны) и расти сопро-
тивление атмосферы его движению, что приведет к необходимости
расхода топлива на основной части КА. Оценки показывают, что
может 'оказаться возможным спуск капсулы до высоты
140... 120 км. Высоту спуска можно изменять во время полета по
орбите, с тем чтобы при отсутствии необходимости получения мак-
2
v
h ~ 160 км
i /
Рис. 3. К идее применения троса для уве-
личения разрешающей способности инст-
румента наблюдений:
1 - КА, совершающий полет на высоте око-
ло 400 км; 2 - трос, на котором подвешива-
ется капсула с инструментом; 3 - инстру-
мент (ТВ-камера); 4 - поверхность Земли
47
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
симального разрешения поднимать инструмент наблюдений выше
и тем самым экономить топливо.
В табл. 8 приведены результаты оценок применения тросовой
системы для СКПЗ: температура на экране инструмента, когда он
опущен до высоты й; увеличение расхода топлива на поддержание
КА на орбите при опущенном в атмосферу до высоты h инструменте,
отнесенного к площади миделя инструмента, перпендикулярного к
вектору скорости; максимальная разрешающая способность объек-
тива диаметром 0,65 м при наблюдении с высоты h прямо под собой.
Таблица 8. Результаты оценки применения тросовой системы для СКПЗ
Высота, до которой опускается инструмент, км Температура на экране инструмента, °C Расход топлива, кг/(м2-год) Разрешение, м
200 40 250 0,15
180 70 430 0,135
160 90 750 0,12
140 150 2250 0,105
120 400 18250 0,09
Из данных этой таблицы следует, что этот способ может ока-
заться полезным для снижения расхода топлива, идущего на под-
держание орбиты (за счет увеличения высоты орбиты КА без под-
нятия высоты инструмента наблюдений), и для увеличения разре-
шающей способности наблюдений поверхности Земли.
Наблюдения ночью можно было бы осуществлять, используя
собственное тепловое излучение поверхности Земли, которое имеет
место в ИК-диапазоне длин волн (1...14 мкм). Поток теплового из-
лучения определяется законом Стефана - Больцмана
®изл = £ ° Т ’
где е - коэффициент излучения поверхности, определяемый длиной
волны, температурой поверхности (см. закон Вина) и характером
поверхности; а - постоянная Стефана - Больцмана, равная 5,67 • 10'8
Вт/(м2-с-К4); Т - температура поверхности, К.
Длина волны, на которую приходится максимум излучения при
данной температуре, пропорциональна температуре (закон Вина -
Голицына). Таким образом, определенной температуре данной точ-
ки наблюдаемой поверхности будет соответствовать определенная
48
5. КОНТРОЛЬ ПОВЕРХНОСТИ ЗЕМЛИ
интенсивность ИК-сигнала в соответствующей точке изображения,
которое строится ИК-оптической системой, т.е. это изображение бу-
дет показывать характер и температурное поле наблюдаемой повер-
хности, а при соответствующей обработке мы получим изображе-
ние, которое сможем научиться понимать.
Для получения доброкачественного ИК-изображения ночной по-
верхности необходимо:
- применять рефракторы (зеркальные оптические системы);
- охлаждать фотоприемник системы (а при возможности и зер-
кала) до криогенных температур, чтобы можно было различить не-
большие изменения температур от точки к точке на поверхности Зем-
ли и уменьшить тепловые помехи, возникающие в самой оптической
системе;
- применять объективы достаточно больших диаметров - по-
рядка нескольких метров.
Сегодня это практически недостижимо, и мы можем надеяться
на получение разрешения ИК-системы только примерно 5... 10 м.
Но есть еще одна проблема наблюдений - облака. Здесь нам не
помогут ни оптические, ни ИК-системы. Для наблюдений в облач-
ную погоду и ночью можно использовать так называемые радиоло-
кационные станции бокового обзора (РЛСБО) с синтезируемой апер-
турой, ведущие локацию местности под малыми углами к поверх-
ности Земли. Угловое разрешение, которое мож^о получить при
данном времени синтезирования изображения tc: А = А/(у tc) , и
соответствующее линейное разрешение на местности д ~ Л I/(у /с).
Однако это разрешение не может быть лучше, чем половина раз-
мера антенны (вдоль направления полета). По сегодняшним пред-
ставлениям, космические РЛС БО могут обеспечить разрешение на
местности примерно 10...20 м. При попытке улучшить разрешение
за счет уменьшения размеров антенны потребуется увеличение мощ-
ности излучаемого сигнала (обратно пропорционально квадрату раз-
мера антенны) и скорости обработки, результатов локации не менее
чем до десятков миллионов операций в секунду. По мнению специ-
алистов, в перспективе с помощью космических РЛС БО можно по-
лучить разрешение примерно 3...5 м.
С помощью РЛС БО возможно:
- вести наблюдения суши и океанов днем и ночью в любую по-
году;
- контролировать воздушное пространство;
4-1716 49
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- контролировать подводную обстановку (обнаруживать след на
поверхности океана от движущейся в глубине подводной лодки).
Естественное наклонение орбиты для КА с РЛС БО примерно
70...75°; орбита круговая; высота 600...800 км. Главное в компо-
новочной схеме КА с РЛС БО - размеры и размещение антенн РЛС
БО и СБ (они могут быть довольно большими, что определяется глав-
ным образом мощностью РЛС).
Число КА в системе определяется желаемым темпом обновле-
ния информации. Расстояние между трассами соседних витков
вдоль экватора примерно равно 40000/16 = 2500 км. При ширине
полосы обзора 500 ... 1000 км и одном КА в системе при правильно
подобранных параметрах орбиты темп обновления информации в
районе экватора составит один раз в 5...2,5 сут (при наличии необ-
ходимого освещения для наблюдений в оптическом диапазоне).
Оценки дают следующую зависимость темпа обновления информа-
ции от числа КА в системе:
Число КА в системе. . 1 4 8 16
Период обновления
информации, ч..... 120...60 30...15 15...7,5 7,5...4
Спутники с РЛС БО имеют фиксированное положение полосы
обзора относительно корпуса КА (одной или двух), ширина которой
определяется характеристиками РЛС БО, размерами антенны, вы-
сотой орбиты и может составлять 500...800 км. Скорее всего, КА с
РЛС БО будут иметь отличную от КА с оптическими инструментами
конструкцию и входить в другую группу КА СКПЗ с числом КА
примерно 12...14.
И американцы, и мы, по-видимому, запускаем на орбиту много
КА для контроля поверхности Земли, для исследовательских и
прикладных целей. Поэтому возникает вопрос об окончании рабо-
ты КА. Уже сейчас опасность столкновения ОС и КА с «остатками»
КА и их PH соизмерима с метеорной опасностью. В дальнейшем
этот вопрос будет осложняться. Поэтому необходимо, чтобы после
окончания работы КА и их PH возвращались в атмосферу и сгора-
ли. Рано или поздно придется заключать международное соглаше-
ние по этому вопросу.
50
6. ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
6. ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
6.1. Станция «Мир»
В состав орбитальных средств входят: базовый блок, модули
«Квант», «Квант-2», «Кристалл», «Стыковочный модуль», «Приро-
да», ПК «Союз», ГК «Прогресс», спутники-ретрансляторы (когда их
используют для связи). В состав средств выведения входят PH «Со-
юз» и «Протон».
В состав наземных средств входят: производство модулей, ПК,
ГК, спускаемых капсул, оборудования, доставляемого на ОС; ис-
пытательная база завода, техническая и стартовая позиции космод-
рома, поисково-спасательная служба (ВВС и ВМФ), наземные сред-
ства связи, ЦУП.
Выбор высоты орбиты ОС производится с учетом ограничений
по допустимой дозе излучения для экипажа станции (при времени
полета около 1 года), а также минимума затрат топлива на поддер-
жание орбиты (на компенсацию сопротивления атмосферы) и на вы-
ведение кораблей к станции.
Количество топлива, доставляемое на ОС и расходуемое для под-
держания орбиты ОС, можно оценить по формуле
сх •S'OC Р у2 *
^топлюд = 9 f ’
“ УД
гдесд. - коэффициент лобового сопротивления в условиях свободно-
молекулярного течения; Soc - площадь «среднего миделя» ОС, м2;
р - плотность атмосферы на высоте орбиты ОС, кг/м3; v - средняя
скорость ОС на орбите, м/с; t - время, с; /уд - удельный импульс
корректирующих двигателей, м/с.
Общее количество топлива, расходуемого для перевода кораблей
с орбиты выведения на рабочую орбиту ОС и на увеличение импульса
скорости корабля для спуска при увеличении высоты орбиты, мож-
но оценить по формуле
_ - Лв) 1,5 ткор п„ол
^ТОП.ВЫВ.СП ~ h т »
nv худ
где h - ср’едняя высота орбиты ОС, км; hB - средняя высота проме-
жуточной орбиты, на которую выводится корабль с помощью PH,
км; /пкор - масса корабля, кг; ппол - число полетов кораблей на ОС;
4
51
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
hv = dh/dv - производная средней высоты орбиты по сумме импуль-
сов скорости, затрачиваемых на подъем высоты орбиты, км/(м/с).
Приняв применительно к ОС «Мир» S ~ 300 м2, сх ~ 2, /уд »
~ 3000 м/с, hB == 220 км, hv ~ 1,7 км/(м/с), znKop = 7000 кг и
проводя оценку того и другого топлива на 1 год полета ОС, т.е. при-
няв t = 1 год ~ ЗЮ7 с, а число полетов кораблей в год лпол =
= «пол. ПК + «пол ГК = 4 + 6 = 10> ПОЛУЧИМ
ттоп.под ~ 1,9’Ю Р\ ^топ.выв = 20 (7г - 220).
Результаты оценок массы топлива, необходимого для обслужи-
вания ОС типа «Мир», приведены в табл. 9.
Таблица 9. Затраты топлива иа поддержание ОС на орбите
и иа выведение кораблей к ОС
h, км Затраты топлива, кг/год
^топ.под ^тон.выв т
250 19600 600 20200
300 6350 1600 7950
350 2340 2600 4940
400 970 3600 4570
450 420 4600 5020
Из данных табл.9 следует, что общие затраты топлива мини-
мальны при высоте орбиты около 400 км.
Модуль «Квант» предназначался в основном для астрофизиче-
ских исследований и одновременно обеспечивал доставку на ОС до-
полнительного оборудования (средств обеспечения жизнедеятельно-
сти экипажа ОС, средств выхода космонавтов во внешнее простран-
ство, гиродинов - силовых гироскопов). Здесь к месту привести ме-
тод оценки кинетического момента гиродинов, применяемых в КА
для управления без расхода топлива при ориентации в инерциаль-
ной системе координат (ИСК). Значение необходимого кинетическо-
го момента гиродинов практически определяется борьбой со знако-
переменными гравитационными моментами. Вообще-то, при выборе
значения кинетического момента гиродинов нужно учитывать и
другие факторы (аэродинамические, магнитные и другие моменты),
но в данном случае они не являются существенными. Для случая,
52
6. ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
когда одна из главных осей инерции (например, ось X) перпенди-
кулярна к плоскости орбиты, гравитационный момент равен
Мх гпяп = 1.5cu2 (I,. - I-) sin20 = 1,5 cu2 А / sin20 ,
где си - угловая скорость обращения КА вокруг Земли; 0 - угол
главной оси КА, лежащей в плоскости орбиты, с горизонтом; 1у и
Д - моменты инерции КА вокруг главных осей КА, лежащих в
плоскости орбиты.
Если мы хотим поддерживать постоянную ориентацию ОС или
КА в ИСК, то должны иметь суммарный кинетический момент ги-
родинов больше интеграла по времени от гравитационного момента
за четверть оборота по орбите (с некоторым запасом):
Г/4 Т/4
Лсин.мом.гирбд > J* Мх dt = J* 1,5 ft) А7 sin20 dt =
О О
2 ’г2 d0 Г/2
= 1,5 ft)2 М j sin20 — = - 0,75 со А7 cos20 = 1,5 а> М .
J cd '
о о
Для нашей орбиты ш ~ 7700/6770000 = 1,1-10 3 рад/с, а для
рассматриваемой ОС А/ ~ (1...2) 106 кг-м2. В результате получаем
^кин.мом.гирод ~ 1650...3300 кг-м2/с, и если их шесть, то каждый
должен иметь кинетический момент примерно 500...600 кг м2/с.
Модуль «Квант-2» предназначался для дооснащения ОС выход-
ным шлюзом, «тележкой» для перемещений космонавтов вне ОС,
дополнительным комплектом гиродинов, дополнительными СБ, а
также для проведения наблюдений поверхности Земли с помощью
внешней ТВ-камеры, установленной в кордановом подвесе, которая
наводится по командам с Земли или из ОС.
Модуль «Кристалл» предназначался в основном для проведения
исследований по получению сверхчистых материалов в эксперимен-
тальных печах и очистки биологических препаратов в электрофо-
ретических установках, а также для доставки дополнительных СБ
на ОС из-за недостатка мощности электропитания.
Модуль «Стыковочный отсек», снабженный андрогинным сты-
ковочным узлом, должен служить в основном для обеспечения при-
стыковки к ОС «Мир» американского корабля «Шаттл».
53
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Модуль «Природа» предназначен для наблюдения поверхности
Земли и для технологических исследований. В оборудование этого
модуля входят: сканер, работающий в оптическом диапазоне (из-
готовленный в ФРГ), кристаллизатор, электрофоретические уста-
новки и оборудование для биомедицинских исследований.
В состав грузового потока на ОС входят топливо, вода, пища,
кислород, одежда, приборы и другое оборудование для регламент-
ной замены и ремонтных работ, а также новое исследовательское
оборудование.
При эксплуатации ОС «Салют» и «Мир» выявились следующие
основные недостатки.
1. Нерентабельность астрофизических (АФ) и геофизических
(ГФ) исследований (для их проведения выделяется слишком мало
времени). Слишком много времени уходит на техническое обслу-
живание ОС и самого экипажа станции: на сон, питание, физиче-
ские упражнения, «наземную поддержку», на включения и выклю-
чения приборов, систем, режимов и т.п. (по указаниям из ЦУП),
на сеансы связи с ЦУП (до 12 витков в сутки по 10...20 мин на
каждом), на ремонтные работы, на показные эксперименты.
2. АФ и ГФ эксперименты противоречат друг другу, так как
для их проведения требуется разная ориентация.
3. Экипаж занимается хоть и нужными делами (ремонты, об-
служивание, регулировка, настройка), но не главными - пока мы
не нашли этих главных дел для людей на орбите.
4. Неэффективна программа исследований и экспериментов.
5. Недостаточна мощность СЭП.
6.2. Проект орбитальной станции «Фридом»
Проект ОС «Фридом» предусматривал решение ряда приклад-
ных задач и проведение исследований и экспериментов.
Имелись в виду следующие прикладные задачи:
- приобретение опыта длительной жизни и работы людей в ус-
ловиях невесомости;
- прием, подготовка к полетам, обслуживание кораблей для по-
летов к Луне;
- заправка кораблей.
54
6. ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
Предполагалось проведение исследований по росту и генерация
растений и животных в интересах создания замкнутых систем обес-
печения жизнедеятельности (СОЖ), по изучению роли гравитации
в процессах репродукции. Внутри ОС планировались эксперименты
по производству сверхчистых кристаллов, сверхпрочных материа-
лов, жаропрочных стекол, по очистке биологических препаратов,
по выращиванию протеиновых препаратов, по изучению микро-
структуры покрытий.
Исследовательские работы, связанные с внешними наблюдени-
ями, включали в себя изучение облаков, земной радиации, аэрозо-
лей в атмосфере, проверку датчика молний, эксперименты по ла-
зерной связи. Для внешних наблюдений предполагалось использо-
вать радиотелескоп, спектрогелиограф, рентгеновский спектро-
граф. Планировалось проведение экспериментов по захвату и
изучению орбитальной и космической пыли, тяжелых ядер, работы
с изотопным спектрометром, по изучению спектров, состава и вза-
имодействия ядер с Е > 1013 эВ, по изучению космических лучей,
а также экзобиологического эксперимента (попытки найти органи-
ческие молекулы в космосе).
Высота орбиты ОС «Фридом» могла быть в пределах
350...400 км, наклонение 28,5°. Экипаж на разных этапах работ
должен был составлять 4, 6, 8 человек.
Мощность СЭП предполагалось постепенно наращивать с 75 до
125 кВт, а затем и до 175 кВт. Длина базовой фермы около 150 м.
В основе проекта - управление и контроль с Земли, расширение
автоматизации, использование экипажа для управления.
На рис. 4 приведена схема проекта ОС «Фридом». Жилой модуль
должен был иметь в составе четыре каюты, каждая объемом 4,5 м3
(2 х 1,45 х 1,45 м), кухню (плиты, холодильник, морозильник,
мойка, рукомойник, текущие запасы пищи), комплекс средств обес-
печения жизнедеятельности экипажа, медицинский кабинет с хи-
рургическим и зубоврачебным оборудованием, медицинский изо-
лятор, тренажеры. Лабораторный модуль предназначался для ма-
териаловедческих, технологических и медико-биологических исс-
ледований. На модуле ESA предполагалось проведение
исследований материалов, физики жидкостей, растений и организ-
мов. Японский модуль должен был использоваться для эксперимен-
тов по производству материалов, медикобиологических исследова-
ний, внешних наблюдений, исследований по материаловедению.
55
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Рис. 4. Схема проекта ОС «Фридом»:
1 - базовая ферма; 2 - телескопы; 3 - жилой
модуль; 4 - лабораторный модуль; 5 - евро-
пейский модуль (ESA); 6 - японский модуль;
7 - корабль «Шаттл»; 8 - японский дежур-
ный корабль; 9 - солнечные батареи, 10 ~
манипулятор
Кроме того, предполага-
лось в составе станции иметь
летающую тележку для космо-
навтов, работающих вне ОС, и
летающий робот для внешних
работ.
Грузы должны были до-
ставляться в контейнерах (гер-
метичных и негерметичных) и
размещаться либо на базовой
ферме, либо внутри модулей.
Планировались следующие
этапы работ по созданию ОС:
- выведение базовой конст-
рукции (СБ, СТР, связь, СУ) -
1994 г.;
- наращивание базовой
конструкции и пристыковка
лабораторного модуля -
1996 г.;
- пристыковка жилого мо-
дуля - 1997 г.;
- пристыковка японского и
ESA модулей - 1999 г.;
- начало постоянной экс-
плуатации - 2000 г.
В последующем предпола-
галось: развитие базовой кон-
струкции (вторая балка), увеличение мощности СЭП, пристыковка
еще одного жилого модуля, пристыковка ангара для лунных ко-
раблей (ЛК), установка средств подготовки многоразовых ЛК к по-
летам, подстыковка заправочной станции.
Недостатки проекта ОС «Фридом»:
1. Неопределенность целей (например, «исследование и освоение
Луны и Марса»).
2. Экспериментам по производству сверхчистых материалов ме-
шает само присутствие на борту станции экипажа (при беге членов
экипажа на дорожке во время выполнения физических упражне-
ний, а это необходимо при длительных полетах, в станции могут
возникнуть заметные перегрузки).
56
6. ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
3. Судя по размерам и конфигурации ОС предполагалось исполь-
зовать гравитационную ориентацию (т.е. ориентацию в орбитальной
системе координат - ОСК), что хорошо для геофизических иссле-
дований, но плохо для астрофизических наблюдений, требующих
ориентации телескопов в ИСК. Это приводит к резкому сокращению
программы АФ исследований на станции, что нелогично, если учи-
тывать возможности экипажа пилотируемой станции ремонтиро-
вать и настраивать сложные АФ инструменты.
4. Заправочная станция расположена рядом с жилыми помеще-
ниями, что снижает безопасность экипажа ОС.
5. Трудно расширять и изменять направления работ.
При традиционном для ОС способе устранения этих недостатков
путем введения очередности работ резко снижается временной ко-
эффициент полезного действия (КПД) ОС. Отказ от АФ работ, от
обслуживания телескопов был бы неправильным, о чем свидетель-
ствует пример работы с автоматическим телескопом Хаббл. Понят-
но, что эта критика относится и к ОС «Мир».
6.3. Станция-облако
Идея орбитальной станции-облака заключается в устранении ос-
новных противоречий и недостатков станций традиционного типа.
Предлагается, чтобы станция-облако состояла из ряда автоном-
ных модулей, летящих по одной орбите вблизи друг друга (напри-
мер, на расстоянии 10...50 км друг от друга) один за другим.
Экипаж станции можно было бы разместить в жилом модуле,
где могли бы проводиться и геофизические исследования, и обес-
печить ему возможность обслуживания всех других модулей стан-
ции-облака (ремонт, профилактика, настройка оборудования и т.п.)
при перемещении между модулями на «орбитальной тележке».
Чтобы модули станции-облака не «разбегались», необходимо из-
мерять расстояния и относительные скорости между ними, а в нуж-
ное время включать координатные двигатели модулей для поддер-
жания расстояния в выбранных пределах. Можно доказать, что на
предотвращение разбегания модулей требуется ничтожно мало топ-
лива. Предположим, что мы хотим поддерживать расстояние между
модулями от 10 до 50 км. Если два модуля находятся близко друг
к другу на одной круговой орбите и между ними появилась отно-
сительная скорость Ау, то через один виток расстояние между ними
увеличится на А/ = lv АУ , где lv - увеличение расстояния между
57
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
модулями через один виток, если относительная скорость между
ними в начальный момент была равна 1 м/с. Для круговых орбит
с высотой Л = 200...400 км lv = 17 км/(м/с). Средняя за виток ско-
рость расхождения (или сближения) составит I = lv Аи/Т , где Т -
период обращения модулей вокруг Земли. И эта средняя за виток
скорость расхождения не будет изменяться до включения двигате-
лей. Для наших орбит средняя скорость составит I = (lv/T) Ду =
== (17000/5500)Ду == 3,1Ду . Можно заметить изменение знака ско-
рости при появлении относительной скорости порядка 1 см/с.
Минимальное изменение относительной скорости определяется
минимальным значением импульса координатных двигателей мо-
дуля. Для управляющих двигателей (УД) ОС «Мир» этот импульс
составит 0,05-140 = 7 Н с, а соответствующее изменение скорости
составит для модуля массой 20 т 7/20000 = 0,00035 м/с =
= 0,035 см/с. При работе трех двигателей по каждой координате
эта величина составит около 0,1 см/с. Представляется вполне ре-
альным получение средних за виток скоростей движения в выбран-
ных пределах дальности порядка 1 см/с.
Время движения от одной границы по дальности к другой
Д/Т 40000-5500
Ы ~ 1V Awmin ~ 17000-0,01 ~ 15 СуТ’
И соответственно расход топлива в год составит
/птоп = (365/15) (0,01-20000) 2/2000 == 5 кг/год.
На самом же деле процесс удержания модулей от разбегания
будет сложнее по следующим причинам:
- в течение каждого оборота относительная скорость модулей
будет возрастать от -Ду до + 3 Ду, а затем уменьшаться;
- поскольку относительное сопротивление атмосферы отлича-
ется для разных по размерам, форме и ориентации модулей, то,
следовательно, будут действовать силы, растаскивающие модули (и
с этим придется бороться).
Таким образом, измерение относительного движения осложня-
ется. Необходимо также рационально бороться с сопротивлением
атмосферы, т.е. всем модулям станции-облака нужно равняться на
модуль с наименьшим относительным сопротивлением - на модуль
с наименьшим параметром cxS/m, учитывая ориентацию данного
модуля и его солнечных батарей.
58
6. ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
Такой порядок удерживания модулей от разбегания под воздей-
ствием торможения их в атмосфере приведет к тому, что импульсы
тяги, компенсирующие растягивающие «облако» силы сопротив-
ления атмосферы, будут всегда направлены «на разгон», и, следо-
вательно, для предотвращения разбегания модулей практически не
потребуется дополнительных затрат топлива (компенсировать со-
противление атмосферы все равно нужно).
В табл. 10 приведены оценки площади миделя различных мо-
дулей. Под площадью миделя понимается средняя площадь проек-
ции корпуса модуля и его СБ на плоскость, перпендикулярную к
вектору скорости.
Таблица 10. Оценка средних (за оборот) площадей миделя для различных
модулей массой около 20000 кг
Тип модуля Ориентация ^;>ф» М
Жилой и ГФ ОСК , 15
Технологический ОСК (гравитационная) 150... 200
Заправочная станция ОСК (гравитационная) 30
АФ ИСК 100...125
Частота выдачи «подтягивающих» импульсов будет определять-
ся принятой тактикой компенсации сопротивления атмосферы. На-
пример, можно на дальней границе набрать такую относительную
скорость на догон, чтобы ее хватило до выхода на ближнюю гра-
ницу, а затем ждать, когда отстающий модуль опять отнесет к за-
дней границе и он при этом наберет ту же скорость, но с обратным
знаком. После этого следует снова набирать скорость на догон и
т.д. (рис.5).
Ускорение одного модуля по отношению к другому за счет раз-
ного сопротивления атмосферы может составить а = сх AS р х
х у2/(2/пмод) , где AS - разность площадей миделей модулей.
Для модулей массой 20 т при высоте орбиты «= 400 км и AS =
= 200 м2 получим amax = З Ю’6 м/с2. И соответственно
*1 = Ау0/я;
А/ = Av lv t^/T - a lv t2/(2T) = lv Ау2/(Та)-,
Av = V 2 А/ Т a/l~ = 0,282 м/с.
59
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Рис. 5. Измеиеиие средней за ви-
ток относительной скорости меж-
ду двумя модулями в процессе
компенсации сопротивления ат-
мосферы:
1 - набор скорости на сближение
(на догон) за счет работы двигате-
лей; 2 - уменьшение относитель-
ной скорости за счет сопротивле-
ния атмосферы
Время прохождения расстояния Д/ между границами
Ду
2t, «2 — ~ 94000 с.
1 а
Таким образом, «подтягивающий» импульс придется выдавать
примерно один раз в 2 сут (или реже - в зависимости от величины
AS/тп), что можно считать приемлемым. Время выдачи импульса
при тяге порядка 400 Н составит 2 0,283-20000/400 ~ 30 с.
Но дело нелюлько в затратах топлива и в принципиальной воз-
можности создания ОС в виде не единого целого, а отдельных мо-
дулей, «плавающих» неподалеку друг от друга. Чем в действитель-
ности придется платить за столь удобную и гибкую схему ОС, как
станция-облако?
Для обеспечения работы модулей в составе орбитальной стан-
ции-облака на борту каждого нужно иметь две группы оборудова-
ния:
1) обеспечивающую автономность полета, работу модулей и их
обслуживание экипажем станции (БВК, СУ, ДУ, СТР, СЭП, стыко-
вочные узлы, радиооборудование, «тележка» для перелетов экипа-
жа между модулями для их обслуживания и др.);
2) непосредственно обеспечивающую полет модулей станции
вблизи друг друга (система измерения параметров относительного
движения, координатные двигатели, БВК и др.).
Необходимостью иметь на каждом автономном модуле оборудо-
вание первой группы обусловливаются главные затраты на реали-
зацию самой возможности создания ОС, способной эффективно ра-
ботать по всем направлениям, на разрешение принципиальных про-
тиворечий создания традиционных ОС.
Однако следует обратить внимание на то, что на всех модулях
станции «Мир» имеется оборудование и первой, и второй групп (для
обеспечения выхода модулей на рабочую орбиту ОС, их сближения
60
6. ОРБИТАЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
и стыковки с ОС), только это оборудование используется неэффек-
тивно - всего в течение 1...2 сут. Так что установку этого оборудо-
вания и соответствующее уменьшение массы на основное, целевое
оборудование (на 10...20 % массы модуля) можно оценить как впол-
не приемлемую плату.
Если принять приведенные в табл. 10 варианты ориентации и
геометрии модулей, то представляется логичным использование та-
кого порядка следования модулей в станции-облаке:
1) жилой и одновременно геофизический (модуль с минималь-
ным сопротивлением);
2) заправочная станция (сзади первого модуля на расстоянии в
пределах 10...50 км от первого);
3) астрофизический (на расстоянии в пределах 60...100 км от
первого модуля);
4) технологический (на расстоянии 110...150 км от первого мо-
дуля).
Гравитационная ориентация стала практически использоваться
с появлением ОС. Мы должны учитывать следующие особенности
ее использования.
1. Угловая скорость ОС или модуля, при которой он не удер-
жится в гравитационной ориентации (т.е. не будет колебаться в
ОСК, а начнет «кувыркаться»), может быть получена из условия:
кинетическая энергия вращения ОС больше, чем работа гравита-
ционного момента Мграв на полупериоде колебаний ОС:
I СО2 л/2 л/2
Чгкр > f AfrDa„ de ~ 1,5 ш2 Ы f sin20 de « 1,5 Л1 ,
J ipao ’ J ’ xj ’
о 0
где a>0 - угловая скорость обращения KA вокруг Земли; А/ = 1у -
- Д.
Отсюда
ojkp/w0 = ^3 M/I = 1,73 при М/I ~ 1.
2. Величина, до которой должна быть погашена угловая скорость
ОС (или модуля) при переходе в гравитационную ориентацию, чтобы
колебания продольной оси не выходили за некоторую заданную ве-
личину />np = 90 - в), может быть определена из условия
61
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
I w2 У>п₽ У>пр
---7^ = J Мграв dP = !’5 ш0 А/ f sin2P dP =
“о О
|^Пр
= — 0,75 Wq Д7 cos2y? | = 0,75 wq А/ (1 — cos2y?) ~
о
* 0,75 ш20 М (2 у?пр)2/2 « 1,5 М р2р
(при малому?), откуда при Д7/7 ~ 1 , ад0 ~ 1,13-10—3 рад/с получа-
ем следующую зависимость «?доп ~ 0,002 у?||р:
1Рпр, градус...... 1° 1 °Л
Шдоп > градус/с .... 0,02 0,002 0,0002
Следовательно, и при гравитационной ориентации можно по-
лучить точность такого же порядка, как и при ориентации в ОСК
по оптическим датчикам (но без расхода топлива и без включения
двигателей).
Для технологического и жилого с геофизическим модулей про-
блемы потребной мощности СЭП (и соответственно - размеров СБ)
вступают в противоречие со стремлением к уменьшению сопротив-
ления атмосферы. Даже для экспериментального технологического
модуля, по-видимому, потребуется средневитковая мощность СЭП
около 20...30 кВт, а может быть, и более (с учетом пребывания ОС
в тени Земли на каждом витке).
Идея решения этой проблемы может заключаться в следующем:
- ориентировать СБ таким образом, чтобы их плоскость была
параллельна вектору скорости (и когда Солнце в плоскости орбиты,
и когда Солнце вне плоскости орбиты);
- компенсировать неоптимальность ориентации СБ за счет их
размеров.
Оценим возможный размер требуемой площади СБ в этом слу-
чае:
________WC311_____
С ' ^св-тень Cos0cp ^СБ
Принимая &св.тень » 0,6, cos#cp ~ 0,6, ~ 150 Вт/м2, получаем
$СБ ~ 0,02 WC3n, где WC3n, Вт.
62
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
При 1УСЭП = 30000 Вт, Scb ~ 600 м2 и при современной удельной
массе СБ порядка 10 кг/м2 получим массу СБ около 6 т, что едва
ли можно считать приемлемым. Предложенное решение можно при-
нять только при снижении удельной массы СБ примерно до 0,5...
1 кг/м2, что возможно лишь при создании нового типа СБ - пле-
ночных СБ.
Жилой и геофизический модуль может иметь в составе жилые
помещения, геофизическую, медицинскую, биологическую лабора-
тории, строительный стапель, лабораторию для проведения экспе-
риментальных работ, пилотируемый орбитальный корабль - «те-
лежку» для обслуживания модулей.
АФ модуль: телескопы, работающие в оптическом, ультрафио-
летовом, инфракрасном, гамма и рентгеновском диапазонах, ком-
плекс солнечных инструментов.
Технологический модуль: печи, электрофоретические установ-
ки, испытательное оборудование.
Заправочная станция: заправочные емкости окислителя и го-
рючего для модулей, заправочные емкости для межпланетных ап-
паратов, оборудование термостатирования компонентов.
Оптимальные размеры «облака» (вдоль орбиты) будут опреде-
ляться комплексом параметров, таких, как точность измерений от-
носительного движения, время на перелеты от модуля к модулю,
затраты топлива на обслуживание, что требует исследования в каж-
дом конкретном проекте.
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
Целью работ над солнечными орбитальными электростанциями
(СОЭС) является поиск альтернативных решений на орбите задачи
энергоснабжения Земли, создания эффективной и экологически чи-
стой системы энергоснабжения Земли.
В настоящее время общая мощность электростанций на Земле
около 1...3 мдрд. кВт, и этого не хватает. Например, Китай еже-
годно вводит ЭС общей мощностью 10...20 млн. кВт. Потребности
в электроэнергии будут расти по следующим причинам:
- мощности земной энергетики в основном сосредоточены в стра-
нах Запада (Европа, Северная Америка) и в нашей стране; в слабо-
развитых странах, в которых живет 65...75 % населения Земли,
переход к современному уровню энергопотребления еще впереди;
63
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- рано или поздно, но будет решена проблема создания эколо-
гически чистого электромобиля, что потребует увеличения мощно-
стей электроэнергетики на величину порядка миллиардов киловатт
(сейчас в мире порядка 100 млн. автомобилей со средней мощностью
примерно 50 кВт).
В табл. 11 приведены возможные варианты решения задачи
энергоснабжения с помощью наземных средств и оценки связанных
с ними затрат и проблем.
Таблица 11. Возможные варианты энергоснабжения
Наземные средства Стоимость строительства ЭС, долл./кВт Проблемы
Тепловые ЭС 500... 1500 Экология и запасы топлива
Гидравлические ЭС 2000... 4000 Локальный характер решения проблемы
Атомные ЭС 1500... 3000 Экология, опасность аварий
Термоядерные ЭС 9 Пока решения не найдено, экология
Геотермальные ЭС Нет техникоэкономичес- кого обоснования (ТЭО) Локальный характер
Приливные ЭС Нет ТЭО Локальный характер
Ветровые ЭС 3000... 5000 Локальный характер
Наземные солнечные ЭС Нет ТЭО Большие длины ЛЭП для электроснабжения ночью, защита СБ от пыли и дождя
На сегодня убедительного решения проблемы энергетики на Зем-
ле пока не видно. Конечно, СОЭС тоже нельзя считать убедительным
решением, но рассмотреть этот вариант имеет^смысл. Сомнения в
возможности создания СОЭС связаны с их гигантскими по сегод-
няшним меркам размерами, массами и другими проблемами. Вклад
СОЭС в энергетику мог бы быть существенным, если бы мы смогли
построить СОЭС общей мощностью порядка нескольких миллиардов
киловатт.
Для оценки размеров, массовых характеристик и затрат пред-
положим, что мы будем строить 100 СОЭС мощностью каждая около
10 млн. кВт. Дл51 получения сколь-нибудь приемлемых массовых
64
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
характеристик нам придется использовать пленочные СБ, с по-
мощью которых едва ли удастся получить удельную мощность более
100 Вт/м2 (что соответствует КПД СБ около 0,07 против 0,1...0,15
для современных СБ). Тогда площадь СБ одной такой СОЭС будет
108 м2 и размер порядка 10 км (при квадратной СБ).
Ниже приведены оценки толщин слоев возможного варианта
структуры пленочной СБ на аморфном кремнии:
Толщина, мкм:
прозрачной защитной пленки..................................30...50
легированного кремния (р-слой).............................. 3...5
нелегврованного кремния (i-слой)..........................1 ...10
легированного кремния (п-слой).............................. 3...5
пленки-подложки...........................................40... 50
Для получения p-слоя (слой с облегченным переносом положи-
тельных зарядов) кремний можно легировать галлием, алюмини-
ем, бором, индием. Для получения n-слоя (слой с повышенной элек-
тронной проводимостью) кремний можно легировать фосфором,
мышьяком, сурьмой. Когда СБ освещаются, фотоны поглощаются
в p-слое и в n-слое, где образуются пары положительных и отри-
цательных зарядов, которые разделяются электрическим полем
р-п-перехода. Соответственно p-слой и n-слой заряжаются положи-
тельно и отрицательно, а во внешней электрической цепи появля-
ется электрический ток Суммарная толщина пленочной СБ может
быть 60... 120 мкм, а ее удельная масса 0,15...0,3 кг/м2 или 1,5...
3 кг на 1 кВт мощности СБ.
Стоимость СБ из кристаллического кремния в этом десятиле-
тии составляет примерно 5000...10000 долл./кВт, и есть предпо-
ложения, что пленочные СБ с использованием аморфного крем-
ния будут (при массовом автоматизированном производстве) сто-
ить 100...300 долл./кВт.
Для оценки массы конструкции, на которую натягивается плен-
ка СБ, примем схему конструкции СОЭС в виде относительно пло-
ской пространственной фермы (рис.6).
Примем, что каждый элемент этой пространственной фермы
представляет собой трехгранную ферму-балку необходимой длины
h, изготовляемую из стандартных элементов (трубок или профи-
лей). Число рядов ферм-балок будет a/h. Расстояние между верхней
и нижней плоскостями пространственной фермы будет h.
5-1716
65
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Возможные источники нагрузок на конструкцию СОЭС: солнеч-
ное давление, гравитационный момент, управляющие моменты, ис-
пользуемые для ориентации СОЭС.
Рис. 6. Конструктивная схема СОЭС
Солнечное давление на площадь 100 км2 составит в сумме силу
примерно 440 Н, равномерно распределенную по плоскости СБ. Сол-
нечное давление может влиять на деформацию орбиты, но заметных
напряжений в элементах конструкции не должно вызывать. Замет-
ный изгибающий момент в конструкции появляется в результате
совместного действия гравитационного и управляющего моментов.
Гравитационный момент появляется вследствие того, что для по-
лучения энергии от Солнца плоскость СБ должна быть примерно
неподвижной в ИСК. Гравитационный момент при этом будет из-
меняться по синусоиде с периодом Т/2. Его максимальное значение
^тах грав ~ •
Изгибающий момент в i-м сечении пространственной фермы
Мизг i = Л^грав i _ А^упр i и соответственно максимальный изгибаю-
щий момент приблизительно равен:
1 1 1 3 2 3 2 2
-^гпах изг ~ ~2 2^ ^шах грав ~ "jg ш0 ~ Т92 Ш° а •
Момент сопротивления пространственной фермы на изгиб соста-
вит:
^изг ~ /фер (h/2) (a/h) ~ /фер а = 3 /ст а,
66
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
где /фер - суммарная площадь поперечного сечения продольных
стержней фермы-балки; /ст - площадь поперечного сечения стерж-
ня.
Тогда напряжения в стержнях и в фермах-балках будут при-
близительно равны:
ил о 2 2 2
_ -^гпах изг 3 ^СОЭС а ~ тС(УЭС а
° ~ ^изг ~ 192-3 /ста ~ 192/ст ’
При разработке СОЭС существенным является выбор высоты
ее орбиты. Учитывая неподвижность КА, находящегося на гео-
стационарной орбите (ГСО), относительно приемной станции на
Земле, представляется целесообразным для СОЭС использовать
ГСО.
Интересно сравнить напряжения, возникающие в элементах си-
ловой конструкции СОЭС на разных орбитах. Легко получить
2
°02 w02
ст01 ~ («gj ’
Для ГСО
wrco = 2 л/86400 « 7,27-10-5 с-1 ;
w2C0 = 5,3-10~9 с-1 ;
для орбиты h = 400 км а>400 = 2тг/5500 « 1,13-10~3 с-1 ,
со^ОО « 1,3-10"6 с"1 ,
соответственно сг4оо/сггсо ~ 245 .
Это - существенный результат, который указывает на то, что
либо надо строить СОЭС на ГСО, либо так организовать строитель-
ство на относительно низкой орбите, а затем выведение СОЭС на
ГСО, чтобы нагрузки на конструкцию оказались не большими, чем
в условиях эксплуатации на ГСО.
Примем для оценок следующие размеры и массу СОЭС: а = b =
= 10000 м, h = 600 м, /ст = 12,5 мм2 = 1,25 10‘5 м2, что соответст-
вует, например, трубке диаметром около 20 мм со стенками тол-
щиной около 0,2 мм, шсоэс = 4-107 кг. Для этих размеров получим
5*
67
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
5,3-10-9-4-107-104
Оррл ~ к ~ 880 кПа ♦
ГСО 192-1,25-10-5
Это - ничтожные напряжения, но все же следует проверить на
устойчивость стержни и фермы-балки:
л2 Е 1сеч
°уст.ст “ ~ ’
'СТ ^ст
где /ст - длина стержней в трехгранной ферме-балке (примем /ст =
= 3 м); 7сеч - момент инерции поперечного сечения стержня; Е -
модуль упругости.
Момент инерции поперечного сечения трубки диаметром d
Л:еч = /ст /®»
и тогда
л2Е fCT d2 Л2Е d2 л2 0,85-1011 0,022
густ.ст = _ . лГ" ~ 0/2 ~ о о2 “ 4660 кПа
о /ст С ОС О'о
Момент инерции поперечного сечения трехгранной фермы
=0,75fCT/2, следовательно,
л2ЕГст12 л2 0,85 10П -32
Стустфер = вгст h2 = eW " 3500 кПа ‘
Итак, запас устойчивости получается примерно 5...6, что для
такой оценки (весьма приближенно) можно считать приемлемым.
Теперь можно приближенно оценить общую массу конструкции
пространственной фермы:
1) масса стержня длиной ZCT: /ст = 1,25-10 5 -3 -2200 ~ 0,0825 кг;
2) масса фермы-балки длиной h при числе стержней в ферме-
балке (приведенном к стандартной длине /ст) 10,3 h/l ~ 2060 шт.
примерно составит 0,0825-2060 = 170 кг;
3) масса основных элементов пространственной фермы при числе
ферм-балок (приведенном к стандартной длине /г) 12,4а2//г2 =
~ 3440 шт. составит примерно 3440-170 ~ 585000 кг;
4) массу других конструктивных элементов (фитинги, крепеж
и т.п.) примем примерно равной 215000 кг;
68
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
5) тогда общая масса основной части конструкции будет состав-
лять примерно 800000 кг, а относительная масса конструкции при-
мерно 0,08 кг/кВт.
Эту величину можно уменьшить, если соответствующим образом
изменить размеры. Например, для /ст = 1,9-10-5 м2 * (толщина стенок
около 0,2 мм при d = 0,03 м), I = 5,54 м, h = 1466 м получим массу
пространственной фермы около 356000 кг, а вместе с фитингами,
крепежом и т.п. - примерно 470000 кг, что составит 0,047 кг/кВт,
т.е. почти в 2 раза меньше. Это существенно меньше основной части
массы СОЭС - массы самих пленок СБ. Так и должно быть в хорошей
конструкции: масса вспомогательных элементов (в данном случае
масса конструкции) должна быть существённо меньше массы ос-
новных элементов (в данном случае массы самих пленочных бата-
рей).
Помимо пленок СБ и конструкции пространственной фермы на-
до учесть две другие важные составляющие СОЭС:
- антенны и преобразователи электрической энергии в энергию
радиоизлучения, направленного на приемную наземную антенну;
- топливо, расходуемое на поддержание необходимой ориента-
ции плоскости СОЭС примерно перпендикулярно к направлению на
Солнце.
В качестве антенн-преобразователей представляется целесооб-
разным использовать АФАР (амплитудно-фазируемую антенную
решетку)- С учетом прозрачности атмосферы для радиоизлучения
в диапазоне длин волн 10...30 см можно рассчитывать на получение
общего КПД тракта передачи энергии на Землю около 0,6...0,7. Не-
которые исследования показывают, что относительная масса АФАР
может составить около 0,3...0,4 кг/кВт.
Затраты топлива за сутки (т.е. за один оборот СОЭС вокруг Зем-
ли) на поддержание ориентации можно оценить следующим образом
(считая, что плечо управляющего двигателя - УД относительно цен-
тра массы составляет а/2):
2-4Т/.4 8 71/2 „ .
ттоп.ор — _ т J -^грав — г J 1,5 cuq № sin2^> .
“ 'уд 0 “ 'уд о °
2
^соэс
Оценивая А/ ~— для п суток, получаем
69
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
8-1,5 а>0 ^соэс а тСОЭС а п
ттоп.ор = 1 9 л 7 ~ п = 7 •
iz а /уд ш0 /уд
Получим за 20 лет в предположении использования ионных уп-
равляющих электрореактивных двигателей (ЭРД) с 1уд = 105 м/с
7,3-10-5-5-107-104 365-20 6
ттоп.ор ~ ~ 2,7-10 кг .
Следовательно, за 20 лет расход топлива на ориентацию составит
0,27 кг/кВт. Это - достаточно заметная величина.
К топливу надо еще добавить средства хранения и подачи топ-
лива и сами ЭРД. Но главная проблема - необходимость обеспечить
ресурс ЭРД порядка десятилетий! К этой проблеме следует добавить,
что при рассматриваемой схеме работы СОЭС, когда плоскость СБ
неподвижна в ИСК, следует ориентировать антенну площадью около
1 км2 в ОСК и, следовательно, вращать ее относительно СБ. А это,
в свою очередь, приводит к необходимости передавать всю мощность
СОЭС через вращающееся соединение. Естественно, возникает воп-
рос: а нельзя ли избежать трудностей непрерывной ориентации и
вращения антенны относительно СБ СОЭС?
Можно представить, например, такие варианты решения:
- СОЭС в виде цилиндра с осью, перпендикулярной к плоскости
экватора, и антеннами типа АФАР, симметричными относительно
оси цилиндра;
- СОЭС в виде плоской конструкции, ориентируемой за счет ис-
пользования гравитационных моментов (гравитационная ориента-
ция) таким образом, чтобы плоскость СБ была перпендикулярна к
плоскости экватора и содержала в себе радиус-вектор, соединяю-
щий СОЭС с центром Земли.
Первый вариант едва ли можно считать приемлемым, так как
в этом случае площадь СБ (и соответственно их масса) для обеспе-
чения той же мощности должна будет возрасти примерно в 3 раза
(^СБ ~ л а2 вместо а2), а площадь АФАР - примерно в 6 раз (считая,
что АФАР позволит отклонять направление излучения в пределах
± 30°).
Второй вариант тоже приведет к увеличению площади СБ СОЭС
примерно в 1,6 раза, так как отношение необходимых площадей
СБ, ориентируемых в ИСК и в ОСК, примерно составит
70
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
F ИСК 1 л. 2
UVIV Q
Соответственно увеличивается и масса СБ. Зато не требуется по-
стоянная работа ЭРД, и антенна может быть неподвижной относи-
тельно остальной СОЭС. Здесь, правда, надо будет учитывать поте-
ри, связанные с отклонениями направления на Солнце от плоскости
экватора (которые временами будут доходить до 1 - cos 23 ~ 0,08
общей мощности). Но какое-то количество от 60 % увеличения мас-
сы СБ можно будет сэкономить за счет некоторого уменьшения мас-
сы пространственной фермы, так как при гравитационной ориен-
тации нагрузки на конструкцию могут быть меньшими (они будут
появляться в процессе построения ориентации).
Можно предложить и еще один способ ориентации СБ СОЭС.
Чтобы пояснить идею этого способа, введем:
v - угол между перпендикуляром к плоскости СБ, ориентируе-
мой перпендикулярно к плоскости экватора, и направлением на
Солнце (опять же, в плоскости экватора; т.е. угол v определяет по-
ложение СБ в ИСК);
в - угол между данным и начальным положениями радиусов-
векторов СОЭС, проведенных из центра Земли; при движении
СОЭС по ГСО в = ш0 t, т.е. в - текущий угол между ОСК и ИСК;
<р - угол между плоскостью СБ и местным горизонтом, опреде-
ляющий положение СБ в ОСК.
Идея способа заключается в том, чтобы обеспечить в начальный
момент, когда СОЭС находится на линии, являющейся проекцией
на плоскость экватора линии, соединяющей центр Земли с Солнцем,
ориентацию СБ СОЭС и оси ее вращения перпендикулярно к этой
линии и к плоскости экватора, а также обеспечить и закрутку СОЭС
вокруг этой оси с такой угловой скоростью, чтобы в дальнейшем
движении перпендикуляр к плоскости СБ незначительно отклонял-
ся от направления на Солнце. Следовательно, предлагается в на-
чальный момент при t = 0
#0 = 0 ; <Pq = 0 ; Vq = (1 — k) ш0 ; <р0 = ш — k .
Движение СОЭС вокруг оси вращения будет определяться на-
чальными условиями и воздействием гравитационного момента.
Учитывая, что при форме СОЭС в виде плоского прямоугольника
величина ДГ/Г == 1, можем записать
71
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
ш = 1,5 wq sin2^> .
Умножив обе части равенства на ш, получим первый интеграл
(«интеграл живых сил»)
J а> а> dZ = J 1,5 а> Wq sin2^> dt ,
откуда
ш2 । Г , * 2 1 I
— | = 1,5 а>0 J sin2^> dp = - 1,5 а>0 cos2^> |
2 о о 2 о
и
р2 - k2 a>Q = 1,5 a>Q (1 - cos2^>) = 1,5 o>q (1 - cos2^ + sin2^)
Отсюда (вспомнив, что a>0 dz = d0) получим
„ r d<P
-r=tf----—5— = d0 и 6 = J , A...... 2 •
v/Г + 3 sin k +3 sin
Последнее равенство ключевое. Если мы хотим, чтобы вращение
СОЭС было стабильным и угол мало отличался от нуля, надо так
подобрать k, чтобы интегралы в пределах от 0 до л/2, от л/2 до л
и т.д. были равны друг другу и равны л/2. Первое условие автома-
тически выполняется в соответствии с самим подынтегральным вы-
ражением; при k2 ~ 0,2 выполняется и второе.
В табл. 12 приведены результаты расчета движения плоскости
СБ СОЭС и соответствующие значения потерь мощности (1 - cosv)
вследствие отклонения плоскости СБ на угол v от неподвижного по-
ложения в ИСК.
Таблица 12. Углы О (ОСК) и и (СБ СОЭС) в ИСК без непрерывной работы
системы ориентации при правильно подобранных параметрах движения СОЭС и
соответствующие потери мощности в зависимости от угла СБ СОЭС в ОСК
Параметр движения уэ, градусы
</>, градусы 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90
д, градусы 0 20 36 48 57 65 72 78 84 90
f, градусы 0 10 16 18 17 15 12 8 6 0
1 - cos V 0 0,02 0,04 0,06 0,05 0,04 0,03 0,01 0,004 0
72
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
Среднее значение (1 - cos у) за четверть и соответственно за пол-
оборота и за оборот вокруг Земли будет около 0,028.
Среднее значение потерь, вызываемое тем, что плоскость СБ СО-
ЭС перпендикулярна к плоскости экватора (отклонение от правиль-
ной ориентации в перпендикулярном предыдущему направлению),
составит примерно 1 - cos(0,6 -23) = 0,029, а сумма потерь на ори-
ентацию в этом варианте составит примерно 0,04, что можно считать
вполне приемлемым.
Как уже говорилось, конструкцию надо бы рассчитывать на ус-
ловия эксплуатации СОЭС на ГСО. Но для этого необходимо либо
строить СОЭС на ГСО, либо как-то избегать увеличенных нагрузок
при строительстве СОЭС на низкой орбите (например, строить в от-
сутствие ориентации или при гравитационной ориентации) и при
транспортировке построенной СОЭС с низкой строительной орбиты
на ГСО. Последнюю задачу можно было бы решить, осуществляя
выведение СОЭС при ее гравитационной ориентации с помощью
ЭРД.
Но хватит ли мощности СОЭС для выведения ее на ГСО с по-
мощью ЭРД? Для движения с ускорением 10 3 м/с2 при скорости
истечения 105 м/с потребуется мощность
R и>ЭРД
^ЭРД - -у^—
amw9Pn Ю-3 5 1О71О5 q
< —< 510 Вт =
= 5106 кВт .
Здесь т) - КПД ЭРД.
Этот результат показывает, что мощность СОЭС вполне доста-
точна. Но при этом время выведения на ГСО может возрасти до не-
скольких месяцев и главное СБ СОЭС будут продолжительное время
находиться в радиационных поясах. Как они это вынесут? Этот воп-
рос требует исследований.
Но может быть и другой выход: выведение СОЭС на ГСО осуще-
ствлять на технологических пленочных СБ, которые заменять на
штатные после выведения СОЭС на ГСО. Штатные СБ (в рулонах)
можно было бы выводить вместе с СОЭС.
Плотность энергии в луче вблизи антенны будет порядка
104 Вт/м2, а в районе ректенны (размеры которой примерно в 10 раз
больше, чем антенны СОЭС) - около 100 Вт/м2. Это допустимо для
людей по нормам США, но недопустимо - по нашим. Во всяком
случае, непродолжительное пребывание людей в районе принима-
ющей ректенны или в районе, куда случайно отклонился луч энер-
73
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
гии, безопасно, т.е. этот вопрос не представляется критичным для
идеи создания СОЭС.
На основании сделанных оценок можно ожидать, что удельная
масса основных элементов СОЭС будет примерно следующей,
кг/кВт:
Пленочные СБ ................................................... 3...4
АФАР или параболическая антенна с преобразователями...........0,4...0,6
Конструкция пространственной фермы............................0,04...0,05
Топливо системы ориентации....................................0,01...0,3
Итого ........................................................ 3,5... 5
Следовательно, можно ожидать, что масса одной СОЭС мощно-
стью W =s 107 кВт будет составлят примерно =5 107 кг, а всех 100
- примерно 5 109 кг = 5 106 т.
Эта величина указывает на одну из основных проблем создания
СОЭС - гигантскую массу строительных материалов, которые нуж-
но доставить на орбиту для строительства системы СОЭС. Конечно,
ни «Шаттл», ни «Ариан», ни другие современные дорогостоящие
ракеты не годятся для решения этой задачи. Для системы СОЭС
придется решить проблему создания дешевых многоразовых
средств транспортировки грузов на орбиту.
При создании СОЭС мы сталкиваемся еще с одной проблемой,
без решения которой создание СОЭС как системы невозможно. Объ-
ем работ по строительству системы СОЭС в открытом пространстве
на орбите так велик, а человек в скафандре в условиях невесомости
столь беспомощен, что о строительстве СОЭС на орбите без роботов
говорить бессмысленно. На современных автомобильных, электрон-
ных и многих других заводах основной объем работ выполняется
роботами, управляемыми компьютерами. Возможность создания
Эффективных космических роботов в принципе не вызывает сомне-
ний, но решение этой задачи потребует времени и усилий. Создание
космических роботов - одна из наиболее актуальных задач косми-
ческой техники.
Затраты на создание и эксплуатацию системы СОЭС будут оп-
ределять целесообразность или бессмысленность разработки этого
проекта. Попробуем провести соответствующие оценки.
Для строительства системы СОЭС нужно создать следующие тех-
нические средства:
- дешевые многоразовые PH для доставки на орбиту кораблей
и космических аппаратов;
74
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
- ОС на относительно низкой орбите (НС) (например, с высотой
круговой орбиты около 400 км), на которых будут строиться СОЭС;
- ОС на геостационарной орбите (ОС-ГСО) для наладки и обслу-
живания СОЭС;
- дешевые многоразовые ГК (ГК-НС), выводимые на орбиту с
помощью PH, для доставки с Земли на НС технических средств,
строительных материалов и роботов;
- многоразовые ПК (ПК-НС и ПК-ГСО);
- многоразовые ГК с ЭРД для доставки на ОС-ГСО с НС техни-
ческих средств, грузов и роботов;
- дешевые пленочные СБ с достаточно большим ресурсом рабо-
ты, удельной массой примерно 2...3 кг/кВт и с удельной стоимостью
100...300 долл./кВт;
- легкие и эффективные преобразователи электроэнергии в узко
направленное радиоизлучение удельной массой 0,3...0,4 кг/кВт;
- наземные приемные ректенны для приема энергии с СОЭС;
- схему и средства транспортировки СОЭС с орбиты НС на ГСО;
- космические роботы, технологическую оснастку и стапели для
строительства СОЭС на орбите.
Оценку будем вести для всей системы СОЭС в целом, определяя
для каждой статьи расходы, отнесенные к суммарной мощности си-
стемы СОЭС, которую примем равной 109 кВт.
Кроме расходов на создание технических средств нужно будет
учесть эксплуатационные расходы и затраты на разработку проекта
и технической документации.
Расходы на многоразовые PH для доставки грузов на НС (как,
впрочем, и на другие машины) в основном определяются следую-
щими затратами: на экспериментальную отработку, на подготовку
производства, на изготовление штатных машин, на изготовление
PH взамен теряемых в результате аварий, на ремонт и профилак-
тику PH между полетами, на топливо.
Для экспериментальной отработки приходится создавать специ-
альные стенды, экспериментальные установки, макеты и имитато-
ры штатных машин, часто достаточно близкие к штатным, а также
экспериментальные машины. В табл. 13 приведены приближенные
оценки затрат на основные экспериментальные машины, макеты,
на экспериментальные установки или стенды.
75
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Таблица 13. Оценка основных затрат на экспериментальную отработку PH,
отнесенных к стоимости изготовления одной PH
Работы Стоимость эксперимен- тальной машины Стоимость установки или стенда Общие расходы
Конструкторско-технологический макет 0,5 - 0,5
Статические испытания 0,5 0,5 1,0
Динамические испытания 0,8 0,2 1,0
Гидростенд СТР 0,1 - 0,1
Тепловые испытания 0,5 0,5 1,0
Отработка и испытания ТЗП 0,5 0,5 1,0
Отработка СЭП Отработка: 0,1 - 0,1
нанесения ТЗП 0,5 - 0,5
разделения ракеты и космического аппарата 0,1 0,1 0,2
антенно-фидерных устройств 0,1 0,1
системы поддержания давления в баках 0,5 - 0,5
заправки и слива компонентов топлива 0,7 0,3 1,0
посадки в испытаниях совместно с ДУ, СУ и посадочным устройством 1,0 2,0 3,0
Огневые испытания:
маршевой двигательной установки в составе ракеты 0,8 0,5 1,3
двигательной установки управ- ляющих двигателей в составе ракеты 0,2 0,1 0,3
общей электрической схемы ракеты 0,8 - 0,8
Копровые испытания посадочного устройства 0,2 0,1 0,3
Комплексный электрический стенд 0,2 0,1 0,3
Ракеты для наземных ресурсных испытаний (3 шт.) 3,0 0,3 3,3
Первые летные машины (3 шт.) 3,0 3,0
Всего 19,3
76
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
Исходя из оценок, приведенных в табл. 13, можно ожидать, что
расходы на отработку примерно в 20 раз больше, чем на изготов-
ление одной ракеты.
Для определения стоимости изготовления одной PH нужно
хотя бы для оценки выбрать ее размерность, ее стартовую мас-
су. Размерность PH связана с общим числом'ее полетов и соответ-
ственно с общим числом штатных PH, необходимых для доставки
на орбиту технических средств и материалов, а также с интенсив-
ностью запусков. Для времени строительства системы СОЭС около
40 лет при ресурсе многоразовых PH около 100 полетов получим
результаты, приведенные в табл. 14.
Таблица 14. Оценка массы ПГ, доставляемого на орбиту НС ГК,
необходимого числа полетов и PH в зависимости от размерности PH
Стартовая масса, PH (п»о)> т тпг гкн « т Число полетов Число PH Число полетов в год
2000 24 208000 2080 5200
4000 48 104000 1040 2600
8000 96 52000 520 1300
16000 192 26000 260 650
тпг гкн " масса ПГ, доставляемого многоразовым ГК(выводимым PH на
промежуточную орбиту) на НС высотой около 400 км.
Примем для оценок затрат стартовую массу одной PH, равной
4000 т. С некоторым завышением можно принимать, что стоимость
изготовления PH пропорциональна ее сухой массе:
Фрн ~ fecyx тсух ~ k0 то
Некоторые экономисты рекомендуют пользоваться для оценок рас-
ходов на изготовление PH зависимостью
QPH = fegfflQ’7.
77
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Для оценки коэффициентов йсух, kQ, ka воспользуемся резуль-
татами для существующих PH, приведенными в табл. 15.
Таблица 15. Оценки коэффициентов ксух, k0, k3 иа основе данных о затратах
иа изготовление современных PH
Параметр ТипРН
Р7 Р500 «Зенит» «Ариан-3» «Ариан-4»
/По. кг 320000 720000 450000 230000 320000
Qph> долл- 1900000 5000000 8000000 16000000 20000000
*сух> ДОЛЛ-/КГ 60 69 177 695 625
к0, долл./кг 6 7 18 70 63
. 0.7 долл./кг 230 385 822 2800 2800
Если считать, что стоимость PH пропорциональна ее массе, то
изготовление одной PH будет стоить (принимая максимальным ко-
эффициент k0 = 70) 2,8 108 долл. Если использовать другую зави-
симость, QH3r рН = йэтпо’7, взяв опять же максимальный коэффици-
ент ka = 2800, то стоимость изготовления PH выбранной размерно-
сти составит порядка 1,17-108 долл.
Эти оценки достаточно условны: коэффициенты оценочных фор-
мул получены на основании статистики по относительно небольшим
ракетам и взяты самые большие значения этих коэффициентов. Ис-
ходя из этих, по-видимому завышенных, оценок и считая, что сто-
имость экспериментальной отработки соответствует затратам на из-
готовление 20 PH, примем сумму затрат на экспериментальную от-
работку PH равной (2,34...5,69)-109 долл., а отнесенную к общей
мощности системы СОЭС - 2,34...5,6 долл./кВт. Примем для оцен-
ки, что затраты на подготовку производства, на космодромы и дру-
гие наземные средства запуска и возвращения PH, включая ЦУП,
в сумме равной затратам на экспериментальную отработку, т.е. что
они соответствуют стоимости изготовления 20 PH.
Для оценки затрат на изготовление всех PH, необходимых для
доставки на орбиту строительных материалов и технических
средств, нужно определить массу ПГ, доставляемого на НС в каждом
полете с помощью PH и ГК (ГК-НС).
Каждая PH выводит на промежуточную орбиту грузовой ко-
рабль массой тгк = !«nr РН т0.
78
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
Масса ПГ, доставляемого ГК-НС на НС, составит
тПГ ГК = ^ПГ РН /<пг ГК т0»
где^пг гк = тпг гк/тгк-
Проектные исследования для принятой схемы одноступенчатой
многоразовой РН с вертикальной посадкой показали, что для этой
схемы реально получение ,ипг РН = 0,04, а для многоразового ГК
Лпг гк = 0,3 при выведении его к НС. Эти значения и примем для
экономических оценок.
Число штатных (т.е. без учета аварий) полетов РН для доставки
строительных материалов и оборудования СОЭС
^тсоэс
пол ^ПГ РН /*пг гк т0 ’
а требуемых РН
2тсоэс ,
РН — ~ 1040 ,
АПГ РН /<ПГ ГК «пол
где ппол - ресурс РН по числу полетов.
Кроме штатных РН нужно еще изготавливать РН для компен-
сации потерянных в авариях. Если надежность выполнения каж-
дого полета РН равна р, то на N полетов в среднем придется изго-
тавливать (1 - р) N новых РН:
(1 р) S/Tlpfjrjp
«РН ав = Аюл (1 " Р) ~ -~= 2080
Рпг РН Рпг гк т0
при р = 0,98.
Кроме того, нужно учитывать расходы на профилактику, ремонт
и межполетное обслуживание РН при подготовке к каждому полету
(расходы на амортизацию), которые характеризуются коэффици-
ентом а = (?ам/Физг- Если принять этот коэффициент равным 0,02,
то на амортизацию придется тратить примерно вдвое больше, чем
на изготовление штатных ракет, т.е. эти расходы соответствуют сто-
имости еще 2080 РН.
В сумме расходы на изготовление штатных РН, на изготовление
РН взамен потерянных в авариях, на амортизацию, отнесенные к
общей мощности системы СОЭС, составят
ОРИ ШТ. ав. ам = (20 + 20 + 1040 + 2080 + 2080) (1,17...
79
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
...2,8)108 = 5240 (1,17...2,8)108 = (6,13...14,67)1011 долл;
<?РН изг ~ 613... 1467 долл./кВт.
Затраты на топливо можно учесть, подсчитав расход водорода
(затраты на кислород будут составлять несущественную часть сто-
имости водорода) и затраты на него:
2,гасоэс mo f1 “ рн) сн2
^Нг /'ПГ PH /'ПГ ГК т0 т0 С1 + fe»i) ( ’
где сн^ - стоимость производства жидкого водорода, которая при
налаженном производстве на заводе в районе космодрома может со-
ставить 3...8 долл./кг; (2 - р) - учитывает аварийные запуски PH
(р - надежность одного запуска PH).
Приняв сНг = 3...8 долл./кг, р = 0,98, получим
= (1,66...4,42)10П долл.,
<?Н2 ~ 166...442 долл./кВт.
Таким образом, общие затраты на PH (без учета разработки про-
екта и технической документации) составят ориентировочно
Q = (7,79...19,09)1011 долл., дРН ~ 779...1909 долл./кВт.
Расходы на НС, на которых будут строиться СОЭС, будем оце-
нивать по той же схеме, которая использовалась для оценок затрат
на PH. Примем, что масса одной станции составляет примерно
100000 кг.
Будем считать, что стоимость изготовления одной НС пропор-
циональна ее массе. Коэффициент пропорциональности определим
из оценок для кораблей «Союз» и ТКС (транспортный корабль снаб-
жения для проекта ОС «Алмаз»), приведенных в табл. 16.
Таблица 16. Оценки затрат на изготовление кораблей
Параметр «Союз» ТКС
7П, кг 7000 20000
Физг. НС» ДОЛЛ. 8100000 25000000
&нс> долл./кг 1157 1250
80
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
Исходя из данных табл. 16, для оценок затрат по НС можем
взять коэффициент feHC = 1250 долл./кг и получить стоимость из-
готовления одной НС около 1250-100000 = 1,25-108 долл.
Принимая, как и для PH, что затраты на экспериментальную
отработку НС будут соответствовать стоимости изготовления 20 НС,
затраты на подготовку производства, реконструкцию космодрома
и ЦУП в сумме будут соответствовать стоимости изготовления еще
20 НС, для 40-летней программы создания СОЭС придется изгото-
вить 4 НС (исходя из ресурса НС около 10 лет), расходы на ком-
пенсацию аварий при выведении на орбиту не превысят стоимости
изготовления 2 НС, расходы на обслуживание и ремонт НС составят
не более 10 % в год от стоимости штатных НС, т.е. не превысят
стоимости 4 НС, получим общие и относительные затраты на НС:
QHC ~ (20 + 20 + 4 + 2 + 4) 1,25-108 = 6,25-109 долл.,
9нс ® 6,25 долл./кВт.
Расходы на ОС-ГСО, предназначенную для обслуживания сис-
темы СОЭС, будем оценивать исходя из массы ОС-ГСО примерно
равной 30000 кг. Приняв стоимость изготовления одной ОС-ГСО
0,4-108 долл., затраты на ее экспериментальную отработку соот-
ветствующими стоимости изготовления 20 ОС-ГСО, затраты на под-
готовку производства, космодрома и ЦУП соответствующими сто-
имости изготовления 10 ОС-ГСО, штатное число ОС-ГСО равным 2,
затраты на профилактику, ремонт и обслуживание ОС-ГСО соот-
ветствующими стоимости изготовления двух ОС-ГСО, затраты на
компенсацию аварий PH при выведении на орбиту соответствую-
щими стоимости одной ОС-ГСО, получим Qoc-rco = 1,4 Ю9 долл,
и 9ос-гсо ~ 1,4 долл./кВт.
Расходы на многоразовые ГК-НС, обеспечивающие доставку
грузов на НС и выводимых на орбиту PH выбранной размерности,
будем оценивать исходя из следующих положений: масса ГК-НС
составляет 0,04-4000000 = 160000 кг, масса конструкции
0,7-160000 = 112000 кг, масса ПГ 0,3-160000 = 48000 кг, число
штатных полетов 5,0-109/48000 ® 104000, стоимость изготовления
одного ГК-НС 1,4-108 долл.
Приняв, что затраты на экспериментальную отработку соответ-
ствуют стоимости изготовления 20 ГК-НС, затраты на подготовку
производства соответствуют стоимости изготовления 10 ГК-НС, для
обеспечения штатных полетов необходимо 1040 ГК-НС (исходя из
6-1716
81
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
ресурса ГК-НС 100 полетов), затраты на компенсацию потерь ГК-НС
в авариях на участке выведения соответствуют стоимости изготов-
ления 1040 ГК-НС (т.е. предполагая, что в среднем в одном из каж-
дых двух аварийных полетов PH один ГК-НС удается благополучно
вернуть для последующего использования, исходя из надежности
каждого полета PH р = 0,98), затраты на профилактику, ремонт
и межполетное обслуживание ГК-НС для каждого полета состав-
ляют 0,01 стоимости одного ГК-НС, что в сумме соответствует
стоимости изготовления 1040 ГК-НС, получим оценку затрат на
ГК-НС: (?Гк-нс ~ (20 + Ю + 1040-3) -1,4-108 = 4,41 1011 долл.,
<7гк-нс ~ 441 долл./кВт.
Расходы на многоразовые пилотируемые корабли ПК-НС, обес-
печивающие доставку строителей на НС и выводимые на орбиту с
помощью многоразовых PH, оценим исходя из следующих положе-
ний: масса ПК-НС 20000 кг, численность экипажа корабля шесть
человек, стоимость изготовления одного ПК-НС 2,5-107 долл., сто-
имость изготовления PH для ПК-НС 3,5-107 долл., общая числен-
ность персонала, находящегося на НС одновременно, 24 человека
при длительности строительной вахты на орбите полгода, что тре-
бует общего числа запусков ПК-НС 2 • 40 • 24/6 = 320, число ПК-НС
и их PH, изготавливаемых для обеспечения штатных полетов, 4
(исходя из ресурса 100 полетов).
Приняв, что затраты на экспериментальную отработку ПК-НС
и его PH соответствующими стоимости изготовления 20 ПК-НС и
его PH, на подготовку производства и дооборудование космодрома
соответствующими стоимости изготовления 20 ПК-НС и его PH,
число ПК-НС и его PH, изготавливаемых взамен потерянных при
авариях PH, 7 (исходя из надежности PH 0,98); на профилактику,
ремонт и межполетное обслуживание соответствующим стоимости
изготовления 7 ПК-НС и их PH, получим
впкнс ~ (20 + 20 + 4 + 7 + 7) 6-107 ~ 3,5-10^ долл.,
<7пк-нс = 3,5 долл./кВт.
Расходы на многоразовые межорбитальные ГК-ГСО, обеспечи-
вающие доставку грузов на ОС на ГСО, будем оценивать, исходя из
следующих положений: ОС для строительства и обслуживания на-
ходится на орбите, лежащей в плоскости экватора, высотой около
400 км, масса ГК-ГСО 100000 кг. Приняв стоимость изготовления
одного ГК-ГСО равной 1,3-108 долл., затраты на эксперименталь-
ную отработку соответствующими стоимости изготовления 20 ГК-
82
7. СОЛНЕЧНЫЕ ОРБИТАЛЬНЫЕ ЭЛЕКТРОСТАНЦИИ
ГСО, затраты на подготовку производства и космодром соответст-
вующими стоимости изготовления 10 ГК-ГСО, число ГК-ГСО, из-
готавливаемых для системы СОЭС (определяемое всякого рода от-
клонениями в процессе сборки и пуска отдельных СОЭС) 10, по-
лучим
©ГК гео ~ (20 + 10 + 10)1,3108 ~ 5,2-109 долл.,
«ГК- ГСО ~ 5,2 долл./кВт.
Расходы на многоразовые ПК-ГСО, обеспечивающие доставку
персонала на ОС-ГСО, будем оценивать исходя из следующих по-
ложений: схема полета ПК-ГСО включает в себя операции выведе-
ния корабля на низкую орбиту, лежащую в плоскости экватора, с
помощью многоразовой PH; перевода корабля на переходной эллипс
полета на ГСО; выход на ГСО; сближение с ОС-ГСО; дежурство на
ОС-ГСО; прямой спуск с ГСО на Землю с посадкой на космодроме;
масса ПК-ГСО 160000 кг; стартовая масса PH для выведения ПК-
ГСО на низкую орбиту 4000 т; число полетов обслуживающего пер-
сонала ОС-ГСО 80.
Приняв стоимость изготовления одного ПК-ГСО 2-Ю8 долл.,
стоимость PH 2,8-108 долл., затраты на экспериментальную отра-
ботку соответствующими стоимости изготовления 20 ПК-ГСО, на
подготовку производства ПК-ГСО и реконструкцию космодрома -
соответствующими стоимости изготовления 10 ПК-ГСО, число
штатных ПК-ГСО и PH, изготавливаемых для обслуживания стан-
ции ОС-ГСО, 1, число ПК - ГСО и их PH, изготавливаемых для
компенсации аварий, 2, затраты на обслуживание ПК - ГСО и их
PH соответствующими стоимости двух ПК - ГСО с их PH, получим
©ПК-гсо ~ (20 + 10 + 5) • 2 • 108 + 5 • 2,8 • 108 « 8,4 • 109 долл.,
«ПК-ГСО ~ 8’4 Долл./кВт.
Стоимость пленочных СБ СОЭС оценим исходя из современных
представлений о возможной их стоимости при массовом производ-
стве, дпл СБ = 100...300 долл./кВт.
Стоимость преобразователей электроэнергии в направленное ра-
диоизлучение примем равной 300 дол л./кВт.
Стоимость ректенн оценим исходя из того, что их удельная сто-
имость может составить примерно 100 долл./кВт.
Затраты на средства доставки СОЭС с монтажной орбиты на ГСО
учитывать не будем, так как они входят в затраты на конструкцию
СОЭС.
6*
83
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Затраты на конструкцию СОЭС можно оценить по той же схе-
ме, исходя из общей массы конструкции системы СОЭС 5 107 кг,
приняв стоимость изготовления конструкции всех СОЭС 6,25 х
х 1О10 долл., стоимость изготовления конструкции одной СОЭС
6,25-108 долл., затраты на экспериментальную отработку конструк-
ции СОЭС, создание и отработку роботов, подготовку производства со-
ответствующими стоимости изготовления 30 СОЭС, получим QKOH =
= 8,1 1О10 долл., дкон = 81 долл./кВт.
Можно предположить, что затраты на разработку проекта и тех-
нической документации для системы СОЭС и всех технических
средств, необходимых для изготовления, выведения их на рабочую
орбиту, сборку и эксплуатацию, не превышают
Qnp < Ю10 долл.,
<7пр < 10 долл./кВт.
Таким образом, сумма расходов на создание системы СОЭС об-
щей мощностью порядка 109 кВт может составить
Qchc соэс » (1,836...3,166) 1012 долл.,
а удельная стоимость
<7соэс ~ 1836...3166 долл./кВт.
По сравнению с данными табл. 11 полученный результат не вы-
ходит за пределы разумного.
Эксплуатационные расходы, а следовательно, и стоимость элек-
троэнергии можно оценить, учитывая ресурс работы СОЭС, расходы
на обслуживание и амортизацию (замена по регламенту и по отказам
элементов системы СОЭС), определяемые стоимостью самих элемен-
тов; расходы на обеспечение грузового потока, необходимого для
обслуживания системы СОЭС (расходы на РН, ГК-НС, ГК-ГСО).
Если исходить из ресурса работы СОЭС около 20 лет, то сто-
имость элементов системы СОЭС, которые должны заменяться за
год, составит ориентировочно 4 1O10 долл. Но эти элементы еще
нужно доставить на СОЭС. Их масса примерно 5 109/20 = 2,5 х
х 108 кг/год. Для обеспечения этого грузопотока необходимо изго-
2,5108
товлять в год: РН (1 + 2 + 2) ~.Qnnn ~ 264 ,что обойдется при-
4oUUU•1UU
мерно в 7,3 1О10 долл./год; ГК-НС ~ 156, что обойдется примерно
в 2,18- 1О10 долл./год; ГК-ГСО ~ 500, что обойдется примерно в
7- 1О10 долл./год.
84
8. БАЗА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ
Следовательно, общие эксплуатационные расходы составят
(4 + 7,3 + 2,2 + 7)1О10 = 2,0-1011 долл./год.
Отсюда можно оценить себестоимость 1 кВт ч электроэнергии,
предоставляемой СОЭС:
2,0-1011
Ф, =---------- ~ 0,023 долл./(кВт ч).
365-24109
Это можно считать неплохим результатом. Работы над проектом
системы СОЭС могут стать перспективными на пути развития кос-
мической техники. Возможно, они позволят найти экологически
приемлемое решение проблемы развития земной энергетики и будут
стимулировать развитие наиболее важных космических работ.
8. БАЗА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ
8.1. Задачи базы
В предыдущем разделе уже обсуждался вопрос о создании СОЭС
на ГСО. На этой орбите уже работают автоматические космические
аппараты, обеспечивающие связь и телевидение. Может оказаться
целесообразным создание пилотируемой орбитальной станции на
ГСО, которая здесь названа базой на ГСО.
Возможные цели создания базы на ГСО: обслуживание КА и
платформ связи и ретрансляции; наблюдения Земли; строительст-
во, настройка и ввод в эксплуатацию радиотелескопа на ГСО; стро-
ительство, пусконаладочные работы и обслуживание (ремонт, про-
филактика) системы СОЭС.
Представляется логичным базу на ГСО делать в виде станции-
облака.
Возможный состав базы на ГСО: жилой модуль; геофизический
модуль; заправочная станция; стапель для строительства; «орби-
тальная тележка» для работ экипажа, связанных с обслуживанием
модулей базы и других КА; телеуправляемые роботы.
Кроме модулей и других КА, входящих в состав базы на ГСО,
для работы базы представляется целесообразным иметь следующие
средства:
- пилотируемую НС для обслуживания базы на ГСО, для обес-
печения грузового потока на ГСО;
85
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- многоразовые ГК для перевозки грузов между НС и базой на
ГСО;
- многоразовые ПК для доставки вахтенных на базу;
- многоразовые PH для доставки ПК и ГК на промежуточную
орбиту спутника Земли высотой 100... 130 км;
- многоразовые ГК для доставки грузов на НС и для возвраще-
ния грузов с НС на Землю.
Корабли для обслуживания НС и для полетов между НС и базой
на ГСО отличаются друг от друга вследствие разных условий полета
(вес - невесомость, атмосфера - вакуум, большие тепловые потоки
при движении в атмосфере и их отсутствие).
8.2. Параметры базы
Какими могли бы быть основные параметры базы? Из стремле-
ния к минимуму можно было бы предложить:
- вахта состоит из 3 - 6 человек (следовательно, при пересменке
и при «обследованиях» до 6 - 12 человек);
- «время вахты» полгода - год;
- внутренний объем примерно 100...200 м3, т.е. размеры поряд-
ка размеров базового блока ОС «Салют» и «Мир».
Так как база на ГСО располагается «над магнитным зонтиком»
Земли, то становится проблемой защита от радиации, возникающей
при больших вспышках на Солнце и защита от ГКИ. При появлении
вспышек экипаж должен укрываться в радиационном убежище.
При «пассивном» Солнце защита радиационного убежища должна
быть примерно 4 г/см2, при «активном» Солнце - примерно
10 г/см2, т.е. в конструкции жилого модуля базы должно предус-
матриваться радиационное убежище с защитой порядка 10 г/см2.
Во время больших вспышек на Солнце прохождение опасного об-
лака выброшенных из Солнца частиц (главным образом электронов)
может продолжаться около 3.. .4 сут, в течение которых экипаж дол-
жен находиться в убежище. Приемлемый объем убежища для трех
человек может быть около 3-3-3 = 27м3с площадью поверхности
6-9 = 54 м2. Следовательно, общая масса защиты радиационного
убежища базы на ГСО может быть около 5000 кг. В то же время
на модуле массой 20 т масса оборудования будет не менее 5 т, по-
скольку радиационное убежище в жилом модуле базы на ГСО можно
создать путем рациональной компоновки оборудования вокруг объ-
ема убежища. При плотности компоновки от 150 до 300 кг/м3 тол-
86
8. БАЗА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ
щина слоя приборов и оборудования составит примерно д =
= 9/(0,15...0,3) = 60...30 см. Но на самом деле требуется меньшая
толщина: ведь каждый миллиметр стенки из алюминиевого сплава
имеет массу 0,27 г/см2, т.е. гермостенка плюс экран уже составят
примерно 1 г/см2. Кроме того, если радиационное убежище разме-
щать у стенки с агрегатным отсеком (АО), то со стороны АО раз-
мещать защиту практически не нужно.
Грузопоток на базу может быть порядка грузопотока на ОС
«Мир», который составляет примерно 10...15т/год. Можно принять
для оценок грузопоток около 20 т/год.
В периоды, когда на базе нет строительства, грузопоток будет,
по-видимому, включать в себя: топливо; пищу, воду (даже при ис-
пользовании системы регенерации воды какое-то количество воды
придется доставлять); приборы, оборудование для профилактики и
ремонта жилого модуля, других модулей базы, обслуживаемых КА.
Конечно, грузопоток будет связан с масштабами обслуживания КА
на ГСО.
Как организовать грузопоток между НС и базой на ГСО? Ясно,
что речь идет о межорбитальных перелетах. И мы обязаны (во вся-
ком случае, при регулярных работах) сводить расходы на транс-
портировку грузов к минимуму. Значит, опять возникает задача о
создании многоразовых межорбитальных кораблей для перевозки
грузов на ГСО.
Можно предложить три схемы многоразовых межорбитальных
грузовых кораблей: ММГК-Х с ракетными двигателями на хими-
ческих топливах, ММГК-Э с использованием электрореактивных
двигателей, ММГК-Т с использованием торможения в атмосфере
при возвращении с ГСО на орбиту НС.
8.3. Вариант ММГК-Х
Для оценок энергетики определим радиус ГСО ггс0:
УГСО = /''/'’ГСО ’
где // - гравитационная постоянная Земли;
2 л ггсо
2 л Ото/УГСО = Л’СО - ^/7 ; ^ГСО = 86400 С.
Отсюда
87
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
-1,5 _
ГГСО ~
Л’СО
2 л
гГсо 42240 км,
угсо ~ 3072 м/с.
Если НС - в экваториальной плоскости (что выгодно из энерге-
тических соображений при регулярной работе с базой на ГСО), то
энергетика выхода на ГСО определяется двумя импульсами.
Первый импульс - для перехода с приблизительно круговой ор-
биты НС на переходной эллипс, касающийся ГСО:
-------------- \
2
1 . г /7 ~ 1 •
' 1 + ГНС/ГГСО J
При йнс = 400 км i>HC ~ 7672 м/с и Ai^ ~ 2400 м/с.
Второй импульс - для выхода на ГСО с переходного эллипса:
Ai>2 = угсо _ уо> гДе va ~ скорость в апогее переходного эллипса.
va = ул гнс/ггсо ~ (7672 + 240°) 6770/42240 == 1615 м/с и
Ау2 = = ^гсо ~ va~ 3072 - 1615 ~ 1457 м/с. Следовательно,
при экваториальной орбите НС Ai^ + Ар2 ~ 3857 м/с.
Если бы орбита НС была не экваториальной, а имела обычное
для трассы выведения с Байконура наклонение около 51°, то для
выхода на ГСО требовались бы существенно большие импульсы: Ai^
тот же, а Ар2 определялся бы из треугольника, приведенного на
рис. 7:
Ао2 = ^Ау2 + о^со - 2 Доа огсо cosi ;
для i = 51° получили бы Ао2 ~ 2408 м/с, т.е. примерно на 950 м/с
больше.
Аналогичное увеличение было бы и при возвращении с ГСО на
орбиту НС, т.е. для варианта ММГК-Х важно, чтобы орбита НС
была в экваториальной плоскости. Но это означает, что ПК и ГК,
обслуживающие НС, также должны выводиться в экваториальной
плоскости (или достаточно близко к ней). Это - довольно сущест-
венный результат: космодром для обслуживания НС и соответст-
венно базы на ГСО хорошо бы располагать достаточно близко к
экватору, на восточных берегах континентов и островов. Последнее
определяется тем, что для минимизации энергетики выведения на
88
8. БАЗА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ
орбиту важно использовать скорость вращения
Земли (окружная скорость поверхности Зёмли
на экваторе примерно 460 м/с, и для ее исполь-
зования необходимо выводить ракеты и кораб-
ли на восток), а также тем, что нежелательно
прохождение трассы выведения через населен-
ные районы. Эти перспективные для будущего
районы расположения космодромов находятся
в районе устья Амазонки, на юге Сомали, на
восточных берегах Суматры, Калимантана, Су-
лавеси, на северо-восточном побережье Новой
Рис. 7. Поворот векто-
ра скорости при выхо-
де иа ГСО, если иакло-
иеиие орбиты НС i # 0
Гвинеи.
В табл. 17 приводится общая картина энергетики для ММГК-Х.
Таблица 17. Импульсы скорости (Ао, м/с) по этапам полета ММГК-Х для двух
наклонений i орбиты НС
Импульсы скорости i, градусы
51 0
Перевод на переходный эллипс (Aoj) 2400 2400
Перевод на ГСО (Ао2) 2408 1457
Возвращение на переходный эллипс (Лг3) 2408 1457
Возвращение на орбиту НС (Аи4) 2400 2400
Сближения с базой и с НС (Лг5) 200 200
Итого 9816 7914
Ракетную часть ММГК-Х представляется целесообразным выпол-
нить в виде двух двигательных установок: 1) работающую при выве-
дении с орбиты НС на переходной эллипс и при переводе корабля с
переходного эллипса на ГСО; 2) работающую при возвращении и при
сближениях. Поскольку первая будет работать практически сразу по-
сле заправки (предполагается, что заправка ММГК-Х осуществляется
на НС), то в качестве ее компонентов топлива можно было бы ис-
пользовать жидкий водород и жидкий кислород. Вторая ракетная
установка будет работать после многодневного и, возможно, даже
многонедельного пребывания на ГСО, а поэтому для нее целесооб-
разно использовать высококипящие компоненты.
89
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Оценки //к1 = тпк]/т.о и дк2 = лг.к2/лг.о для обеих двигательных
установок приведены в табл. 18.
Таблица 18. Значения /<к1 н /<к2 для двух наклонении i орбиты НС
i, градусы Як1 /‘к2
51 2400 + 2408 е 4700 •• 0,36 2408 + 2400 + 200 е ззоо = 0,22
0 2400 + 1615 е 4700 = 0,44 1615 + 2400 + 200 е ззоо = 0,3
Здесь т0 ^сух "*’ттоп 1 + ^топ 2’ ^к1 ^сух + ^топ 2’ ^к2 ^сух’
Чтобы оценить сложности или преимущества того или иного ва-
рианта, нужно определять относительную массу ПГ//пг = т.цр/тп0,
относительную массу топлива //топ = т.топ/т.о и ftK = тсух/т0. Если
(для оценок) принять, что масса баков и двигателя пропорциональ-
на массе топлива (т.р б = Ар б т.топ), а масса конструкции грузового
отсека вместе с оборудованием бортовых систем пропорциональна
массе ПГ(ткон+б-с = Ак б с тпг)’ то путем несложных выкладок мож-
но получить
/'к ~ “к! Ак2 ’
Лтоп = 1 ~ /»К1 1<к2 ’
/^Kl Лк2 — (1 ~ Мк1Рк2) ^р.б
Апг = 1 + Ь '
1 + лк.б.с
Ниже приведены оценки основных характеристик ММГК-Х для
двух наклонений орбит, полученные исходя из Ар б = 0,07, Ак б,. =
= 0,3 при массе ПГ 5000 кг:
I, градусы................... 51 О
Лк1Лк2........................ °’079 °’1285
/<пг.......................... 0,011 0,052
ттоп1 + «ТОП2. Т • • 411 83,9
т0, т............ 447 96,3
Существенными результатами этих оценок являются: для вари-
анта ММГК-Х важно, чтобы орбита НС была в экваториальной пло-
скости, но даже при этом для выведения 1 кг ПГ с орбиты НС на
ГСО требуется предварительно доставить на НС около 17 кг топлива.
90
8. БАЗА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ
Вспомним, что одноразовая ракетная система для выведения спут-
ников связи на ГСО, доставляемая ракетой «Протон» на низкую
орбиту, имеет массу примерно 20 т (четвертая ступень и спутник
связи), а спутник связи, выводимый этой ракетой на ГСО, имеет
массу 2...3 т. Следовательно, доставка ПГ на базу на ГСО с помощью
ММГК-Х требует выведения на низкую орбиту многоразового ГК,
масса которого примерно в 6 раз больше, чем масса одноразовой
ракетной системы, способной вывести на ГСО тот же КА (как уже
упоминалось, соотношение между выводимой на орбиту массой ГК
и доставляемого на ОС с его помощью ПГ может составить по оценке
примерно 0,3). Возникает сомнение: будет ли вариант ММГК-Х эко-
номически оправданным?
8.4. Вариант ММГК-Т
В варианте ММГК-Т используется торможение в атмосфере для
перевода корабля с переходного эллипса на орбиту НС при возвра-
щении корабля с ГСО.
Для оценки этого варианта нужно учесть массу ТЗП, которое при-
дется использовать в этом случае. Примем цтзп = ^^гзп/^О’ тогда
Лк1 /'к2 ” йр.б (! “ /'к! /'к2) ~ Атзп
Для оценки массы ТЗП можно пойти следующим путем: средняя
плотность рср -* объем корабля V -* диаметр d -* площадь внешней
поверхности S -» масса ТЗП т.тзи -» цтзп.
1 1 — Ак1 (1 ~ /^Kl) /'к1 (1 ~ Pi:2)
Pep (1 + *ml)PlI2 (1 + РО.2 (1 "* Ркер
/'к1 (1 /*к2) kin2 Рк1 Рк2 ^р.б (1 Рк1Рк2)
(1 + k/n2) Рпер Робор
где/эНг , Ро2 , ркер , /Эпер , Робор ~ соответственно плотности жидкого
водорода, жидкого кислорода, керосина, пероксида водорода, сред-
няя плотность установки оборудования и ПГ в отсеках корабля; km -
соотношение расходов компонентов в используемых ракетных дви-
гателях.
91
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Приняв kmi ~ 5,6, km2 == 3, Арб == 0,07, = 70 кг/м3, р0 ~
«1140 КГ/М3, /Экер ~ 800 КГ/М3, /Опер ~ 1400 КГ/М3, /Эобор==
= 100 кг/м3, получим приближенную оценку средней плотности
250 кг/м3.
Приняв (для оценки), что ММГК-Х имеет форму цилиндра с уд-
линением Л = l/d ~ 2,5, можем получить формулу для оценки ди-
аметра ММГК-Х d ~ 0,127 y/mQ (где масса выражена в килограм-
мах), его длины, поверхности, массы ТЗП (принимая <7ТЗП ~
~ 6,5 кг/м2) и соответственно относительной массы ТЗП
/<тзп ~ moi/3’ гДе масса опять же в килограммах.
Ниже приведены оценки основных характеристик варианта
ММГК-Т для случая, когда орбита НС лежит в экваториальной пло-
скости, полученные исходя из kp б = 0,07, kK = 0,3 при массе по-
лезного груза 5000 кг:
Импульсы перехода и коррекций, м/с:
переход с орбиты НС на переходной эллипс (Ai>j)............. 2400
переход с переходного эллипса на ГСО (До2)................1457
возвращение на переходной эллипс (Дс3) .....................1457
сближение (Дсс).............................................300
Относительные массы:
|“к1 (Для выдачи 1-го и 2-го импульсов).....................0,44
|“к2 (Для выДачи 3-го импульса).............................0,587
ASon = 1 - f*K2............................................°-74
А*тзп.......................................................0,03
А*пг........................................................0,135
Массы, кг:
топлива ................................................... 27400
заправленного корабля....................................... 37000
Следовательно, доставка 1 кг ПГ на базу ГСО многоразовым ГК
в варианте ММГК-Т (т.е. с использованием торможения в атмосфере
при возвращении) будет требовать выведения с Земли массы топ-
лива и груза примерно в 3 раза меньшей, чем в варианте ММГК-Х.
Естественно, что этот вариант эффективней, чем вариант ММГК-Х.
Но эти результаты приводят к сомнению в необходимости ис-
пользования НС для обслуживания базы на ГСО. Может быть, сле-
дует рассмотреть вариант попроще - без НС, а ММГК-Т выводить
. с Земли и возвращать его на Землю?
Попробуем оценить стартовую массу такого ГК. В качестве
промежуточной орбиты выведения выберем круговую высотой
около 100 км. Для перевода корабля с орбиты выведения на
92
8. БАЗА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ
переходной эллипс между орбитой выведения и ГСО нужно будет
сообщить кораблю импульс 2487 м/с, для перевода с переходного
эллипса на ГСО - импульс 1489 м/с. Соответственно
/<к1 ~ ₽-(2487+1489)/470° « о,43 . Импульсы на коррекции и прича-
ливание корабля к базе на ГСО можно оценить примерно в 100 м/с.
Импульс для перевода корабля с ГСО на траекторию возвращения
в атмосферу Земли (перигей этой траектории должен быть доста-
точно глубоко в атмосфере, чтобы обеспечить захват корабля ат-
мосферой и его спуск в выбранном месте) можно оценить с помощью
соотношения
\
Др ~ ргсо
1 -
ГСО' ' min
= 1493 м/с .
Соответственно лк2 = с (1493+100)/3300 » 0,615 , //к = /<к] цк2 ~
~ 0,43 0,615 == 0,265. Чтобы учесть увеличение массы ТЗП из-за
увеличения скорости входа в атмосферу (достаточно близкой ко вто-
рой космической), примем /<тзп ~ 1,5/<ТЗП1 ~ 0,05. Увеличим от-
носительную массу конструкции и бортовых систем до /гб (. ~ 0,4
(вместо 0,3 при предыдущей оценке) и учтем расход топлива на вер-
тикальную посадку
ууст ™Сух 250 0,265
/'пос.топ ~ то ~ ~ 0,0265 .
Учтем массу посадочного двигателя и элементов его двигательной
установки, исходя из перегрузки при торможения я1юр.торм = 3:
Дпос.дв «= 0,0027//сух g ппер.торм » 0,0027 0,265-9,8-3 = 0,02 ,
и оценим массу посадочного устройства, исходя из
/<п.у ~ 0,03//сух ~ 0,008. После этого можно оценить относитель-
ную массу ПГ:
/^ПГ ~ {//к1/<к2 (1 ~ /^пос.топ ~ ^р.б) [1 ~ Нк\(1к2 — пос.топ)] —
—/'ТЗП — А пос. топ — ^п.д ~ /^ii.yl/^K.G.c 0,09
против 0,135 0,3 == 0,04 при использовании НС (коэффициент 0,3
берется для учета затрат массы на конструкцию, оборудование и
93
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
топливо ГК-НС, обеспечивающего довыведение ПГ на орбиту НС,
сближение и стыковку с ней).
Эта оценка достаточно приближенная, но все же она говорит в
пользу более простого варианта ГК и схемы обслуживания базы на
ГСО, так как в этом варианте нет самой НС и, значит, нет затрат
на ее создание, обслуживание, не нужен отдельный корабль для до-
ставки грузов и экипажей на НС.
8.5. Вариант ММГК-Э
Это вариант - с применением ЭРД. При оценке энергетики ко-
рабля с ЭРД необходимо учитывать, что это двигатели очень малой
тяги. Действительно, для обеспечения работы ЭРД на борту корабля
должна быть ЭС мощностью
Лэрд “’эрд
«эс =------.
где г] - КПД процесса превращения электроэнергии в энергию струи;
“'ЭРД ~ скорость истечения ионов или плазмы из ЭРД.
Масса бортовой ЭС
N3C
тэс ~ 1000 9эс ’
где <7ЭС может быть равна 5...10 кг/кВт, и соответственно
N3C Язв ДЭРД “'ЭРД <7ЭС “к.э “'эрд 9эс
Лэс = 1000 ffiKop = 2000 ткор rj = 2000 д '
Отсюда, ограничив относительную массу ЭС в корабле с ЭРД вы-
бранной дзс (например, /гэс < 0,5) и учтя, что у ионных двигателей
может быть и> = (0.8...1) 10° м/с, а у плазменных w = (0,4...
...0,7)10J м/с, получим ускорение
2000 г) дэс
“'эрд <7эс
2000 0,5 0,5
(0,5...1) 105 (5...10)
= (0,5...2) 10-3 м/с2 .
Следовательно, если мы не хотим, чтобы относительная масса
бортовой ЭС корабля с ЭРД не превышала 0,5, ускорение корабля
при работе ЭРД должно быть порядка 10 3 м/с2 = 1 мм/с2 == 10
Для и>ЭРд = 105 м/с (ионные ЭРД), акэ = 10 3 м/с2, дж =
= 10 кг/кВт, = 0,5.
94
8. БАЗА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ
При столь малых ускорениях разгон Продолжается долго, в про-
цессе перехода с орбиты на орбиту движение происходит по спирали,
растут гравитационные потери. Затраты характеристической ско-
рости при переводе корабля с одной круговой орбиты на другую
можно приближенно оценить с помощью формулы
Дод. (rt - г2) « окр1 - окр2.
Характеристическую скорость на поворот вектора скорости при-
мем равной модулю вектора скорости, необходимому для поворота.
Оценки основных характеристик варианта ММГК-Э при полезном
грузе корабля 5000 кг для двух наклонений орбиты НС приведены
в табл. 19.
Таблица 19. Основные характернстнкн ММГК-Э
Параметр Наклонение орбиты
51° 0°
Характеристические скорости, м/с: перелет с НС на ГСО (Де,) 5700 4600
возвращение с ГСО на орбиту НС (Де2) 5700 4600
сближения (Дес) 200 200
Относительные массы: f*K 0,865 0,91
Дэе 0,5 0,5
Дпг 0,166 0,26
Масса при /ппг = 5 т, т: топлива 4 1,74
заправленного корабля 30 19,3
Схема ММГК-Э энергетически достаточно эффективная. Она хо-
роша еще и тем, что обеспечивает возможность грузового обслужи-
вания базы на ГСО с территории нашей страны. Однако время пе-
реходов с орбиты на орбиту при этом велико: 9400/0,001 =
= 9400000 с == 109 сут (или 11600/0,001 ~ 11600000 с == 134 сут).
Кроме того, значительную часть этого времени корабль будет про-
ходить в радиационных поясах.
Приемлемость этой схемы многоразового межорбитального ГК
будет определяться радиационной стойкостью СБ ЭС, конструкции,
другого оборудования и перевозимых грузов, для чего требуются
дополнительные исследования.
95
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Если в качестве бортовой ЭС применять СБ, причем таким обра-
зом, чтобы их плоскость была параллельна вектору скорости (чтобы
уменьшить сопротивление остатков атмосферы в начале разгона на
относительно небольших высотах), то площадь СБ такого корабля
должна быть равна:
ЕСв = “ т “'ЭРД/[2 »7 (тсвттень) Cos0cp 9св1 =
= О,ОО116ООО1О5/[2 О,5 О,6 О,61ОО] = 45000 м2 .
Эту площадь можно представить в виде двух квадратных пане-
лей СБ со стороной, равной примерно 150 м.
Однако возникает еще один вопрос: насколько универсальна схе-
ма ММГК-Э, т.е. можно ли на кораблях с ЭРД доставлять людей
на ГСО? Ведь при этом возникает опасность, связанная с длитель-
ным полетом в радиационных поясах Земли. Оценочные расчеты
показали, что при разгоне пилотируемого корабля с помощью ЭРД
экипаж большую часть времени должен проводить в радиационном
убежище с защитой порядка 40...50 г/см2. При радиационном убе-
жище в виде куба со стороной 2 м площадь его поверхности 24 м2
и масса порядка 12 т, что соответственно вызовет увеличение массы
ПК с ЭРД до 100 т. Следовательно, по стартовой массе ПК с ради-
ационным убежищем приближается к кораблям с химическими
двигателями, использующими торможение в атмосфере при возвра-
щении с ГСО. ПК с ЭРД имеют еще один существенный недостаток:
время полета на ГСО и возвращения оттуда почти равно времени
работы экипажа на базе.
Таким образом, для доставки экипажей на ГСО представляется
более целесообразным создание многоразовых ПК с химическими
реактивными двигателями, с торможением в атмосфере Земли при
возвращении с ГСО.
8.6. Операции обслуживания
Можно представить следующие операции обслуживания КА, ра-
ботающих на ГСО, которые могли бы осуществляться с базы авто-
матическими или пилотируемыми орбитальными кораблями:
- заправка топливом (может осуществляться с помощью авто-
матического корабля-заправщика);
- замена блоков оборудования или приборов, исчерпавших ре-
сурс или вышедших из строя;
96
8. БАЗА НА ГЕОСТАЦИОНАРНОЙ ОРБИТЕ
- настройка аппаратуры и оборудования, устранение неисправ-
ностей. 4
Можно ли обслуживать КА, работающие на ГСО, с помощью эки-
пажа базы ГСО? Не потребуются ли для полетов обслуживающей
команды с базы на КА и обратно слишком большие затраты топлива
и времени?
Попробуем оценить время полета с базы на КА и обратно и со-
ответствующие расходы топлива. Для этого потребуется несколько
характеристик. Первая из них - изменение периода обращения при
сообщении КА некоторого импульса скорости:
Tv = dT/dv;
Т = 2 л r/v , /и/г2 ,
откуда Т = 2 л и и3 , и
dT/dv =
6 л г
Вторая - изменение расстояния между двумя КА, находящи-
мися на орбите, близкой к круговой, за один оборот, если разность
скоростей этих КА 1 м/с: lv = dl/dv ~ Tv v.
Ниже приведены значения производных Tv и. lv в
от высоты орбиты:
*орб> км.........
Т„ , с2/м........
1„ , км-с/(м-оборот) ....
зависимости
200
2,04
15,9
300
2,01
16,2
400
2,17
16,6
36000 (ГСО)
84
259
С помощью этих производных можно оценить время перелетов
и затраты топлива. Например, для перелета на расстояние, равное
1/3 длины окружности ГСО, при импульсе на перелет 10 м/с
2 л г
*пол 3 Др lv
2 л 42240
310-259
~ 34 сут (в один конец)
и эта операция потребует топлива для орбитальной «тележки», мас-
са которой то т = 3000 кг при удельном импульсе корректирующего
двигателя тележки /уд = 3000 м/с:
Дл1топ — (Д^разг Д^тор + Д^сбл) ^-о.т/^уд ~
= (10 + 10 + 50) 2-3000/3000 = 140 кг .
Кроме того, за это время потребуется расходовать примерно
20 кг/сут (на двух членов экипажа орбитальной тележки) средств
7-1716
97
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
обеспечения жизнедеятельности (вода, кислород, пища, средства ги-
гиены и т.п.), что в сумме составит еще примерно 1360 кг. Следова-
тельно, стоит искать оптимальную сумму расходов топлива и средств
СОЖ, которая изменяется с изменением импульсов коррекции:
(21 2 то т (1 + Аб)
тпт + шсож = \—— + рс6л -Т +
йпер 2 уд
+ С2 <пер + *сбсл) гачл.эк 9СОЖ •
Приравняв нулю производную по времени перелета, получим оп-
тимальное время перелета
V/ то.Т (1 + fy>)
Lv 1 уд ЧСОЖ
Для то т = 3000 кг, 7уд = 3000 м/с, Z = 1/3 окружности ГСО при
двух членах экипажа орбитальной тележки <?сож = Ю кг/чел.-сут,
k6 - 0,1 получим: #пер.Опт = 4,33 сут, Ар = 39,33 м/с, а принимая
Дисбл = 50 м/с и *обсл = 10 СУ11’ получаем тптоп = 257 кг, тпсож =
= 373 кг.
Как показывают эти оценки, операции обслуживания КА на та-
ких расстояниях довольно дороги, но все же находятся в разумных
пределах при обслуживании КА по графику, учитывающему их по-
ложение на ГСО и разумном планировании последовательности ра-
бот и перелетов.
* * *
Из сказанного следует, что для базы на ГСО нужно решать при-
мерно те же проблемы, что и для ОС и СОЭС, а именно создавать:
- многоразовые одноступенчатые РН;
- эффективные и недорогие пленочные СБ (стоимостью 100...
300 долл./кВт);
- телеуправляемые (а в будущем и автономные) космические
роботы;
- технические средства, обеспечивающие существование ОС в
виде станции-облака;
- многоразовые пилотируемые и грузовые корабли, работающие
на трассе Земля - НС;
- многоразовые межорбитальные ГК.
Это не случайное совпадение, а актуальные задачи современной
космической техники.
98
9. БАЗА НА ЛУНЕ
9. БАЗА НА ЛУНЕ
Цели создания лунной базы могут быть следующие:
- исследование Луны как планеты и как предмета любопытства;
- исследование Луны как возможной в будущем области коло-
низации и прикладного использования (промышленность, поселе-
ния, изготовление из местных материалов РН, КА и т.п.), т.е. со-
ставление карт, геологические исследования, поиски полезных ис-
копаемых, изучение радиационной и метеорной обстановки и т.п.;
- астрофизические исследования с поверхности Луны оптиче-
скими инструментами с синтезированной апертурой;
- подготовка к созданию лунных космодромов, поселений, за-
водов и т.п.
Данные о Луне:
- гравитационная постоянная /.< = 4,8986 103 км3/с2;
- средний радиус орбиты горб ~ 384400 км;
- сидерический период обращения (относительно звезд)
27,32 сут;
- синодический период обращения (период полной смены фаз)
=29,5 сут;
- средний радиус поверхности Луны гл = 1738 км;
- ускорение силы тяготения на поверхности §'л ~ 1,6217 м/с2 =
= 0,165 g3-,
- отношение плотностей атмосферы у поверхности Луны и Земли
/'л.а/Аз.а ~ 2 1013, что соответствует плотности земной атмосферы
на высоте 600...700 км;
- ^пов/экв* на освещенной стороне 110...130 °C; в тени -140 ...
... -150 °C;
- t на глубине 1...1,5 м 43 °C;
- грунт, как правило, пористый (на 70...80 % поверхности);
- плотность грунта
на глубине: от 0 до 10 см 0,6...0,7 г/см3;
от 10 до 20 см 1 г/см3;
от 1 до 10 м 2...3г/см3;
- деформация поверхности начинается при давлении 10...
104 Па;
- в лунных породах меньше легких элементов, чем в земных;
7'
99
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- водород обнаруживается только в поверхностном слое (как ре-
зультат воздействия солнечного ветра), в основном в виде протонов;
- кислород - в оксидах, наиболее распространенный из которых
SiO2;
- характер лунных пород указывает на наличие в прошлом маг-
матических процессов;
- строение: кора 0...60 км, мантия (литосфера) 60...1000 км,
ядро (по-видимому, жидкое) до гтв ~ 350 км;
- скорость спутника Луны на круговой орбите (йор ~ 50 км)
около 1655 м/с;
- вторая космическая скорость относительно Луны
около 2340 м/с;
- скорость Луны в ее движении относительно Земли око-
ло 1018 м/с;
- угол между осями вращения Земли и Луны примерно ра-
вен 1,5°, что довольно убедительно свидетельствует в пользу про-
исхождения Земли и Луны из одного протооблака;
- наклонение плоскости орбиты Луны к плоскости эклиптики
(к плоскости орбиты Земли вокруг Солнца) 5° 9';
- основные элементы лунных пород находятся в связанном со-
стоянии, в виде оксидов, их состав приведен в табл. 20.
Таблица 20. Основные элементы лунных пород
Порода Элементы, %
Si Fe Са AI Mg Ti Gr Мп К
Камни 20 14 7 6 5 5 0,4 0,3 0,2
Пыль 20 12 8 6 5 5 0,3 0,2 0,1
9.1. Энергетика межпланетных полетов с Луны
Идея об использовании Луны в качестве космодрома связана с
тем, что энергетические затраты на межпланетные полеты с Луны
меньше, чем с Земли. При проведении сравнительных оценок энер-
гетики при полетах с Земли и с Луны, например, на орбиту Венеры
примем орбиты Земли и Венеры круговыми и компланарными. Тог-
да для оценок энергетики полетов с Земли, опираясь на уравнение
сохранения энергии v2/2 - /</г = const и на закон постоянства сек-
торной скорости vr cos# = const, получим:
100
9. БАЗА НА ЛУНЕ
- характеристическую скорость выведения на орбиту спутника
Земли vx = vOC3 + f (g sin# + X/m) dt ~ 9200 м/с;
- изменение скорости, которое необходимо для перехода с ор-
биты Земли на траекторию полета к Венере (полет по переходному
эллипсу, касающемуся орбит Земли и Венеры), т.е. скорость отно-
сительно Земли на «бесконечности» от Земли (т.е. когда тяготение
Земли практически не тормозит КА):
иб.оз ~ va
1 + ГОЗ / гов
2550 м/с,
где и3 - скорость Земли в ее движении вокруг Солнца;
ГОЗ и ГОВ ~ радиусы соответственно орбиты Земли и орбиты Ве-
неры вокруг Солнца;
- изменение скорости, необходимое для перехода (или «скоро-
сть ухода») КА с орбиты спутника Земли (ОСЗ) на переходной эл-
липс полета к Венере;
Уу.в ~ УОСЗ
5= 3474 м/с,
где иосз 5= 7673 м/с (для hOC3 ~ 400 км);
- скорость КА относительно Венеры при подлете к ней, но еще
на «бесконечности» от нее
уб.ов ~ (уз “ иб.оз) гоз/гов ~ ув ~ 2770 м/с;
- изменение скорости, необходимое для перехода КА с переход-
ного эллипса на орбиту спутника Венеры (ОСВ):
°п.св ~ иосв
= 3300 м/с,
где i>0CB 5= 7044 м/с (для йосв ~ 400 км);
- изменение скорости для ухода с орбиты спутника Венеры на
переходной эллипс возвращения к Земле, примерно равное
3300 м/с.
Аналогично получим оценки для полетов с Луны на орбиту Ве-
неры:
- характеристическая скорость, необходимая для выведения
КА с Луны на орбиту ее спутника, vx ~ 1900 м/с;
101
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- изменение скорости, необходимое для перехода с орбиты Зем-
ли на переходной эллипс полета к Венере, у6ф03 ~ 2550 м/с;
- изменение скорости, необходимое для перехода с орбиты Луны
на переходной эллипс полета к Венере (оп):
- изменение скорости, необходимое для ухода с орбиты спутни-
ка Луны (ОСЛ) на переходной эллипс полета к Венере (i>y):
иу - иОСЛ
~ 1366 м/с;
- измерение скорости, необходимое для перевода КА с переход-
ного эллипса полета к Венере на орбиту спутника Венеры, примерно
равное 3300 м/с.
В табл. 21 приведены оценки импульсов скорости по этапам по-
лета к Венере при стартах с Луны и с Земли.
Таблица 21. Энергетика полетов к Венере с Луны и с Земли
Этап полета Д i> , м/с, при полете
с Луны с Земли
Выведение на орбиту спутника 1900 9200
Уход с орбиты спутника на траекторию полета к Венере 1366 3474
Выход на ОСВ 3300 3300
Уход на траекторию возвращения от Венеры 3300 3300
Переход на ОСЛ 1366 -
Спуск с ОСЛ на поверхность Луны 1900
Возвращение в атмосферу Земли -
Коррекции и сближения 300 300
V 13432 195,74
> v при полете с возвращением
v при полете без возвращения 6766 16174
Данные таблицы, конечно, заманчивы, но не надо забывать, что
для использования космодромов на Луне придется создавать там
102
9. БАЗА НА ЛУНЕ
поселения, промышленность, лунные роботы, а также, по-видимо-
му, завозить туда водород.
9.2. Идея колонизации Луны
Если думать о заселении поверхности Луны, то надо учитывать,
что площадь ее поверхности составляет примерно
4 л • 17382 ~ 4-107 км2 и при средней плотности населения поряд-
ка 10000 чел./км2 (что примерно соответствует плотности населения
Москвы) на поверхности Луны можно было бы разместить порядка
1011 человек. Но при этом возникает множество вопросов, напри-
мер: будет ли возможным получение необходимого количества энер-
гии для такого числа людей?
Если всю поверхность Луны покрыть СБ, которые имеют эф-
фективность 100 Вт/м2, то в сумме сможем получить
л di 9св ~ Ю12 к®т» т-е- порядка 10 кВт/чел., что представляется
приемлемым (сейчас в среднем на Земле порядка 1 кВт/чел.).
Конечно, это более естественный и более доступный способ рассе-
ления людей, чем поселения О'Нейла в его цилиндрах. Однако и этот
вариант эмиграции людей в космос сегодня представляется тоже ма-
ловероятным и не слишком заманчивым. Но все же принципиальные
проблемы колонизации Луны представляются разрешимыми.
Так, снабжение водой возможно за счет использования регене-
рационных систем и восстановления потерь путем доставки водо-
рода с Земли, снабжение пищей - за счет сельскохозяйственного
производства в лунных оранжереях и на фабриках пищевых про-
дуктов. Получение кислорода (не только для дыхания, но и для
производственных нужд) возможно из лунных пород, например с
использованием силиконового цикла (рис.8).
Установка по производству кислорода в этом случае работает
следующим образом. В силиконовый реактор 1 (см. рис.8) подаются
оксид кремния SiO2 (можно в смеси с другими оксидами) и метан СН4.
Реакция в силиконовом реакторе идет с подводом теплоты Q: SiO2 +
+ 2СН4 + Q = 2СО + 4Н2 + Si. Из реактора выходят оксид углерода
СО, водород Н2 и шлаки (оксиды металлов и т.п.).
Смесь газов СО и Н2 охлаждается в теплообменнике 2, затем
поступает в метановый реактор 3, куда дополнительно подается во-
дород из электролизера 5. В метановом реакторе идет реакция с
выделением теплоты: СО + ЗН2 = СН4 + Н2О + Q. Смесь паров воды
и метана охлаждается, а затем разделяется в холодильнике-сепа-
103
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Рис. 8. Схема установки для получения кислорода из оксида кремния
раторе 4. При этом полученный метан возвращается через теплооб-
менник в силиконовый реактор, а вода направляется в электролизер,
откуда полученный водород поступает в метановый реактор, а кислород
сжижается и отправляется в хранилище жидкого кислорода 6.
К целям лунной базы (ЛБ) может относиться и поиск полезных
ископаемых. Как и на Земле, на Луне размещение полезных иско-
паемых неравномерно, что видно из данных о содержании в грунте
Луны ценных элементов в местах высадки двух экспедиций про-
граммы «Аполло», %:
Место посадки......... Аполло-11 Аполло-16
Содержание в грунте:
ТЮ2................... 7,6 0,6
А12Оа.......... 13 26
FeO............ 16 5,7
Доводы в пользу создания ЛБ, перечисленные выше возможные
цели не представляются достаточно убедительными. Однако задачи
исследования Луны и возможности астрофизических исследований
с поверхности Луны могут стать основанием для появления на Луне
в XXI в. исследовательской базы.
9.3. Особенности лунной базы
Для примера можно рассмотреть размеры и нужды ЛБ исходя
из следующих положений: количество работающих на лунной базе
в составе вахты - шесть человек; длительность смены 0,5...1 год;
грузопоток Земля - ЛБ 15...30 т/год.
104
9. БАЗА НА ЛУНЕ
Шесть человек выбрано не совсем случайно. В период первых
проработок по марсианской экспедиции попробовали оценить ко-
личество специальностей, которыми должны владеть члены экспе-
диции. Оказалось, что с учетом необходимого дублирования в со-
ставе экипажа нужно было бы иметь 40...60 специалистов, т.е. даже
если каждый из работающих на базе будет владеть десятью специ-
альностями, то необходимо иметь в составе смены персонала ЛБ
минимум шесть человек.
Представляется целесообразным в составе ЛБ иметь: жилой
блок с 12 каютами-квартирами (все квартиры используются при
смене персонала ЛБ), центром управления и контроля, кают-ком-
панией, медцентром; мастерские, лаборатории, электростанцию,
заправочную станцию, ангары для прибывших ракет, для пере-
движного оборудования ЛБ (автомобили-луноходы, скреперы, экс-
каваторы); посадочные площадки и стартовые устройства для ПК
и ГК.
Объем жилых и рабочих помещений можно оценить, исходя из
основной нормы - каждому человеку двухкомнатная каюта-квар-
тира объемом около 50 м3. Учитывая общие помещения, мастерские,
переходы, шлюзы и др., получаем гермообъем 50(20...30)—
== 1000...1500 м3 и массу гермооболочки из алюминиево-магниевого
сплава можно приближенно оценить, приняв, что она представляет
собой цилиндр d ~ 4 м :
тг 0 = 4 v д p/d ~ 1200 кг .
Общую массу конструкции, гермопомещений и оборудования
ЛБ можно оценить как 50... 100 т (не так уж и много). Здесь имеется
в виду, что защита гермопомещений от метеорной опасности, ра-
диации, колебаний температуры на поверхности Луны обеспечива-
ется за счет некоторого заглубления гермоблоков ЛБ в грунт и за-
сыпки их сверху тем же грунтом.
Представляется разумным изготавливать жилые и рабочие по-
мещения на поверхности Луны из доставляемых с Земли полуфаб-
рикатов - листов оболочки, днищ, шпангоутов, фитингов, сборных
рам, оборудования и др.
Минимальную мощность системы энергоснабжения можно оце-
нить, исходя из расхода электроэнергии на одного человека с не-
которой поправкой на общие нужды, Вт: освещение - 500, приго-
105
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
товление пищи - 300, регенерационные установки СОЖ - 1400,
среднее потребление на рабочем месте в каюте или в лаборатории
- 800. В сумме это составляет около 3000 Вт/чел. Таким образом,
с учетом общих нужд можно оценить мощность СЭП в 25000...
... 50000 Вт.
Использование СБ не может быть решением задачи энергоснаб-
жения, так как на поверхности Луны 14 сут. - день, и тогда СБ
могут давать электроэнергию, и 14 сут. - ночь, и тогда от СБ элек-
троэнергии не получишь.
Для получения энергии от Солнца на Луне можно рассмотреть
следующие варианты:
- построить избыточные СБ на широте размещения ЛБ, распре-
делив их по половине окружности (по лунной широте) и соединить
их линиями электропередач длиной порядка 3000...5000 км;
- построить ЛБ на полюсе Луны, а СБ установить на вышке;
- использовать аккумуляторы, емкости которых хватило бы на
снабжение ЛБ электроэнергией в течение 14 сут.
Первый вариант явно нереален (во всяком случае, для ЛБ), вто-
рой вариант тоже, так как Солнце может опускаться «ниже» пло-
скости лунного экватора на 24,5° и в этих случаях полюс окажется
«под горизонтом» на этот же угол. Построить же для СБ такую
башню, чтобы она не оказывалась в тени, практически невоз-
можно. Третий вариант тоже нереален. При мощности элект-
ропотребления ЛБ порядка 50 кВт масса аккумуляторных ба-
тарей современного типа (типа КНГ, емкость которых может
быть около 40 Вт-ч/кг) должна была бы составить
14 -24 -50000/40 = 420000 кг. Самый экономный вариант аккуму-
ляторов на базе электролиза воды (электролиз воды, зарядка ак-
кумулятора во время лунного дня и затем соединение накопленных
водорода и кислорода в электрохимических генераторах) потребует
буферного запаса воды (и соответственно водорода и кислорода)
примерно 14-24-50000/2000 = 8400 кг (с учетом КПД электрохи-
мических генераторов). К этой массе нужно добавить массы сосудов
Дюара для хранения кислорода и водорода в жидком состоянии и
холодильных машин. Конечно, можно подумать и о лунной СОЭС
с ректенной в окрестностях базы, но это тоже сложное решение.
Наиболее целесообразными вариантами энергоснабжения ЛБ
представляются ядерный реактор или радиоизотопный генератор с
106
г
I
9. БАЗА НА ЛУНЕ
тепловыми преобразователями выделяемой энергии в электриче-
скую. Атомный реактор или радиоизотопный генератор можно бы-
ло бы использовать также в качестве источника теплоты для сис-
темы терморегулирования ЛБ. Атомный реактор предпочтительнее
радиоизотопного генератора, так как до включения реактора не
требуется радиационная защита. Радиационную защиту персонала
ЛБ от работающего реактора можно обеспечить при установке его
в колодце (т.е. радиационная защита персонала и посетителей ЛБ
может быть обеспечена за счет заглубления электростанции в лун-
ный грунт).
Система терморегулирования может состоять из радиато-
ров, жидкостных контуров для термостатирования и подогрева
(включая их теплообменники, насосы, компенсаторы и т.п.),
холодильно-сушильных агрегатов (ХСА) для отбора теплоты от
атмосферы внутри гермопомещений и сбора влаги из атмосфе-
ры гермопомещений ЛБ.
Обеспечение персонала базы кислородом и водой представ-
ляется целесообразным осуществлять с помощью регенераци-
онных установок. Кислород можно получать разложением СО2,
например, в реакторе Сабатье и частично путем электролиза во-
ды. Воду можно получать из паров воды в атмосфере ЛБ (выде-
ляемых в атмосферу людьми при дыхании и через кожу) и из
урины. Замкнутый цикл воды в атмосфере включает в себя сбор
воды с помощью ХСА, очистку ее с помощью фильтров и ионо-
обменных/' колонок и консервацию. Замкнутый цикл регенера-
ции урины осуществляется в сборниках урины, фильтрах, ис-
парителях, конденсаторах, электролизерах и электрохимиче-
ских генераторах, работающих на кислороде и водороде.
Питание персонала можно обеспечить либо привозной с Земли
обезвоженной пищей (примерно 0,6 кг/чел.-сут, т.е. для базы в
целом 1300...1500 кг/год), либо пищей, выращенной в оранжерее
с искусственным освещением. На ЛБ необходимо иметь туалет и
душ в каждой каюте, а также прачечную для стирки белья. Из-
ношенные белье, одежду, обувь, скафандры придется заменять
доставляемыми с Земли.
Компьютеры ЛБ должны обрабатывать измерения герметично-
сти, состава атмосферы, параметры теплового режима, работы обо-
рудования основных помещений, луноходов, скреперов, находя-
щихся на кораблях ЛБ, внешних исследовательских инструментов.
107
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Компьютеры должны анализировать эти измерения, диагностиро-
вать оборудование базы, кораблей и ее подвижных средств, осуще-
ствлять межмашинный обмен с вычислительными центрами на Зем-
ле, управлять средствами, обеспечивающими взлет и посадку ко-
раблей на ЛБ.
Связь базы с луноходами, ушедшими за горизонт (расстояние
до горизонта на Луне примерно 2,5 км) или за холмы, может осу-
ществляться через наземные радиостанции (хотя и с заметной вре-
менной задержкой). При расположении ЛБ на обратной стороне Лу-
ны проблема связи существенно усложняется, что свидетельствует
в пользу размещения ЛБ на видимой стороне Луны. Для эффектив-
ного функционирования ЛБ помимо самих сооружений станции, по-
видимому, целесообразно построить дороги в районе базы.
Для регулярной смены персонала ЛБ, для обеспечения грузо-
потока Земля - ЛБ необходимо иметь систему транспорта и обслу-
живания, в которую могли бы входить:
- низкоорбитальная околоземная станция обслуживания, совер-
шающая полет по орбите, лежащей в плоскости экватора Земли на
высоте примерно 400 км (аналогично НС базы на ГСО);
- посещаемая станция на орбите спутника Луны (ЛОС);
- многоразовые РН для доставки КА на орбиту спутника Земли;
- многоразовые ГК и ПК для доставки на НС грузов и людей и
возвращения их с НС;
- многоразовые ГК и ПК для спуска грузов и посетителей с ЛОС
на ЛБ и доставки грузов и персонал с ЛБ на ЛОС;
- многоразовые межорбитальные ГК, курсирующие между НС
и ЛОС (скорее всего, корабли с ЭРД, использующие в качестве бор-
товой электростанции СБ);
- многоразовые межорбитальные корабли для перевозки людей
между орбитами НС и ЛОС (будут это корабли с ЭРД или с исполь-
зованием РД на химическом топливе, сейчас сказать трудно; скорее
всего это будут корабли с использованием химических РД и тормо-
жения в атмосфере при возвращении на орбиту НС).
Имеются разные соображения о месте размещения ЛБ. Так, раз-
мещение в районе лунного экватора удобно для осуществления
транспортных операций Земля - Луна и радиосвязи. Размещение
108
9. БАЗА НА ЛУНЕ
в районе одного из полюсов удобно для АФ наблюдений (меньше
ограничений по длительности наблюдений, но зато придется огра-
ничиться наблюдениями только в одной полусфере). Кроме того,
при этом появляется надежда (правда, сомнительная) найти льды
из газов и даже водяной лед. Но в этом случае могут быть затруд-
нения при связи и транспортных операциях. На сегодня размещение
ЛБ в районе экватора представляется более предпочтительным.
Можно представить такую последовательность работ над созда-
нием ЛБ:
1) подробное картографирование поверхности Луны с целью вы-
бора места строительства ЛБ;
2) высадка рекогносцировочной экспедиции, проведение подго-
товительных работ на поверхности;
3) доставка к месту строительства ЛБ строительных материалов,
оборудования, роботов;
4) высадка на поверхности Луны строительной экспедиции,
строительство ЛБ, ее испытания;
5) высадка первой смены персонала ЛБ.
Без серьезного проекта оценить возможные расходы на создание
ЛБ едва ли возможно. Но даже по оценкам только транспортных
расходов в предположении использования дешевых многоразовых
транспортных средств стоимость создания ЛБ будет едва ли меньше
нескольких сотен миллиардов долларов.
109
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
10.1. Возможные цели
Лунная экспедиция принесла американцам восстановление пре-
стижа лидера технического прогресса, большой технический опыт
и ничтожные по нетривиальности привезенной информации резуль-
таты. А обошелся этот престиж, самоуспокоение, «Лунное ТВ-шоу»
в 25 млрд. долл. Сколько же может стоить марсианская экспеди-
ция?
Стоимость работ в ракетно-космической технике за последние
два десятилетия возросла в 3 - 5 раз. Стартовая масса лунного экс-
педиционного комплекса на орбите спутника Земли составляла при-
мерно 130 т. Цо оценкам конца 60-х - начала 70-х годов стартовая
масса одного корабля марсианской экспедиции может составлять
примерно 300...500 т (а то и больше), да и кораблей, и технических
средств для марсианской экспедиции, скорее всего, потребуется
больше. Значит, можно ожидать, что марсианское путешествие
группы космонавтов обойдется в 500...1000 млрд. долл. Это очень
большие затраты.
Президенты Р. Рейган и Дж. Буш несколько раз создавали ко-
миссии по определению долгосрочных целей космической програм-
мы и всегда в ответ получали слабо обоснованные лозунги: «экспе-
диция на Марс», «колонизация Марса», «освоение Солнечной сис-
темы». Появление этих неубедительных, с моей точки зрения, пред-
ложений на первый взгляд было трудно объяснить.
В нашей стране такой подход казался вполне естественным. Бы-
ло кому «подбросить» М. Горбачеву идею выступления с объединя-
ющей два народа космической программой марсианской экспеди-
ции (МЭ). Военно-промышленный комплекс (ВПК) в условиях окон-
чания холодной войны и неизбежного сокращения расходов на во-
оружение был заинтересован в получении пусть и бессмысленного,
но крупного правительственного, подкрепленного международны-
ми обязательствами заказа. Марс, конечно, его не интересовал. На-
110
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
до думать, и в демократических США ВПК-лобби действует, исходя
из тех же стремлений, разве, как правило, лучше маскируемых.
Как следовало бы подходить к выбору крупной долгосрочной
работы, возможные затраты на которую могут оказаться порядка
1000 млрд, долл.? Авторам предложения надо было бы предвари-
тельно убедиться, а потом доказать, что эта работа либо жизненно
необходима, либо может принести вдохновляющие интересные ре-
зультаты, либо очень выгодна, даст конкретные материальные вы-
годы, превышающие (хотя бы впоследствии) затраты.
Какие цели стоило бы рассмотреть? Может быть, следующие:
- строительство системы СОЭС (возможно, это окажется полезно
и выгодно);
- строительство гигантских радиотелескопов, поиск сигналов
от внеземных цивилизаций (есть шансы получить совершенно не-
тривиальную информацию);
- методические исследования планет Солнечной системы;
- создание экономически рентабельного эффективного произ-
водства на орбите;
- экологический контроль и исследования природных ресурсов
Земли;
- МЭ;
- решение некоторых наземных проблем.
К последним можно отнести, например, создание экологическо-
го автомобиля, наземную энергетику, ограничение роста сельско-
хозяйственных угодий путем перехода к промышленному производ-
ству продуктов питания, проблему строительства современных го-
родов, проблему народонаселения и др.
Можно ли доказать, что эти средства стоит израсходовать имен-
но на марсианские экспедиции?
Критерии выбора направлений работ обычно таковы: «выгодно»,
«интересно», «перспективно».
Колумб обосновывал свои предложения по экспедиции королю
в основном выгодностью. Это - серьезный довод и наиболее убеди-
тельный для тех, кто распоряжается финансами. Сейчас даже труд-
но представить, чтобы нашлись простаки, которые бы поверили в
выгодность марсианской экспедиции.
111
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Что выгодного можно найти на этой безжизненной мрачной пла-
нете, где практически везде круглый год отрицательные темпера-
туры, где в полдень на марсианском экваторе освещение такое же,
как у нас к вечеру, где нечем дышать.
Какие полезные ископаемые можно было бы привозить с Марса?
В природе нет таких полезных ископаемых, которые стоило бы во-
зить с такими транспортными затратами.
Может быть, попробовать обосновать марсианскую экспеди-
цию с позиции «интересно», например, исследовать Марс как од-
ну из ближайших планет Солнечной системы или искать следы
других цивилизаций? Но почему именно на Марсе, а, например,
не на Луне? Если же искать следы представителей других циви-
лизаций, побывавших в Солнечной системе, то целесообразней
начинать с Луны или с Земли.
Правда, интересной может быть задача о поиске живых орга-
низмов на Марсе.
Более 100 лет назад итальянский астроном Скиапарелли наблю-
дал якобы каналы на поверхности Марса. С тех пор вопрос о жизни
на Марсе мучает людей.
Но суть дела не в этом вопросе. Самым интересным было
бы найти живые организмы на Марсе, хотя бы на уровне бак-
терий. И понять механизм воспроизводства жизни (будь она там
обнаружена). Тогда можно было бы получить хотя бы одну экс-
периментальную точку в исследовании вопроса о происхожде-
нии жизни. «Посев» или «самозарождение». Чтобы получить
ответ на этот вопрос, можно было бы потратить и тысячу мил-
лиардов долларов.
Но есть ли шансы обнаружить живые организмы на Марсе? На-
ши и американские автоматические КА, высаживавшиеся на Мар-
се, следов живых организмов не обнаружили. В общем, по весьма
скудной информации об использованной методике обнаружения
живых организмов трудно судить о достоверности полученного ре-
зультата. Есть ли уверенность в том, что приборы КА обнаружат
живые организмы в Антарктиде? Ведь если искать на Земле место,
где условия похожи на марсианские, то это как раз Антарктида
(табл. 22).
112
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
Положительная температура все же наблюдается на поверхности
Марса. Кроме того, на крупномасштабных фотографиях поверхно-
сти Марса видны следы водяной эрозии - высохшие русла рек (прав-
да, не понятно, что по ним текло). Есть также предположения о
наличии подземных или даже подледных водяных озер, т.е. покры-
тых льдом, а сверху пылью. Если они есть, то в таких озерах может
быть вода с температурой около нуля. А если может быть вода, то
может быть и жизнь.
Таблица 22. Температура иа поверхности Марса
Широта, градусы Температура, °C
среднесуточная максимальная днем минимальная ночью
Зима
-90 -97 -97 -97
60 -90 -86 -93
-30 -70 -10 -90
0 -45 1 25 -85
Лето
+ 30 -30 + 26 70
+ 60 -25 + 10 -47
+ 90 -20 -20 -20
Но шансов на обнаружение живых организмов мало. Дело в том,
что кислорода в атмосфере Марса практически нет; состав атмос-
феры Марса такой, %: 95 - СО2; 2...3 - N2; 0,01...0,1 - Н2О;
< 0,0002 - О2. А если раньше жизнь была, то в атмосфере должно
бы быть заметное количество кислорода. Пока же обнаружен только
атомарный кислород в верхних слоях атмосферы.
По современным представлениям, кислород в атмосфере Земли
появился в результате геологических процессов и жизни растений -
фотосинтеза, а СО2 и SO2 - в результате вулканической деятельно-
сти.
Трудно представить самозарождение жизни на Марсе. Более ве-
роятен «посев» спор вследствие космических катаклизмов или Гос-
подом. Возможно, на Марсе есть экологические ниши (подледные
8-1716
113
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
озера, расщелины), в которых можно обнаружить живые организ-
мы.
Может быть, надо искать неорганическую жизнь? Но тогда по-
чему именно на Марсе?!
Можно было бы предложить следующую стратегию поисков ор-
ганической жизни на Марсе:
- поиски признаков жизни с помощью автоматических КА
(АКА), во многих и «разных» по условиям точках поверхности;
- поиски живых организмов с помощью АКА с предваритель-
ным анализом результатов на месте;
- доставка на Землю с помощью АКА проб атмосферы, грунта,
воды из разных точек.
Правда, доставка на Землю живых организмов с Марса может
оказаться для Земли опасной. Есть и другое осложняющее обстоя-
тельство: на Марсе уже побывало много земных АКА, которые мог-
ли завезти земные бактерии на Марс, хотя меры по дезинфекции
и применялись.
Таким образом, задача поисков живых организмов на Марсе се-
годня не отвергается, так как это может быть интересно. Но шансов
на положительный результат поисков немного.
Перспективность исследований Марса для возможной его коло-
низации вызывает сомнения.
Условия на поверхности Марса явно не пригодны для жизни
людей: ускорение силы тяжести на поверхности (0,4 от земного) и
период вращения вокруг собственной оси (24 ч) вполне приемлемы,
но средняя суточная температура везде меньше нуля, плотность ат-
мосферы у поверхности около 0,01 земной, давление атмосферы у
поверхности около 0,06 земного, кислорода в атмосфере нет.
Нельзя ли когда-нибудь в будущем создать на Марсе условия,
приемлемые для жизни людей, создать на нем атмосферу, содер-
жащую достаточное для дыхания количество кислорода? Такие
мысли и фантастические варианты решений иногда возникали при
обсуждении «марсианских перспектив».
Например, «биологический вариант»: в атмосфере есть СО2, а по-
тому можно осуществить биологический цикл эволюции - организо-
вать фотосинтез с разложением СО2и получением О2 Но энергии Солн-
ца попадает на поверхность Марса примерно в 2 раза меньше, чем на
поверхность Земли, а поэтому на создание кислородной атмосферы
может уйти порядка миллиарда лет. Кроме того, СО2 в атмосфере Мар-
114
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
са слишком мало, и давление в этой кислородной атмосфере также
слишком малое (не более 0,06 земного), а вулканическая деятель-
ность на Марсе, если и была, то, по-видимому, закончилась.
«Технический», или «промышленный», вариант, т.е. осущест-
вление производства кислорода для марсианской атмосферы с по-
мощью технических средств, например из песка с помощью сили-
коновых реакторов. Сколько же нужно произвести кислорода? На-
пример, у поверхности Земли кислорода около 2000 кг/м2. Прини-
мая, что для Марса нужно не меньше, и вспомнив, что диаметр
Марса около 6780 км, получим 2000 л-67802-106 == 3-1017 кг. Для
получения 1 кг кислорода нужно затратить энергии (1...3)-106 Вт-с,
т.е. всего (0,3...1,0)1024 Вт-с.
Сколько же потребуется времени на выработку такого ко-
личества энергии? Предположим, что мы построим на Марсе
электростанции (и найдем для них топливо) общей мощностью
порядка 1012 Вт (примерно соответствует общей мощности ЭС
на Земле в наше время). Тогда с учетом временного КПД порядка
0,5 получим время создания кислородной атмосферы
(О,3...1)1О24/О,5-1О12 = (6...18)1011 с « 20000...60000 лет. Много-
вато.
Для реализации этого варианта на Марсе нужно построить про-
мышленные предприятия и электростанции, по мощности сравни-
мые с земными, осуществлять всю эту работу с помощью армии
роботов (искать полезные ископаемые, добывать их, обогащать ру-
ду, производить кислород, материалы и себе подобных). И все это
в течение 50000 лет!
«Ядерный вариант»: ядерные процессы на поверхности планеты,
разогрев пород до разложения и выделения кислорода. Но в этом
случае будут выделяться и другие, токсичные газы (SO, F и др.).
В результате получим ядовитую атмосферу, опаленную пустыню и
радиоактивный грунт; очистку же осуществить невозможно без во-
дорода, которого нет.
Но даже если бы и удалось каким-то чудом решить проблемы
атмосферы, то как быть с тепловыми условиями? Эти условия хуже,
чем в Антарктиде. На поверхность Марса, освещенную Солнцем,
поступает 600...650 Вт/м2. Можно ли решить проблему тепла?
Рассмотрим возможность какого-либо решения проблемы подо-
грева, например создания дополнительного Солнца на орбите с пе-
8'
115
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
риодом обращения около 12 ч (6 ч днем, 6 ч ночью). Для этого оп-
ределим высоту орбиты г:
2л г л3/2
т = 7^77 = ’
где Т - период обращения; г - гравитационная постоянная Марса.
Отсюда
V4,3-104-122-36002
------------г------ ~ 12660 км .
4 л2
Пространственный угол, который будет перекрываться Марсом,
а/2 = arcsin гм/г ~ arcsin 3394/12660 ~ 15,5°.
Соответственно а « 31° ~ 0,54 рад, что приведет к тому, что на до-
лю Марса достанется примерно 0,54 / 4 л = 0,043 излучения «до-
полнительного» Солнца.
Чтобы на поверхность Марса падало столько же энергии, сколь-
ко и на поверхность Земли, необходимо следующее количество энер-
гии, излучаемой дополнительным Солнцем,
W ~ SM (1400 - 650)/0,043 « 0,785-33942-106-750/0,043 ~
~ 1,6-1017 Вт = 1,6-1014 кВт,
т.е. в 100000 раз больше, чем энергия всех электростанций Земли.
Предположим, что это - термоядерное Солнце. Какой расход
дейтерия и трития необходим для выделения этой энергии?
Наиболее эффективная термоядерная реакция 3Т + 2D может
давать выход q ~ 3,51-1014 Вт-с/кг при КПД около 20 % и, сле-
довательно, в год потребуется примерно 86400-365-1,6 х
X 1017/0,2 3,51 -1014 = 4,5 -1О10 кг трития и дейтерия (45 млн. т
в год). Следовательно, это тоже неосуществимо.
В настоящее время возможность колонизации Марса представля-
ется весьма сомнительной. Если в знаниях человечества появится что-
то новое, что позволит всерьез рассматривать возможность колониза-
ции Марса, то только тогда и стоит вернуться к этой задаче. А сейчас
это не может быть доводом в пользу МЭ.
Итак, сегодня обоснование необходимости и целесообразности
МЭ, анализ соотношения расходов и возможных результатов - самое
слабое место в этой теме.
116
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
Отношение к МЭ будет изменяться с улучшением благосостоя-
ния общества. В благополучном обществе желание любопытных лю-
дей участвовать в подобных экспедициях, а также надежды (пусть
и весьма слабые) на обнаружение живых организмов на Марсе мо-
жет оказаться сильнее доводов логики, и работы над осуществле-
нием МЭ смогут состояться.
10.2. Беспилотные этапы
Чтобы увеличить шансы на успех пилотируемой экспедиции,
перед ее высадкой должны быть проведены беспилотные исследо-
вания Марса с помощью АКА. Задачами этих исследований могли
бы быть: картографирование с разрешающей способностью 0,3...
...0,6 м; высадка на поверхность Марса АКА для исследований ат-
мосферы планеты, метеорологии, поверхностных пород и полярных
шапок, поисков подповерхностных озер; высадка на Марс и достав-
ка обратно на Землю АКА с пробами грунта, атмосферы и воды
(если ее удастся найти); доставка в марсианскую атмосферу шаров-
зондов для регулярных исследований атмосферы, картографирова-
ния наиболее перспективных для МЭ районов поверхности, для ме-
теоисследований.
Результатами беспилотного этапа МЭ могут быть: выявление на-
иболее подходящих районов для высадки пилотируемой экспеди-
ции (2-3 района); уточнение условий работы экспедиции в этих
районах; расстановка радиомаяков-ответчиков для обеспечения вы-
садки МЭ в выбранном районе.
При разработке проекта экспедиции возможно будет сочтен це-
лесообразным еще один беспилотный этап, осуществляемый в
предыдущую оптимальную дату полета к Марсу. Оптимальные даты
(во время которых для полета требуются минимальные энергети-
ческие затраты) появляются примерно с интервалом в 25 мес. За-
дачами этого беспилотного этапа могут быть: доставка на марсоста-
ционарную орбиту (МСО) и введение в действие СР; высадка в вы-
бранных районах МЭтелеуправляемых исследовательских самоход-
ных АКА с бурильными установками, которые начнут
перемещаться по поверхности после прибытия МЭ на орбиту спут-
ника Марса; марсоходов; жилых и рабочих помещений планетной
части МЭ. При разработке проекта экспедиции также следует учи-
117
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
тывать опасные условия на планете: практическое отсутствие ат-
мосферы, пустыню, низкие температуры, пылевые бури.
Поскольку время полета к Марсу составляет примерно 6...7 мес,
интервал между оптимальными датами около 25 мес, то вторая бес-
пилотная часть МЭ должна вылететь за 31...32 мес до прилета МЭ
на орбиту спутника Марса и работать там до отлета МЭ к Земле,
т.е. еще в продолжении примерно 18 мес. Таким образом, ресурс
АКА должен быть порядка 4 лет (основное оборудование АКА дол-
жно будет работать даже при отсутствии его активной деятельно-
сти). Управлять АКА с Земли нельзя, так как слишком большая
временная задержка между посылкой команды и приходом сооб-
щения на реакцию на нее - 6...40 мин. Можно лишь включать и
выключать различные программы. Поэтому целесообразность вто-
рого беспилотного этапа вызывает сомнения. Возможно, стоит от-
править разного рода АКА МЭ в оптимальную дату, предшествую-
щую вылету МЭ, не к месту назначения, на поверхность Марса, а
на орбиту спутника Марса (ОСМ), так как условия консервации на
ОСМ существенно стабильнее и благоприятнее, чем на поверхности
Марса, где суточные изменения температуры поверхности могут со-
ставлять порядка 100... 110 °C, на орбите нет ветра (на Марсе при
спокойной атмосфере ветер порядка 10 м/с, во время пылевых бурь
до 70...100 м/с). Кроме того, два года - большой срок, за это время
могут появиться новые идеи о месте высадки.
СР целесообразно было бы иметь на МСО для обеспечения
связи между планетной экспедицией и орбитальной частью МЭ,
между подвижными группами и базовым лагерем планетной ча-
сти МЭ.
Радиус МСО можно вычислить по известной формуле
Т2
г = 3 V ----о ~ 20108 км
4 л2
при высоте МСО над поверхностью Марса около 17000 км.
10.3. Общая схема
Общая схема осуществления МЭ представляется следующей:
- создание средств осуществления МЭ;
118
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
- создание на относительно низкой (порядка 400 км) орбите око-
ло Земли ОС для обслуживания МЭ (ОСО МЭ);
- сборка марсианского комплекса (МК) на ОСО МЭ, его подго-
товка, обслуживание и испытания;
- заправка МК;
- полет МК к Марсу;
- выход МК на ОСМ;
- уточняющие исследования места высадки экспедиции с ОСМ;
- высадка планетной части экспедиции и выполнение работ на
поверхности планеты;
- возвращение планетной экспедиции на орбитальную часть МК;
- возвращение на Землю.
1 0.4. Выбор базовой орбиты
Выбор базовой орбиты спутника Марса, на которую будет вы-
водиться МК после прилета к Марсу, влияет и на последователь-
ность работ МЭ, и на ее энергетику.
Возможные варианты базовой орбиты:
- круговая орбита, высота которой h ~ 300...400 км (лучше по-
ниже, но с учетом затрат топлива на компенсацию торможения МК
в атмосфере Марса);
- сильно вытянутая эллиптическая орбита с высотой перицентра
(периария) йп ~ 300...400 км и с высотой апоцентра йа ~ 15000...
...30000 км;
- МСО.
Критериями для выбора базовой орбиты могут быть энергетика
МЭ и стабильность решений. Ясно, что параметры базовой орбиты
спутника Марса не влияют на энергетику отлета марсианских ко-
раблей от Земли. Выбор базовой орбиты будет влиять на энергетику
выхода на ОСМ, спуска планетной экспедиции, возвращения пла-
нетной экспедиции на базовую орбиту, где будет оставаться орби-
тальный корабль экспедиции, а также на энергетику возвращения
к Земле с базовой орбиты.
С целью упрощения оценочных расчетов примем орбиты Земли
и Марса компланарными и круговыми. Тогда можно достаточно
просто произвести оценку необходимых изменений скорости на раз-
ных этапах полета. Для варианта выхода на низкую круговую ОСМ:
119
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
а) приращение скорости при выходе в район Марса (на «беско-
нечности» от Марса, т.е. на расстоянии, на котором сила тяготения
Марса заметно меньше силы тяготения Солнца), нужное для пере-
хода с хомановского эллипса перелета Земля - Марс на орбиту Мар-
са
V2
- — \ ~ 2620 м/с ,
ч 1 + ГОМ/ОЗ /
где об - изменение скорости, необходимое для перевода МК с пере-
ходного эллипса полета к Марсу на орбиту Марса; им - скорость
Марса в его движении вокруг Солнца; гом и гоз - радиусы соответ-
ственно орбиты Марса и орбиты Земли;
б) тормозной импульс для перехода с межпланетной траектории
на круговую ОСМ
где окр = у ~
43000
. - 88М~7 400 ° 3366 “/с
Соответствующие/<к вых ОСМ = е 2067/3300 ~0,53и//то„~ 0,47.
На ОСМ можно выйти с меньшими затратами, если использовать
для торможения атмосферу Марса. Идея этого варианта выхода на
ОСМ заключается в следующем. Высота периария (перицентра) вы-
бирается такой, чтобы траектория МК проходила в относительно
плотных слоях атмосферы Марса и МК в процессе движения в ат-
мосфере затормозился до скорости, обеспечивающей его переход на
промежуточную орбиту с высотой апоария, равной высоте базовой
орбиты. После выхода МК из атмосферы в апоарии промежуточной
орбиты ему сообщается дополнительный импульс для перевода МК
на базовую орбиту.
Следовательно, в этом варианте для выведения на выбранную
орбиту будут две статьи расхода массы - массы ТЗП, которую при-
дется ввести в этом случае для всех элементов МК (в том числе и
для орбитального корабля), и массы топлива для выдачи импульса
подъема периария промежуточной орбиты. Относительная масса
ТЗП корабля «Шаттл» составляет около 8,4 % от посадочной массы.
Учитывая, что квадрат скорости корабля при возвращении в ат-
120
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
мосферу Земли составляет 78002 » 6-107 м2/С2, а у марсианского
корабля при входе в атмосферу Марса (со скоростью, превышающей
вторую космическую для Марса) равен (3366 + 2067)2= 2,9 10~м2/с2
(т.е. в 2 раза меньше), можем принять для оценки, что относитель-
ная масса ТЗП МК приемлемой формы, необходимая для исполь-
зования торможения в атмосфере при выходе на ОСМ, составит не
более 7 % (т.е. /1тзп ® 0,07).
Для оценки импульса подъема периария можно воспользоваться
формулой
где hL, « 4 - ~ 4,5 ; Ла - Лп « 380 км и ДопоД «= 85 м/с ; соот-
ветственно
Д/И.,гоп. под/^МК ж
» 0,026 « поД .
Таким образом, //тзп + /'топ. под < ОД- Следовательно, вариант
с использованием торможения МК в атмосфере Марса для выхода
на низкую ОСМ почти в 5 раз эффективнее, чем традиционный ва-
риант перехода с орбиты на орбиту за счет работы РД. Правда, по-
явятся и свои сложности в таком варианте маневра около Марса.
Кроме того, выигрыш при использовании такого варианта относит-
ся только к выходу на ОСМ, а затраты на возвращение с поверхности
Марса на ОСМ и на возвращение с ОСМ на Землю будут определяться
только параметрами базовой орбиты.
При выходе на МСО, где оМСо ~ 1^60 м/с
До ОМСо
- 1 i860 м/с .
Для выхода на сильно вытянутую эллиптическую орбиту
2
1 + гн/гЯ
«в 1100 М/с
при периарии гп ~ 3794 км и апоарии га ~ 20108 км.
121
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Здесь икр.п - скорость на круговой орбите, высота которой равна
высоте периария.
Оценим энергетику перехода с базовой ОСМ на траекторию спу-
ска.
Импульс для перевода планетного корабля с круговой ОСМ на
траекторию спуска
-----------------------------------------------
2
1 . г 77
+ ГОСМ' гп.сп ?
где гп сп ~ периарий траектории спуска в отсутствие сопротивления
атмосферы.
Для оценок можно принять гп == 3394 км. Отсюда, для спуска
с низкой ОСМ этот импульс примерно равен 95 м/с, а для спуска
с МСО около 675 м/с.
На спуск с сильно вытянутой орбиты требуется импульс
( 1---------- 1-----------------
V 2 V 2
Аи„„ ~ V т------------— — V -------------- = 65...90 м/с .
сп п.кр 1 + г/г 1 + га/гпсп
а 11 a ll.vii
Следовательно, энергетика спуска с низкой круговой и с сильно
вытянутой эллиптической орбит примерно одинакова.
Теперь оценим энергетику возвращения планетной экспедиции
на различные варианты базовой ОСМ.
Выведение ракеты с поверхности Марса на низкую (Л == 400 км)
круговую орбиту потребует затрат характеристической скорости
ух.кр ~ ”кр + J £м sin di « икр + J g3 sin0 di ==
« 3366 + 0,4-1200 « 3850 м/с ,
где gM = gM/g3 « 0,4 .
Для оценки характеристической скорости выведения в периа-
рий сильно вытянутой орбиты сначала определим скорость КА в
периарии:
V2
1 + г /г ~ 3460 м/с.
Л т 1П/
И соответственно ох == 3460 + 480 == 3940 м/с.
122
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
При выведении на МСО первый импульс скорости будет при-
мерно тот же, а второй - для перехода с сильно вытянутой эллип-
тической орбиты на МСО -
°х2 ~ °МСО
= 640 м/с.
И соответственно ох,мсо ~ 3940 + 640 « 4580 м/с.
Как уже говорилось, от выбора параметров базовой орбиты будет
зависеть и импульс ухода с ОСМ на траекторию полета к Земле:
- при уходе с низкой круговой ОСМ оу » 2100 м/с;
- минимальный импульс для ухода с сильно вытянутой орбиты
(из перицентра) примерно равен 1100 м/с;
- при уходе с МСО импульс «I860 м/с.
Теперь можно составить результирующую табл. 23, которая мо-
жет быть полезной при выборе базовой орбиты.
Таблица 23. Энергетика этапов марсианской экспедиции для разных способов
выхода и разных высот базовых ОСМ
Основные операции и результаты Низкая ОСМ, выход с помощью РД Низкая ОСМ, выход за счет торможения в атмосфере Сильно вытянутая эллиптическая орбита МСО
Выход на ОСМ 2100 - 1100 1860
0,47 0,1 0,28 0,43
Спуск 95 95 90 675
0,03 0,03 0,03 0,19
Выведение на 3850 3850 3940 4580
ОСМ 0,69 0,69 “оу 0,75
Отлет к Земле 2100 2100 1100 1860
0,47 0,47 0,28 0,43
8145 6045 6230 8975
п (1 - Л,) 0,084 0,143 0,15 0,057
Примечание. В числителе приведен импульс скорости, м/с, в знаменателе
относительная масса топлива или ТЗП, требующаяся для данной операции.
На основе приведенных оценок представляется целесообразным
выбрать схему выхода на ОСМ с использованием торможения в ат-
123
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
мосфере Марса и в качестве базовой орбиты - круговую ОСМ, высота
которой 300...400 км (подлежит уточнению с учетом затрат на ком-
пенсацию торможения кораблей остатками атмосферы Марса).
В пользу этой рекомендации можно привести следующие сооб-
ражения.
1. Если выбирать круговую орбиту, то, с одной стороны, это при-
водит к увеличению энергетики (и к соответствующему увеличению
затрат топлива) отлета корабля к Земле с ОСМ, а с другой - к умень-
шению необходимой энергетики (к уменьшению затрат топлива) вы-
ведения планетного корабля с поверхности Марса на ОСМ при воз-
вращении планетной экспедиции на ОСМ. Учитывая, что топливо
еще придется предварительно спускать с ОСМ на поверхность
Марса, то эти затраты могут в какой-то степени компенсировать
друг друга.
2. Сильно вытянутая орбита может деформироваться, ее пара-
метры могут быть недостаточно стабильны, что может привести к
дополнительным ограничениям на даты возвращения экспедиции
и увеличить энергетику возвращения.
3. МСО на первый взгляд обладает тем преимуществом, что ор-
битальная часть МК может быть неподвижной относительно места
высадки экспедиции, поддерживать с ней регулярную связь и обес-
печивать связь между подвижными средствами экспедиции и пла-
нетным кораблем. Но энергетически эта орбита невыгодна ни при
выходе на нее, ни при спуске с нее на поверхность Марса, ни при
возвращении планетной экспедиции на МСО.
Нельзя утверждать, что эта рекомендация достаточно обоснова-
на - показаны лишь подход к поиску решения, необходимость са-
мого поиска решения. Однако такое обоснование нужно, так как
параметры базовой орбиты и способ выхода на нее - один из прин-
ципиальных технических моментов МЭ.
Рекомендация по базовой орбите справедлива, если для меж-
орбитальных перелетов между ОСЗ и ОСМ используются РД на
химическом топливе. Если же для межорбитальных перелетов ис-
пользовать ЭРД, то анализ дает другие результаты: использова-
ние торможения в атмосфере Марса оказывается нерациональ-
ным (рх ~ 3366 м/с, п,.х = 0,97 и ,.,1Х ~ 0,03); низкая и
эллиптическая орбиты будут почти одинаково эффективны.
Кроме высоты базовой орбиты нужно выбрать ее наклонение.
124
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
Орбита в плоскости экватора устойчива, на каждом обороте
можно найти момент для спуска в выбранную точку, практически
в любой момент можно вернуться с планеты на ОСМ. К тому же,
ее использование делает возможным без заметного увеличения
затрат топлива высадку планетной экспедиции в полосе вдоль эк-
ватора шириной порядка нескольких сотен километров (если ог-
раничиваться величиной потерь порядка 100 м/с и использовать
боковой маневр за счет аэродинамического качества аппарата
планетной экспедиции).
Если наклонение орбиты не равно нулю (т.е. орбита не лежит в
плоскости экватора), то возникает ряд осложнений:
- для спуска в выбранный район необходимо проводить коррек-
цию орбиты, обеспечивающую прохождение трассы вблизи этого
района;
- спуск возможен не чаще, чем один раз в сутки (что несуще-
ственно при нормальном ходе процессов, но при необходимости осу-
ществления спасательных операций может оказаться важным);
- при возвращении планетного корабля на ОСМ старт с Марса
будет возможен только один раз в сутки;
- в случае, если мы выберем в качестве базовой орбиты сильно
вытянутую эллиптическую орбиту, для спуска и возвращения на
ОСМ придется добиваться совпадения плоскости орбиты с местом
посадки и прохождения корабля через периарий орбиты именно в
тот момент, когда плоскость орбиты проходит через место высадки
экспедиции.
При отсутствии более подробного рассмотрения баллистической
части проекта предпочтение следовало бы отдать орбите, плоскость
которой близка к экваториальной. Но такое решение нельзя считать
правильным: место высадки экспедиции должно определяться це-
лями экспедиции, за исключением ситуации, когда одно из наибо-
лее предпочтительных мест высадки лежит в экваториальной зоне
Марса (это вполне возможно).
10.5. Планетный корабль
Формирование облика кораблей МЭ следует начинать с «кон-
ца» - с марсианского планетного корабля (МПК). Стремясь к ми-
нимизации проблем, можно было бы исходить из следующих осо-
бенностей МПК:
125
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- экипаж три человека;
- время пребывания планетной экспедиции на поверхности Мар-
са 3...18 мес;
- основные части МПК - кабина, взлетная ракетная ступень,
шлюз, стыковочный узел, посадочное устройство, посадочная ра-
кетная ступень, тормозной щит;
- обеспечение жизнедеятельности экипажа в основном за счет
замкнутых по кислороду и воде регенерационных циклов;
- СЭП, скорее всего, на базе радиоизотопных генераторов.
Оценка состава и масс ПГ ракеты, обеспечивающей выведение
экипажа с поверхности Марса на ОСМ, приведена ниже, кг:
Экипаж...................................................300
СОЖ......................................................800
Скафандры ...............................................100
СТР......................................................500
СЭП......................................................800
БВК......................................................200
Система управления двигателем (СУД) .....................400
Связь....................................................100
СУБК ....................................................200
Стыковочный узел.........................................200
Бортовая кабельная сеть..................................400
Конструкция............................................. 2000
Резерв..................................................1000
Всего ПГ................................................ 7000
Зная эту массу, можно оценить основные параметры взлетной
ракеты:
/<К = e-v// = е-3850/3300 = 0>31
Следовательно, дтоп = 0,69, и принимая отношение массы кон-
струкции ракетной ступени к массе топлива ракеты равным 0,07,
получим /<пг ~ дк - /<бак дтоп = 0,31 - 0,07 0,69 « 0,26.
ПГ для взлетной ракеты является кабина с экипажем. Отсюда
можно определить взлетную массу планетного корабля при старте
с поверхности Марса: и1ПКвзл « 7000/0,26 ~ 27000 кг, из них при-
мерно 18500 кг топлива.
Тягу взлетной ракеты можно определить по стартовой перегруз-
ке, считая для оценки, что при взлете с Марса нужна примерно
такая же перегрузка, что и при старте с Земли - 1,2...1,4:
^взл ^взл 150 кН.
126
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
Массу двигателя с такой тягой можно оценить примерно в
270 кг, а массу элементов ДУ в 130 кг. Следовательно, отношение
массы двигателя и массы ДУ к массе топлива составит примерно
0,022, что не противоречит принятой ранее относительной массе
конструкции ракеты 0,07.
До оценки размеров следует выбрать компоненты топлива и оп-
ределить объемы баков - не хотелось бы, высаживая экспедицию
на чужую планету (да еще «в поисках жизни»), использовать ядо-
витые компоненты. Поэтому в качестве топлива примем пару ке-
росин -I- пероксид водорода при соотношении расходов окислителя
и горючего km ~ 3. Тогда масса и объем горючего
^ВЗЛ (1 Лк) ^ВЗЛ (1 Лк)
1 + ’ 7г = (1 -*,п)Рг ’
^взл (1 Лк) ^под
Объем бака горючего V6 г =--- , .---------,
(1 + кт) рг
где Апод - отношение полного объема бака к объему компонента топ-
лива (коэффициент «подушки») перед включением двигателей (при-
мем 1,1); рг - плотность горючего.
Диаметр сферического бака горючего
d6.r ~
б ^ВЗЛ (1 А к) ^под
л (1 + А(П) рТ
и соответственно диаметр бака окислителя
"Vy/ ® ^взл (1 Лк) ^под
V я(1 + А,;|)ро
Можно представить достаточно логичный вариант компоновоч-
ной схемы взлетной ракеты с кабиной (снизу вверх):
- кольцевой двигатель с укороченным центральным телом;
- сферический бак горючего;
- сферический бак окислителя;
- сферическая кабина диаметром около 3 м;
- рамы, соединяющие три сферы и двигатель с установленными
на них приборами и оборудованием, не требующими размещения в
герметичном отсеке.
127
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Общая длина такой ракеты составит примерно 10 м при макси-
мальном диаметре около 3 м; удлинение 3 ; 1 представляется до-
статочно разумным.
Кроме взлетной ракеты с экипажем в состав планетного корабля,
отделяющегося от орбитального для того, чтобы совершить посадку
на Марс, пО'Виднмому, должны входить следующие основные части:
посадочное устройство, тормозные устройства (экраны, ПС, щитки),
тормозные двигатели, средства, оставляемые на поверхности Марса
перед возвращением планетной экспедиции на ОСМ (исследователь-
ское оборудование и инструменты, шлюзовая камера, дополнитель-
ные жилое н рабочее помещения и др.), стартовое устройство.
Если стартовая масса ракеты составляет около 27 т, то для сле-
дующих оценок посадочную массу МПК можно в первом прибли-
жении принять равной 40 т.
Масса топлива для перехода с низкой круговой орбиты на
траекторию спуска niTon сп ж 40000 95/3300 - 1150 кг, а
"Чоп.сц/^МПК 88
Скорость и угол между вектором скорости и горизонтом при под-
ходе к поверхности Марса можно определить в предположении ква-
зиустановившегося движения по ранее полученным формулам:
V2 тмпк &м
---------------------- .
(1 + /г) sin 0 S рм сд.
0 да arc tg k,
откуда можно получить следующую зависимость:
fe, градусы.....0,5 0,7 1,0
0,градусы 63 55 45
Для МПК, близкого по форме к спускаемому аппарату «Аполло»
или имеющего впереди достаточно большой щит (сх тах == 1,2), мож-
но получить характеристики, приведенные в табл. 24. В этой таб-
лице т.топ - масса топлива, необходимая для гашения установив-
шейся скорости еуст.
128
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
Таблица 24. Влияние размеров МПК иа основные характеристики МПК
Параметр Параметр, м
5 10 15
Ууст> м/с 400 250 200
'Птоп/'ПМПК 0,18 0,114 0,09
^кон.ТЗп/^МПК 0,01 0,04 0,09
ОТтоп + ткон/тМПК 0,19 0,144 0,18
Следовательно, для аппарата такой формы минимум затрат на
посадку (минимум суммы масс экрана и топлива) получается при
диаметре экрана около 10 м. Чтобы увязать полученные ранее раз-
меры с таким диаметром экрана, надо либо на спуске «положить»
взлетную ракету на экран, либо скомпоновать ее по-другому - в
виде аппарата с удлинением примерно 1,5.
Если использовать на участке посадки форму МПК, хорошо увя-
зывающуюся с формой взлетной ракеты, т.е. если и на этом участке
МПК будет иметь вид карандаша с удлинением около 3...4 (вариант
«планирующего карандаша»), то можно при диаметре миделя около
4 м и k = 0,7 получить скорость подхода к поверхности Марса при-
мерно 500 м/с (сверхзвуковая скорость).
На первый взгляд этот вариант представляется менее выгодным,
чем вариант со щитом. Но если в конструкцию МПК ввести ПС даже
с несколько завышенной массой около 1 т (включая основной купол
площадью примерно 2000 м2, вытяжной и тормозной купола, ра-
ботающие при сверхзвуковой скорости, узлы, тросы и механизмы
подвески и перецепки, элементы упрочнения конструкции и т.п.),
то скорость снижения на ПС будет
2-40000-3,9 _
2000-0,06-1,25-0,8 ~ 50 м/с ’
относительная масса топлива для гашения этой скорости
упс п
Щ-гоп/^МПК ” (n — 1) / ~ 0’028 ,
где п - перегрузка при торможении в процессе посадки, которую
при оценке примем равной 2,2 (см. далее).
Относительная масса топлива и ПС составит:
ттоп+Пс/тМПК ~ 1>0/40 + 0,028 ~ 0,06.
9-1716
129
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Таким образом, вариант «планирующего карандаша» с ПС ока-
зывается и более конструктивным, и более эффективным. Однако
не следует забывать о затратах на посадочный двигатель, планетное
жилое помещение, посадочное устройство, стартовый стол, ТЗП и
др. В рассмотренных вариантах эти затраты, скорее всего, будут
одного порядка.
В варианте «планирующего карандаша» может возникнуть во-
прос о температуре на ПС в момент ее введения. Максимальную тем-
пературу набегающего потока на поверхности ПС можно оценить
по известной формуле
- 273 ~ 150 °C ,
где Ток - температура окружающей атмосферы, К; k - показатель ади-
абаты для атмосферы Марса; М - число Маха в момент введения ПС.
Оценка показывает, что этот вопрос можно решить, если вы-
тяжной и тормозной купола сделать из относительно термопрочной
ткани. При каждом рассмотрении вопроса об использовании ПС,
катапультируемых кресел, скафандров следует обращать внимание
на допустимость температурных условий, при которых они будут
использоваться.
Для всех вариантов может оказаться существенным вопрос о тя-
ге и соответственно о массе посадочного двигателя, обеспечиваю-
щего торможение непосредственно перед посадкой. Нетрудно по-
лучить соотношение, определяющее относительную массу топлива,
расходуемого на посадку при данной скорости v перед включением
посадочного двигателя (ПД)
«Чоп + «^ПД V П
»ипк +
где АПд = ^пду/^Пд! тПду _ масса ПД и элементов его двигатель-
ной установки.
Приравняв нулю производную по посадочной перегрузке п, по-
лучим
«опт
«опт 1 («опт - I)2
- АПД £м - 0 >
откуда определим оптимальную величину посадочной перегрузки:
ЛтЛпд^М
130
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
Приняв и ~ 50 м/с , /уд «= 3300 м/с , ~ 3,9 м/с2, АПд =
~ 0,0027, получим для варианта «планирующего карандаша» с ПС
оптимальную перегрузку при работе посадочного двигателя ио1ГГ = 2,2
и относительную массу посадочного топлива и посадочной двигатель-
ной установки около 0,05.
Перегрузка, возникающая при работе посадочного двигателя,
отнесенная к взлетной массе ракеты возвращения с кабиной, будет
2,2 -40/27 = 3,26. Из этого результата напрашивается вывод о том,
что стоит рассмотреть целесообразность:
- использования на участке посадки МПК двух двигателей при-
мерно с одинаковой тягой, чтобы они вместе обеспечивали перегруз-
ку около 2,2,
- запуска обоих этих двигателей при старте ракеты возвращения
и сбрасывания одного из них, например, после набора 90 % тяги.
Если конструктивно это не слишком усложнит МПК, то такая
схема могла бы улучшить его массовые характеристики и повысить
безопасность планетной экспедиции.
Оценки состава и массы основных составляющих посадочной ча-
сти МПК для варианта «планирующего карандаша» дали следую-
щие результаты, кг:
Топливо для схода с орбиты .................................. ИЗО
Топливо для посадки ........................................ 1100
ПС с элементами конструкции................................. 1000
Ваки и элементы ДУ............................................ 650
Посадочный двигатель . ...................................... 620
Посадочное устройство........................................ 1000
Жилое и рабочее помещение, остающееся на посадочном устройстве 2000
Стартовое устройство......................................... 1000
Электростанция и блок обогрева МПК, работающий на поверхности
Марса......................................................... 1000
ТЗП......................................................... 1000
Исследовательское оборудование............................... 1500
Резерв........................................................... 1000
Всего........................................................... 13000
Масса исследовательского и вспомогательного оборудования,
принятая здесь, может быть и другой, например 10000 кг, что будет
определяться схемой работы и высадки планетной экспедиции. Та-
ким образом, для дальнейших оценок лучше было бы принять массу
МПК 40...50 т.
Выбор компоновочной схемы МПК на данном этапе затрудни-
телен. Целесообразно было бы расположить основные отсеки и баки
9
131
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
в следующем порядке: кабина, бак горючего, бак окислителя, дви-
гатель взлетной ракеты, планетные жилое и рабочее помещения,
шлюз, посадочный двигатель. Но при такой компоновочной схеме
двигатель взлетной ракеты затенен планетными помещениями, в
момент посадки центр масс будет располагаться довольно высоко
над поверхностью.
Следовательно, либо надо отказываться от идеи использования
взлетного двигателя при посадке (что одновременно, и безопасней -
меньше опасность повреждения взлетного двигателя, например,
камнями, разлетающимися при воздействии струи двигателя на по-
верхность), либо и для этого варианта рассматривать компоновоч-
ную схему с формой корабля «Аполло».
Положительные стороны последнего варианта: относительно
низкое положение центра масс приземляющегося аппарата; ниже
скорость, при которой вводится ПС; может быть, удастся исполь-
зовать взлетный двигатель на участке посадки.
Отрицательные стороны этого варианта: возрастают аэродина-
мические потери при возвращении на ОСМ; аэродинамическое ка-
чество на участке спуска в атмосфере будет не более 0,4...0,5, что
затруднит управление траекторией спуска.
10.6. Орбитальный корабль
В состав марсианского орбитального корабля (МОК) могут войти
герметичные отсеки для жилых и рабочих помещений; шлюз со сты-
ковочным узлом; негерметичные отсеки; возвращаемый аппарат
(ВА) (в случае использования схемы прямого возвращения экипажа
экспедиции на Землю со входом ВА в атмосферу Земли со второй
космической скоростью).
Хотелось бы иметь следующие жилые и рабочие помещения:
шесть кают (по числу членов экипажа) с душем и туалетом в каждой
каюте, лабораторию, кают-компанию, кухню, помещение для фи-
зических тренировок и медицинского контроля, медицинский ка-
бинет и госпиталь, рубку управления, радиационное убежище, при-
борный отсек для оборудования, требующего размещения в герме-
тичном помещении.
СОЖ экипажа может включать в себя: системы обеспечения га-
зового состава и водоснабжения; сбора и регенерации конденсата;
сбора углекислого газа с помощью регенерируемых поглотителей;
132
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
сбора и очистки урины; электролиза воды; разложения углекислого
газа; очистки и регенерации технической воды; очистки от вредных
газовых примесей (фильтры); очистки от пыли (противопылевые
фильтры); регулирования давления; запасы воды и кислорода; сред-
ства питания: обезвоженные продукты; витаминную оранжерею;
холодильники; кухонное оборудование; скафандры с бортовыми
средствами вентиляции и подготовки скафандров к работе.
В состав системы энергопитания (СЭП) могут входить СБ, ак-
кумуляторы и автоматика. Необходимую мощность СЭП можно оце-
нить только приближенно. Например, на основном блоке станции
«Мир» (при экипаже три человека) средняя мощность СЭП около
15 кВт, чего явно мало для МОК: только для обеспечения работы
СОЖ с замкнутыми по воде и кислороду циклами нужно еще около
6 • 1500 = 9000 Вт. Кроме того, нужно предусмотреть резерв порядка
10 кВт. Для оценок примем мощность СЭП МОК 50 кВт. При оценке
размеров СБ СЭП необходимо учесть следующие обстоятельства:
- солнечная постоянная в районе Марса примерно в 2,25 раза
меньше, чем в районе Земли (Гом/гоз ~ 1»52 = 2,25);
- время пребывания МОК не в тени Марса около 0,6Тобр,
- МОК на ОСМ и СБ ориентируются таким образом, чтобы пло-
скость СБ была примерно перпендикулярна к направлению на Сол-
нце. Тогда необходимая площадь СБ будет 50000-2,25/100 0,6=
= 1875 м2, которая может быть обеспечена с помощью двух панелей
размером 30 х 30 м.
В СТР целесообразно включать внутренние и внешние гидрокон-
туры термостатирования и переноса теплоты (холодильно-сушиль-
ные агрегаты, воздушно-жидкостные теплообменники, насосы,
компенсаторы, регуляторы, тепловые трубы), радиаторы.
Для вывода теплоты на радиатор целесообразно применять теп-
ловые трубы, чтобы заменить один или два внешних гермоконтура
на большое количество отдельных внешних контуров (по существу,
это секционирование внешних контуров СТР для защиты их от про-
боя метеорами) и сократить механизмы с движущимися элемента-
ми.
Площадь радиатора при мощности СЭП примерно 50 кВт и ми-
нимальной температуре на радиаторе примерно 220 К (как на ко-
раблях «Союз» и на ОС «Мир») составит примерно 500 м2. Это -
значительная площадь, которую нужно разместить таким образом,
чтобы она не затеняла СБ и не мешала их нужной ориентации. Пло-
133
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
щадь радиатора можно существенно сократить, если в составе СТР
иметь два радиатора: один - с минимальной температурой примерно
220 К («холодный радиатор») площадью 100 м2, другой, с мини-
мальной температурой примерно 270 К («теплый радиатор») пло-
щадью 160 м2.
Кроме радиаторов и СБ вне гермоотсеков целесообразно разме-
стить исследовательские приборы (телескопы; ТВ-камеры; спект-
рометры; зонды и маяки, сбрасываемые в атмосферу и на поверх-
ность Марса; оптические и радиолокационные приборы для наблю-
дения за поверхностью Марса); оптические планетные и звездные
приборы для системы ориентации и управления; маршевый двига-
тель, баки и другие элементы его ДУ; управляющие двигатели и
их ДУ; антенны.
Оценим массу и объем топлива МОК. Суммарная характеристи-
ческая скорость, м/с, отработку которой должна обеспечить мар-
шевая двигательная установка МОК при схеме МЭ с использованием
атмосферы Марса для выхода на ОСМ, определяется:
- коррекциями траектории полета от Земли к Марсу..........100
- подъемом периария после торможения МК в атмосфере....... 85
- коррекциями ОСМ до спуска МПК на Марс................... 35
- коррекциями ОСМ перед возвращением
планетной экспедиции на МОК................................ 50
- переходом с ОСМ на траекторию полета
к Земле....................................................2100
- коррекциями траектории возвращения к Земле...............100
Всего..................................................... 2470
Из этой суммы скорость 220 м/с сообщается общей массе МПК +
+ МОК, а 2250 м/с - массе МОК.
Приняв в первом приближении тмок « 90 т, т^пк ®= 50 т, по-
лучим массу топлива ттоп i » 9 т, тто п2 « 45 т и в сумме « 54 т.
Приняв, как и ранее, в качестве компонентов топлива пероксид во-
дорода и керосин с km = 3, можем оценить массу компонентов и
размеры баков:
ткер = 54/4 = 13,5 т при диаметре сферического бака горючего
Л3/ 6-13500-1,1
dr~ ’ л • 800 ~ 3,3 М
(если будет необходимо использовать именно сферический бак);
т.пер = 54 -3/4 = 40,5 т при диаметре сферического бака
134
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
V 6*40500-1,1
л 1400 3,93 м
(если будет применен сферический бак).
К этому следует прибавить примерно 5 т на баки, двигатель и
элементы ДУ.
Таким образом, в этом варианте на собственно конструкцию и
оборудование МОК (без топлива, баков и ДУ), включая аппарат воз-
вращения и ТЗП МОК, остается 90 - 54 - 5 = 31 т, что в первом
приближении можно было бы принять за основу, исходя из того,
что масса аппарата возвращения в атмосферу Земли может быть
5...8 т, конструкции МОК - около 10 т, экипажа и оборудования
-16...13 т.
Прежде чем обсуждать основу компоновочной схемы МОК, нуж-
но вспомнить о радиационной опасности. Дело в том, что при клас-
сической схеме МЭ примерно с полуторагодовым пребыванием экс-
педиции в районе Марса общее время полета МЭ составляет при-
мерно 3 г (около 1000...1100 сут).
Результаты проведенных ранее оценок необходимой удельной
массы поверхности радиационного убежища в зависимости от вре-
мени полета и периода активности Солнца (АС) приведены ниже:
Время полета, сут Требуемая защита, кг/м2: 50 100 500 650 1000
в период минимума АС . . 40 45 100 300 00
в период максимума АС . . 100 120 150 200 300
Из этих оценок следует, что главным фактором радиационной
опасности (для рассмотренной схемы полета) является ГКИ. Вспом-
ним, что допустимая для человека доза, бэр: при полете в течение
6 мес - 110, 12 мес - 150; при большей экспозиции - не более
200. Доза ГКИ под защитой обычной конструкции герметичной
оболочки при минимальной АС - 100 бэр/год, а при максималь-
ной - 50 бэр/год.
Прежде чем размышлять о влиянии этих результатов на подход
к компоновочной схеме МОК, следует сделать вывод о том, что ле-
теть к Марсу надо не просто в оптимальную по энергетике дату, а
в оптимальную дату, близкую к периоду максимума АС, при том
135 ’
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
условии, что АС действительно достигает необходимого уровня (это
наблюдается не во всякий пик АС). Вывод настолько серьезный,
что требует дополнительных исследований и расчетов.
Пока будем исходить из того, что эти оценки верны. Практиче-
ски это означает, что в каждом 11-летнем цикле АС будет пять энер-
гетически оптимальных дат для старта к Марсу, из которых можно
использовать, по-видимому, не более двух (а то и ни одной).
Для создания радиационного убежища (РУ) можно использо-
вать:
- ту часть оборудования МОК, которую можно расположить вок-
руг убежища (все время полета);
- сухие баки ДУ (все время полета);
- топливо ДУ (кроме времени полета на участке возвращения
к Земле);
- ВА в качестве защиты с одного из торцов радиационного убе-
жища (все время полета);
- МПК в качестве теневой защиты со стороны противоположного
ВА торца радиационного убежища (только до момента спуска пла-
нетной части экспедиции на поверхность планеты).
Отдельному рассмотрению в связи с радиационной опасностью
должна быть подвергнута и компоновка МПК.
Исходя из того, что РУ представляет собой цилиндр, торцы ко-
торого прикрыты ВА и МПК, оценим его возможную длину. При-
мем, что в качестве массы для РУ можно использовать около 75 %
оборудования, т.е. 9...12т, массу гермооболочки и экрана, т.е. около
9 кг/м2, часть массы баков и других элементов ДУ массой примерно
4 т.
Приняв dpy = 3 м (экипаж практически все время будет прово-
дить в РУ), можно определить длину цилиндра РУ
тобор + тбак _ Ю500 + 4000 _
Zpy ~ я <*РУ (Яру - Яоб) ~ * 3 (300 - 9) ~ 5’3 М-
При такой длине РУ на МОК можно будет разместить только
общее помещение, выполняющее функции и рабочего помещения,
и столовой, и зала для физических упражнений, и спальни, как на
«Салютах», без кают, рубки управления, кают-компании, лазарета.
Иначе придется везти на МОК лишнюю, «паразитную» массу. Для
136
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
ее оценки примем d ~ 4 м, Укают= 20 • 6 = 120 м3 и Ураб пом ~
~ 120 м3.
Тогда суммарная масса боковой поверхности РУ должна состав-
240
лять .— л • 4 -300 = 72000 кг.
л • 4-16
Едва ли можно на этот вариант ориентироваться, так как масса
довольно большая. Правда, эта масса не обязательно «паразитная».
Может быть и такой подход: для обеспечения на МОК приемлемого
для длительного путешествия объема разместить на нем дополни-
тельное оборудование (исследовательское, служебное, запасы пищи
и др.) общей массой порядка 60...70 т.
Но вернемся к поиску минимального варианта. До отлета с ОСМ
можно использовать для радиационной защиты не только оборудо-
вание и баки, но и около 54 т топлива. В сумме топливо, баки и
оборудование, которое можно использовать для создания РУ, может
составить около 70 т, т.е. примерно столько, сколько нужно.
Таким образом:
- до отлета с ОСМ нужно использовать для РУ топливо МОК,
- до отлета с ОСМ экипаж может работать и жить в помещении
объемом около 200 м3,
- после отлета с ОСМ экипаж должен в основном быть в мини-
мальном РУ (почти в течение 7 мес обратного пути).
Эти соображения и определяют компоновочную схему МОК (ус-
ловно сверху-вниз вдоль продольной оси):
- ВА диаметром 2,7...3 м и общей длиной примерно 5,5...6 м;
- РУ этапа возвращения, используемое в качестве общежития
и рабочего помещения на пути от Марса к Земле, диаметром около
3 м и длиной около 5 м, вокруг которого размещено основное обо-
рудование;
- РУ основных этапов полета (до отлета МОК с ОСМ), исполь-
зуемое вместе с РУ этапа возвращения, одновременно является ком-
плексом рабочих и жилых помещений диаметром около 3 м и дли-
ной 20...25 м, вокруг которого размещены баки с топливом;
- МПК.
Теплый и холодный радиаторы лучше всего разместить в виде
цилиндров вокруг отсеков МОК. Две СБ СЭП площадью около
900 м2 каждая целесообразно ориентировать вокруг оси, перпенди-
кулярной к продольной оси МОК.
137
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
10.7. Разгонная ракетная ступень
Эта ступень обеспечивает отлет МК с ОСЗ к Марсу. Минимальное
приращение скорости, необходимое для перехода МК с орбиты Зем-
ли на хомановский переходный эллипс между орбитами Земли и
Марса, составляет
иб.оз “ из
2
1 + гоз/гом
« 2860 м/с .
И соответственно приращение скорости, необходимое для ухода
с ОСЗ к Марсу,
До ~ Одед
2
„ иб.ОЗ
2 + 2
иОСЗ
— 1 ~ 3600 м/с .
Поскольку заправить отлетную ступень можно на ОСО МЭ не-
посредственно перед стартом и, следовательно, практически не при-
нимать мер по термостатированию компонентов отлетной ступени,
на этой ступени можно использовать водород и кислород с knl =
~ 5,6 и получить 7уд ~ 4700 м/с. Тогда для отлетающего комплекса
Лк = £>“3600/4700 я 0>4б5>
откуда, приняв Лбак+ДУ ~ 0.08, /<топ = 0,043, получим
то ~ 140/(0,465 - 0,043) ~ 330 т.
После отработки водородно-кислородная ступень может быть от-
брошена.
Итак, основные элементы марсианского комплекса при исполь-
зовании в ракетных ступенях химического топлива:
- разгонная ступень на водороде и кислороде, тС1. = 190 т;
- МОК, = 90 т, включая ДУ МОК с баками и топливом
общей массой около 59 т, и ВА массой 5...8 т;
- МПК массой 40...50 т, включая ракету возвращения массой
около 27 т.
138
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
10.8. Орбитальный корабль с использованием ЭРД
Энергетика МЭ при использовании МОК с ЭРД определяется сле-
дующими примерными характеристическими скоростями на раз-
личных этапах полета, м/с:
Уход из поля тяготения Земли с ОСЗ i^g.................. 7700
Уход к Марсу с орбиты Земли............................. 2900
Коррекции траектории полета к Марсу...................... 100
Выход на орбиту Марса................................... 2600
Выход на ОСМ ........................................... 3400
Коррекции ОСМ............................................ 100
Уход из поля тяготения Марса при возвращении............ 3400
Торможение для перехода с орбиты Марса на траекторию полета
к Земле................................................... 2600
Коррекции на пути к Земле................................ 100
Торможение при выходе на орбиту Земли................... 2900
Выход на ОСЗ............................................ 7700
Первые пять этапов относятся ко всей массе МК с суммарной
характеристической скоростью 16700 м/с, а последующие - только
к массе МОК с суммарной характеристической скоростью
16800 м/с.
Для оценок стартовой массы МК примем: массу МПК тмпк ~
® 50 т, массу МОК без бортовой электростанции, ЭРД и топлива
тмок ~ 30 т-
Относительную массу (иду = ^ду/т0) электростанции для обес-
печения работы ЭРД (включая массу ЭРД) можно оценить следую-
щим образом.
Сначала определим мощность ЭС:
Rw а т0 w
^эс ~ 2 г] 2 г/ ’
где а - ускорение корабля при работе ЭРД; w - скорость истечения
ионов или плазмы из ЭРД; г] - КПД преобразования электроэнергии
в энергию истекающей из ЭРД струи.
Затем определим массу ДУ, включая массы электростанции,
ЭРД и баков:
~ а то w 7ду
тду ~ 200017
и соответственно
139
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
а w 7ду
дДу ~ 2000 Г) ’
где </ду - удельная масса ДУ, т.е. масса ДУ, отнесенная к мощности
электростанции, кг/кВт.
Приняв для оценок а — 0,001 м/с2, w = 100000 м/с (ионные дви-
гатели), <7ду ~ 5 кг/кВт и т] ~ 0,5, получим //дУ = 0,5. /
Массу МК при старте с ОСЗ можно оценить следующим способом.
Запишем для момента старта с ОСЗ
т0 = тЭС + тМОК + тМПК + тт1 + тт2’
где тт1 - масса топлива, расходуемая до выхода на ОСМ; тт2 -
масса топлива, расходуемая с момента старта МОК с ОСМ.
Разделив обе части равенства на т0 и проведя преобразования,
получим
тт2/т0 = /'к! ~ /'ДУ - /'МОК (1 “ тМПк/тМОк)-
Для этапа возвращения к Земле можно записать
т2 = тДУ + тМОК + rnt2-
Разделив на и проведя преобразования,получим
тт2/т0 = (тЭС + тМОк) (1 ~ тк2)/тк2-
Решая совместно с предыдущим равенством для znT2/zn0, по-
лучим
_ Дк1 /<к2 ~ ^Ду
/ мок । т.мпк//пмок
Для принятых ранее для оценок характеристических скоростей
и удельного импульса ЭРД, масс МОК и МПК получим
/'к1 = е-0,167 = 0,846,
-0,168 поли
/'к2 ~ е ~ 0,845,
/'мок ~ °’09,
т0 30/0,09 ~ 330 т.
Нельзя воспринимать совпадение величин стартовых масс двух
вариантов МК как нечто существенное. Это совпадение - случайное,
так как при оценке многие факторы не учитывались.
140
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
Приведенные расчеты носят только оценочный характер и боль-
ше указывают на факторы, которые следует не забывать при про-
ведении анализа и принятии решений.
Можно представить два типа электростанций для ЭРД МОК:
- на базе пленочных СБ;
- на базе ядерного реактора с теневой защитой жилых и рабочих
помещений, с термопреобразователями тепловой энергии в элект-
рическую и с радиатором для сброса неиспользованной теплоты в
пространство.
Для массы 330 т мощность ЭС должна быть
0,001-330000 100000
~-------2000-0,5-----* 33000 КВТ •
При использовании СБ, даже если требовать ускорение
0,001 м/с2 только в районе Земли, их площадь может составить при-
мерно 330000 м2, что будет соответствовать, например, двум пане-
лям размером около 400 х 400 м и вызовет определенные трудно-
сти.
При использовании ядерного реактора трудно рассчитывать на
удельную массу ЭС примерно 5 кг/кВт, скорее, можно ожидать
7... 10 кг/кВт (первое значение приводит нас к /zK = 0,7, а послед-
нее - заводит в тупик). Правда, здесь есть возможность варьировать
скорость истечения и искать при этом оптимум: с уменьшением ско-
рости истечения уменьшаются требуемая мощность и масса борто-
вой ЭС и увеличивается масса расходуемого топлива.
Использование ЭРД для МОК имеет ряд положительных особен-
ностей:
- общие характеристики МОК более стабильны, меньше зависят
от сравнительно небольших изменений масс планетного корабля,
оборудования, даты старта и др.,
- можно использовать схему полета с возвращением МОК на
ОСЗ и сохранением его;
- при использовании ядерной ЭС есть возможность иметь на
МОК искусственную тяжесть.
Но есть и принципиальные недостатки:
- время выхода из поля земного тяготения будет составлять при
приемлемой массе ЭС около 7770/0,001-86400 = 90 сут, причем
141
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
большую часть этого времени МК с ЭРД будет совершать полет в
радиационных поясах Земли, что потребует увеличения удельной
массы защиты радиационного убежища по крайней мере до 500
кг/м2;
- время полета МЭ увеличивается примерно на время выхода
из поля тяготения Земли, время разгона для выхода на траекторию
полета к Марсу и на соответствующие периоды времени при воз-
вращении (примерно-90 + 2 -2860/0,001-86400 == 246 сут), что со-
вершенно недопустимо по соображениям защиты от ГКИ;
- поскольку масса топлива в варианте ЭРД существенно меньше,
а требуемая удельная масса радиационного убежища больше при-
мерно в 2 раза, резко увеличивается масса МОК, и мы с этим ва-
риантом заходим в тупик.
В настоящее время вариант с использованием на МОК РД на
химическом топливе выглядит предпочтительнее.
Оценки массы и характерных размеров кораблей МЭ в различ-
ных вариантах приведены в табл. 25.
Таблица 25. Оценки масс и размеров марсианских кораблей
Корабли и их элементы tn, т d, м 1, м
Вариант с РД на химическом топливе
МПК 40... 50 4 12...14
МОК (без ВА) 82 4...4,5 20...25
ВА 8 3 6...7,5
СБ (Л' = 100 кВт, две панели) 1 30x30
Общая длина 40...50
Разгонная (Н2+О2) ракета (РР) для старта с орбиты НС 190 9 16
Топливо:
МПК 20
МОК 54
РР 176
всего топлива 250
142
10. МАРСИАНСКАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ
Окончание табл. 25
Корабли и их элементы т d, м 1, M
Масса конструкции 80
Стартовая (с ОСЗ) масса 330
Вариант ЭРД с ядерной ЭС
МПК 40... 50 4 12...14
МОК (без ЭС) 30 4 12
ЭС МОК 167
Радиатор ft = 40 1 ~ 160
Общая длина 185...190
Топливо: МПК 20
МОК 86
всего топлива 106
Масса конструкции 227
Стартовая (с ОСЗ) масса 330
Вариант ЭРД с ЭС нп пленочных СБ
МПК 40...50 4 12...14
МОК (без СБ) 30 4 12
СБ (ЭС МОК) 167
СБ (две панели) 400x400
Топливо: МПК 20
МОК 86
всего топлива 106
Масса конструкции 227
Стартовая (с ОСЗ) масса 333
143
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
После отлета МК с ОСЗ помощь со стороны Земли практически
невозможна. Отсюда следует вывод:
- на борту МК все должно быть резервировано и секционировано;
- МЭ должна осуществляться на эскадре из нескольких МК.
11. ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ И РАДИОТЕЛЕСКОПЫ
11.1. Главные проблемы полета
Время
Даже при полете со скоростью, близкой к скорости света (на-
пример, со скоростью примерно 0,7...0,8 с), на галактические рас-
стояния время от старта до возвращения экспедиции будет порядка
десятков тысяч лет. Трудно представить себе условия, при которых
человеческий организм мог бы остаться пригодным для восстанов-
ления после десятков тысячелетий хранения. Но даже если бы и
удалось создать корабль, способный двигаться со скоростью на-
столько близкой к скорости света, что собственное время корабля
было в пределах жизни человека, то и тогда он возвращался бы на
Землю через многие тысячелетия по земному времени. Следователь-
но, экипаж возвращался бы в совершенно другой, чужой мир. Для
космонавтов это было бы полетом в одну сторону, и они превраща-
лись бы в путешественников-камикадзе.
Радиация
Радиация в межзвездном полете будет следствием потока ядер,
атомов и пылинок, падающих на поверхность корабля, движуще-
гося со скоростью, близкой к скорости света. Мощность потока ча-
стиц или пылинок можно оценить с помощью соотношения, если
пренебречь релятивистским эффектом увеличения их массы (при-
нимая, например, v ~ 0,7 с):
N = пч v тч v2/2,
где N - мощность, падающая на 1 м2 поверхности корабля перпен-
дикулярно к вектору скорости, Вт/м2; пч - число частиц в единице
объема, через который пролетает корабль, 1/м3; тч - масса части-
цы, кг; v - скорость движения корабля, м/с.
144
11. ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ И РАДИОТЕЛЕСКОПЫ
Масса атома водорода = 1,7-10 27 кг; масса пыли в нашей Га-
лактике примерно в 100 раз меньше массы газа; скорость света с
примерно равна 3-108 м/с; количество атомов водорода, 1/м3: в
среднем по объему нашей Галактики - около 0,5 • 106, в ее рукавах -
около 106, в «облаках» водорода - около 2-107. Таким образов,
энергия потока набегающего газа составит 104...105 Вт/м2, пыли
102...103 Вт/м2. Чтобы представить себе, много это или мало, срав-
ним эти мощности с мощностью потока протонов в радиационных
поясах Земли. Энергия одной частицы (протона или атома водоро-
да), набегающей на поверхность корабля при скорости его движе-
ния, например, около 0,7 с, равна ~ 1,7-10 27- 0,49-9-1016/2 ~
~ 3,5-10~12 Вт-с ~ 230 МэВ. Число частиц, падающих на 1 м2 в
секунду (например, при полете в рукавах Галактики), будет при-
мерно равно 0, 7-3 -1О8-1О6 ~ ?-1014 частиц/(м2-с).
Вспомним, что в наиболее опасной области околоземного ради-
ационного пояса максимальный поток протонов, имеющих энергию
до 30 МэВ, составляет примерно 1,44-109 ч/(м2-с). Следовательно,
поток опасных частиц на поверхность межзвездного корабля при
полете со скоростью 0,7 с в 105 - 106 раз более мощный, чем мак-
симальный поток протонов в радиационном поясе Земли. Под за-
щитой 10 кг/м2 в наиболее опасном месте радиационного пояса Зем-
ли за сутки набирается доза порядка 880 бэр.)
Какая же защита необходима для вычисленного потока радиа-
ции? Как защищаться от ГКИ в течение тысяч лет?
Если рассмотреть полет со скоростью, близкой к скорости света,
когда необходимо учитывать релятивистские эффекты, т.е. в дан-
ном случае - увеличение массы частиц с приближением скорости
корабля к скорости света, то обнаружим, что радиационная опасг
ность существенно большая.
Если с целью сокращения собственного (корабельного) времени
полета двигаться на первой половине пути к цели с постоянным
ускорением (например, с а = g), а на второй - с постоянным тор-
можением (и тоже с а = g), то максимальная скорость, приобретен-
ная в середине пути, отнесенная к скорости света, составит
v
- = th
с
arch
( al\
+
2с
10-1-1716
145
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
где I - расстояние до цели путешествия. При этом значение v/c будет
достаточно близко к 1.
Масса частиц, движущихся относительно корабля со скоростью
v, будет увеличиваться в соответствии с известным соотношением
Однако
ev'/c - е
v/c = th ve/c = -jy-----------
e e + e
где ve - собственная скорость корабля;
ye = f a dt И (ye/c)max = arch 1
Когда v достаточно близка к с, то е v‘/c
al '
2c2
ev</c, и
+ e-^/c)2 - (ev</c - <Tl,'/c)2
(ev‘/c +
(^/c + e~v'/c)2
Соответственно энергия набегающих на поверхность корабля ча-
стиц
£ч
тпч0 с2 ev'/c
4
20
что при путешествии к центру нашей Галактики (Z ~ 4,7-10 м)
составит Еч ~ 1,9-10’6 Вт-с ~ 1,2-107 МэВ, а общая мощность по-
тока частиц, падающая на единицу поверхности корабля,
^пот.тах ~ 6-10 Вт/м .
146
11. ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ И РАДИОТЕЛЕСКОПЫ
Это значение можно сравнить с значением максимального по-
тока энергии, падающего на единицу поверхности КА при его спуске
на Землю с орбиты (а ь>3/2):
при баллистическом спуске - около 2 108 Вт/м2,
при планирующем спуске - около 3 107 Вт/м2.
Причем этот поток энергии будет воздействовать не в течение
секунд или десятков секунд, как это происходит на поверхности
спускаемых КА, а в течение десятков лет полета. Инженерных идей
защиты экипажа и конструкции корабля от такого потока энергии
нет.
Энергетика
Рассмотрим сначала вариант без учета релятивистских эффек-
тов. Примем v = 0,7 с. Тогда характеристическая скорость для пу-
тешествия туда и обратно равна 4 0,7 с, а рк ~ е~2,8 с/1уд .
Попробуем оценить скорость истечения гелия /уд из идеального
термоядерного двигателя. Для наиболее эффективной термоядерной
реакции
2 D + 3 Т = 4 Не + + 17,6 МэВ.
Из этих 17,6 МэВ 14,1 МэВ уносятся нейтронами (14,1 МэВ не
идут на нагрев гелия). На нагрев гелия идет только 3,5 МэВ на каж-
дый атом. Масса ядра гелия пгНе ~ 41,'71О'27 кг, а энергия Еч =
= 3,5 МэВ ~ 3,5-1,6-10“13 Вт с, и, следовательно, предельная ско-
рость истечения
V2E 2-3,51,6-Ю”13 7
= V < 1,3-10' м/с = 0,043 с ,
тНе----------41,7-Ю-27
= е-П7/°,°43 ж 5.10-29.
Если, например, тк == 100 т, то т0 > 2 1030 т.
Вспомним, что масса Земли ~ 6 1021 т и Солнца ~ 2 1027 т.
Рассмотрим вариант с фотонным двигателем (7уд = с) и с мак-
симальным использованием релятивистских эффектов (здесь рас-
смотрим только энергетику). Предположим, что в двигателе исполь-
зуется идеальная схема получения потока квантов за счет анниги-
ляции вещества и антивещества в фокусе параболического отража-
10-1
147
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Рис. 9. Графики разгона — торможения с позиций экипажа (а)
и земного наблюдателя (б)
теля. Графики разгона - торможения с позиций экипажа и земного
наблюдателя приведены на рис. 9.
В качестве примера рассмотрим полет в район центра Галактики
и обратно, т.е. на расстояние I ~ 4,7- 1О20 м (или около 50000 све-
товых лет) - примерно половину диаметра Галактики.
Собственное (экипажа) время полета:
4с al '
т = — arch 1 Ч------ .
а 2с2
При а = 9,81 м/с2 те ~ 1,3-109 с ~ 42 года.
Характеристическая скорость ve = J a dt ~ 1,3-1О10 м/с ~ 43 с.
Время путешествия с позиции земного наблюдателя
те sh {arch [1 + al/(2 с2)]}
in = —-----------------z—---~ 100000 лет!
arch [1 + al/(2 с2)]
За это время Земля так изменится, что путешественники вер-
нутся уже в другой мир^ И наконец,
дк« e-M lolO/3108 s е-43 i^.io;1» .
При пгк ~ 100 т тпо = 6,6 -102° т. Получается, что масса корабля
больше массы Луны, которая составляет ~ 1,1 102° т. Причем по-
ловина этой массы - антивещество. Как его удерживать на корабле,
движущемся с ускорением 1 g? Кроме того, стартовая тяга фотон-
148,
II. ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ И РАДИОТЕЛЕСКОПЫ
ного звездолета Rq ~ mog~ 6,3-1024 Н, и мощность фотонного дви-
гателя А^ф.д ~ Ro с/2 ~ 1033 Вт. Вспомним, что мощность излучения
Солнца примерно равна 4-1026 Вт, т.е. мощность фотонного звез-
долета для полета к центру Галактики должна быть порядка мощ-
ности излучения нескольких миллионов Солнц.
Попробуем оценить более скромное предприятие - полет с воз-
вращением на дальность 100 световых лет, что соответствует
100 -365- 86400- 3-108 ~ 1018 м? Для такого путешествия собствен-
ное время полета (туда и обратно) составит
4-3-108
9,81•3,15-107
arch 1 +
9,81 0,946-1018'
~ 18 лет .
За время путешествия на Земле пройдет примерно 200 лет, а
суммарная характеристическая скорость гх ~ т(,с = 5,582109 м/с.
Соответственно пк ~ е 55,82//3 == е 18,6 == 8,3-10 9, и при пгк ~ 100 т
т0 ~ 1,2-1010 т (24000 танкеров, каждый из которых имеет водо-
измещение 500000 т).
Но не в этом главная проблема. Мощность фотонного двига-
теля составит Л/ф.д ~ 9,81 • 1,2• 1013• 3-108/2 ~ 1,8 1022 Вт =
= 1,8-1019 кВт. Это в 1 млрд раз больше, чем мощность всех элек-
тростанций на Земле. Но фотонный двигатель - не электростанция;
в нем должен идти процесс аннигиляции вещества и антивещества.
Возникает еще вопрос: как везти такое количество антивещества?
Попробуем оценить размеры зеркала фотонного двигателя.
Можно исходить из равенства поглощенной зеркалом части пада-
ющей на него энергии as излученному зеркалом количеству
энергии е ст Гзср Г4, откуда можно вычислить диаметр зеркала.
Принимая as = 0,05 (меньше едва ли можно получить), е = 0,8, ст =
= 5,7-10 8 Вт/(м2- К4) и Т ~ 1000 К, получаем
47V(b./J as о
----= 0,16 109 м = 160000 км.
л ест Г4
Многовато.
Это наиболее бьющие в глаза проблемы, на самом деле их во
много раз больше.
На уровне знаний сегодняшнего дня сделать можно только один
вывод: человек не может «проломиться» через пространство и время.
10-2-1716
149
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
11.2. Путешествие в виде пакета информации
Можно представить фантастический способ путешествия к дру-
гим звездам со скоростью света в виде пакета информации. То, что
идея берется из фантастики, не должно нас смущать - задачи, ко-
торые ставили перед собой и решали люди, нередко в первый раз
появлялись в сказках и мифах.
В этой схеме путешествия предполагается последовательность
действий:
1) «отделить» личность путешественника от его тела, записать
ее в виде некоторого объема информации;
2) передать этот объем информации в конечный пункт путеше-
ствия, на приемную станцию (например, по радиоканалу);
3) переписать этот объем информации в некоторое «пустое» тело,
чтобы путешественник мог ознакомиться с миром, в который его
передали;
4) в таком же порядке вернуть путешественника на Землю.
Сразу видны следующие проблемы:
- время (путешествие, например, к центру нашей Галактики и
обратно займет примерно 70000 лет);
- не известно, как «отделить» Личность индивидуума от тела;
- чтобы развезти заранее приемопередающие станции, потребу-
ется громадное количество времени, исчисляемое десятками и сот-
нями тысячелетий.
Отделение личности от тела для органического человека, по-ви-
димому, невозможно, но для «искусственного» - «электронного»
человека, специально сконструированного, - это представляется
возможным.
Проблему «развоза» приемопередающих станций можно ре-
шить, если найти внеземные цивилизации, вступить с ними в связь
и передать им информацию о строительстве нужных нам станций.
В связи с этим возникает мысль о том, что путешествие одного
или нескольких людей едва ли принесет налогоплательщикам боль-
ше информации, чем информация, которую можно было бы по-
лучить непосредственно от другой цивилизации.
Из сказанного можно сделать вывод о том, что межзвездные пу-
тешествия возможны: это - информационные путешествия по типу
тех, которые все мы совершаем в разные места на Земле, сидя перед
экранами телевизоров.
150
11. ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ И РАДИОТЕЛЕСКОПЫ
11.3. О возможности связи с внеземными цивилизациями
Чтобы выйти на связь с другими, внеземными цивилизациями
(ВЦ), надо обнаружить следы их деятельности: их передачи, сиг-
налы. Сразу возникает вопрос: в каком диапазоне работать? Есть
ряд соображений. Во-первых, необходимо, чтобы сигнал, излучае-
мый ВЦ, был более мощным, чем излучение звезды, около которой
располагается ВЦ.
Закон Релея - Джинса
(рис. 10) дает представление о ха-
рактере спектра звезд в диапазоне *\1 2
сравнительно больших длин волн: х. [
d Е Aq __________-------------,
= = Е^о J2 ’ А,
Следовательно, во-первых, на- Рис- 10- Закои Релея ~ Д»ииса:
1 - излучение звезды; 2 - излучение ВЦ
до работать на достаточно низкой
частоте, на относительно большой
длине волны, искать сигналы ВЦ в радиодиапазоне, чтобы подаль-
ше отойти от максимума интенсивности излучения звезды, чтобы
излучение звезды на выбранной частоте не заглушало искусствен-
ный сигнал, исходя из того, что, скорее всего, и другие цивилизации
располагаются неподалеку от звезд - естественных источников
энергии.
Во-вторых, принимаемый от передатчика сигнал должен быть
больше помех от галактических источников и внутренних «шумов»
в самом приемнике. Помехи характеризуются так называемой тем-
пературой шумов, их мощность пропорциональна температуре шу-
мов и полосе частот, в которой ведется передача.
При выборе основных параметров радиоканала связи восполь-
зуемся известным соотношением
~ гас/ш k 16 f2
^прд ~ ’
^прд “а.ирм 71 72 73
где АГ - мощность передатчика; пс/ш - отношение мощности при-
нимаемого сигнала к мощности помех (шумов), необходимое для
надежного выделения принимаемого сигнала на фоне помех; k -
постоянная Больцмана, k ~ 1,4-10 23 Вт-с/К; Тт - температура
шумов, К; А/ - полоса частот, в которой идет передача сигналов,
151
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Гц; г - расстояние между передатчиком и приемником, м; Gnp/l -
коэффициент направленности антенны передатчика; da ||рм ~ диа-
метр приемной антенны, м; гц , , 7з ~ коэффициенты, учитыва-
ющие потери в преобразователях и антенно-фидерных устройствах.
Здесь k Tm\f - мощность шумов в приемнике, Вт.
Для оценок будем принимать ис/ш ~ 10.
Выделяются два источника помех (рис. 11):
- внешние шумы, приходящие из пространства;
Рис. 11. Распределение шумов по часто-
те:
/ центр Галактики; 2 антицентр Га-
лактики; •') квантовый предел; 4 - пер-
вичное излучение; 5 шумы обыкновен-
ных приемников; 6 шумы охлаждае-
мых приемников
- внутренние шумы приемных
устройств (определяемые их кон-
струкцией и температурой прием-
ника).
Эти шумы, а также квантовый
предел нужно учитывать при вы-
боре частот, на которых следует
вести поиск. Квантовый предел
где h - постоянная Планка; f - ча-
стота, на которой идет передача;
k - постоянная Больцмана.
При выборе частот связи могло
появиться желание использовать
частоту, хорошо Известную из фи-
зики. Используем для оценок дли-
ну волны 0,21 м, которая соответ-
ствует частоте f == 1,42 ГГц (частота линии спектра атома водорода,
соответствующая частоте прецессии оси вращения электрона вокруг
его оси). Это значение - одно из наиболее точно определенных в
физике и находится в области малых помех.
Внешние шумы - это главным образом шумы от нашей Галак-
тики. В направлении на центр Галактики они почти на порядок
больше, чем в противоположном направлении, так как Земля на-
ходится на окраине Галактики. Внутренние шумы приемных уст-
ройств зависят от особенностей их конструкции: для неохлаждае-
мых приемников температура шумов 300... 1500 К, для охлаждае-
152
11, ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ И РАДИОТЕЛЕСКОПЫ
мых приемных устройств, в принципе, можно снизить температуру
внутренних шумов до 10...50 К.
Выбор ширины полосы частот для связи с ВЦ будет определяться
этапом работ. Так, для приема ТВ-передачи ВЦ или для нашей ТВ
передачи необходимая ширина полосы частот примерно равна
5-106 Гц. Едва ли с этого следует начинать, так как из формулы
для определения мощности передатчика легко заметить, что труд-
ности растут с увеличением ширины полосы частот. Поэтому при-
глашение к связи (тем более что в этом случае нужно не излучать
в одном направлении, а перекрывать излучением всю или значи-
тельную часть нашей Галактики) можно было бы делать с помощью
«маяка», работающего в достаточно узкой полосе частот, например
в полосе шириной 100...1000 Гц.
Чтобы почувствовать, нужно ли идти на использование или по-
иски «маяков», оценим размеры антенн для ТВ-передачи и приема.
Подставив в формулу для определения мощности значение ко-
эффициента направленности антенны передатчика
d2
_ а.прд
б'прд == Ю ?2 ’
Л
получим исходя из принципа равных проблем при передаче и при-
еме (т.е. в данном случае исходя из с(а прд = ^а.прм)
А/16 г2 А2
^а.прд-^а.прм- V 10 71Л2 73 ’
Приняв А/'прд ~ Ю12 Вт (мощность порядка мощности всех элек-
тростанций Земли), Тш ~ 50 К, А/ == 5-107 с ~ 0,5,
г ~ 300000000-86400-365 ~ 1016 гс л м (где гс л - расстояние в све-
товых годах), получим
-4/10-1,4-10"23-50-5-107-16-Ю32 г2л 0,04
^•ПРД = = V Ю-1012 0,5 “
~ 26 м = 0,026 км .
Полученная зависимость диаметра антенн для ТВ-передачи и
приема от расстояния между приемником и передатчиком позво-
ляет представить необходимые размеры антенн:
153
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
гсл .... 100 1000 10000 25000 50000 75000
da, км . . 0,26 0,82 2,6 4,1 5,8 7,1
Размеры обозримые, но насколько логично принята для оценки
мощность 1012 Вт? Ведь если предположить использование СБ на
передающей ТВ-станции, то размеры СБ передающей станции бу-
дут: ЬСБ ~ ^1012/100 = 100000 м = 100 км, что несравнимо с раз-
мерами антенн. Логичнее при оценке размеров принять исходя из
принципа равных проблем </а прд ~ danpM ~ ЬБб- Тогда, принимая
для оценки эффективность СБ #СБ ~ 100 Вт/м2, получаем
А6/«е/ш^шДПбг2Л2
<4.прд ~ <кпрм ~ ЬСБ ~ V 10 72 7з 9сб ~ °>4 ^с.л КМ .
При таком подходе получим другие размеры антенн для ТВ-пе-
редачи:
Гсл.............. 10 100 1000 10000 25000 50000 75000
<*..прд» Ьсв. км 0,9 1,8 4 8,6 12 15 17
Следует проверить, не будет ли забиваться сигнал ТВ-передачи
на выбранной для связи частоте излучением звезды, вблизи которой
располагается передающая станция.
Как найти ВЦ, которые захотели бы передавать информацию?
Очевидно, «зажечь» свой «маяк» и, не дожидаясь ответа, искать
маяки других ВЦ.
Мощность передатчика «маяка» определяется следующими
факторами:
- целесообразностью излучения сигналов «маяка» на звезды Га-
лактики, а не во все стороны;
- необходимостью того, чтобы сигнал «маяка» был больше из-
лучения звезды, около которой он располагается (в диапазоне ча-
стот излучения «маяка»).
Исходя из тех же соображений о равенстве проблем, можно
оценить размер антенн для поиска «маяков» при условии, что
этот размер примерно равен размеру СБ для передатчика «мая-
ка» .
Принимая Тш = 20 К, Ду = 100 Гц, получим зависимость
154
11. ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ И РАДИОТЕЛЕСКОПЫ
л ______ l ______ 1 ‘А 0,5х-т—0,25
“а.прм ~ ®СБМ ^с.л^а.прд ’
где гс л - расстояние до «маяка» в световых годах, а размеры ан-
тенны и СБ - в километрах. С помощью этой зависимости, учиты-
вая конфигурацию Галактики при выборе коэффициента Ga.npfl в
зависимости от расстояния, получим следующие диаметры ан-
тенн для поиска «маяков»:
^С.Л 10 100 1000 10000 25000 50000 75000
Z"* ^а.прд 1 1 1 20 20 20 20
^а.прд» • • 5 15 49 73 115 163 200
Как видим, размеры и мощности «маяков» и приемных уст-
ройств для поиска сигналов «маяков» других цивилизаций - того
же порядка, что и возможные размеры солнечных орбитальных
электростанций.
11.4. Возможности обнаружения сигналов внеземных
цивилизаций
В каком объеме пространства, на каких расстояниях можно бы-
ло бы ожидать обнаружения «маяков» ВЦ? Какие размеры антенн
потребуются для их обнаружения?
В 1961 г. Дрейк предложил формулу для оценки возможного
количества ВЦ в нашей Галактике:
^ВЦ ~ ^зв пВц тСущ,ВЦ = 20 пВц тСущ Вц ,
где N3B — среднее количество звезд, появляющихся в год, оценива-
емое на сегодня примерно 2 • 1011:1О10 = 20 (где 2-1011 - общее число
звезд в Галактике, 1О10 - возраст Галактики, лет); пВц - относи-
тельное количество звезд, около которых развились цивилизации,
способные к связи с другими ВЦ; тсущ Вц - среднее время сущест-
вования цивилизаций, лет.
Относительное количество звезд, около которых развились ци-
вилизации, способные к связи с другими ВЦ, предлагалось оцени-
вать по формуле
гаВЦ ~ Лье гапл Лк Льр Лт/с’
где fп с - доля звезд, обладающих планетными системами; ппл -
среднее количество планет около звезды; /ж - доля планет, на ко-
торых возможно возникновение жизни; fn р - доля планет, на ко-
155
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
торых возникла жизнь и развилась до возникновения разума; /пус -
доля планет с разумной жизнью, на которых развивается цивили-
зация, способная выйти на межзвездную связь.
«Экспертная» оценка, выполненная на одном из первых конг-
рессов CETI (обоснованность которой вызывает сомнения), дала сле-
дующий результат: пВц ~ 0,005.
Если исходить из этой оценки, общее количество ВЦ, способных
вести межзвездную связь,
^вц ~ 20-0,005 тсущ.вц = 0,1 тсущ.вц
и относительное количество ВЦ
_ к.1л_12
дг . . — Wj5 1U тсущ.ВЦ •
<’зв
Это значение, умноженное на число «прослушанных? звезд, бу-
дет указывать на вероятность поймать сигнал «маяка» или выйти
на прямую связь.
Учитывая распределение звезд в Галактике, можно оценить ми-
нимальную дальность, до которой нужно обеспечить прием и пере-
дачу сигналов, чтобы иметь возможность найти хотя бы одну ВЦ
при среднем времени существования цивилизаций тсущ.вц- Ниже
приведены оценки числа одновременно существующих ВЦ в Галак-
тике ^вц и среднее расстояние между ними 7?ср в зависимости от
среднего времени существования цивилизаций тсущ.вц, в течение
которого у ВЦ есть желание и возможности к контакту:
тсущ.вц» лет . . . ю2 ю3 ю4 ю5 10° ю'
nrii 10 ю2 ю3 ю4 ю5 10°
Яср, св. лет . . . 10000 4600 2100 1000 460 100
Для оценки возможного времени существования цивилизации
нет каких-либо убедительных соображений, а тем более данных.
Оптимистическая оценка - 1 % от геологического периода развития
планеты 6,01-109 = 107 лет; пессимистическая оценка -
100...500 лет, которая может обусловливаться такими причинами,
как самоуничтожение цивилизации (технический прогресс опере-
жает интеллект граждан), потеря интереса к внешнему миру.
Если исходить из пессимистической оценки, то надо сразу на-
страиваться на обзор всей Галактики и на радиотелескопы разме-
рами в километры.
156
11. ПОЛЕТ К ЗВЕЗДАМ И РАДИОТЕЛЕСКОПЫ
Однако можно и нужно пытаться уменьшить эти размеры, на-
пример, за счет уменьшения температуры шумов приемных уст-
ройств до 10...15 К и ширины полосы частот при поиске (но при
этом увеличится время поиска).
Можно, конечно, задаваться вопросом: а нельзя ли поймать сиг-
налы внутренней радиосвязи или ТВ-передач других цивилизаций?
Оценки необходимых для этого антенн показывают, что для попы-
ток только подслушать разговоры ВЦ из наших ближайших окре-
стностей (г < 10 св. лет) необходимы антенны порядка сотен ки-
лометров. На расстоянии до 10 св. лет от нас есть не более 20
звезд, т.е. вероятность наличия ВЦ на этих ближних звездах со-
вершенно ничтожна. Ничего удивительного нет в том, что мы ни-
кого до сих пор не слышали.
11.5. Радиотелескопы
Если мы хотим искать другие цивилизации и осуществлять ин-
формационные путешествия, мы должны выработать концепцию
поисков ВЦ и осуществлять программу создания
гигантских космических радиотелескопов (рис.
12).
Приемная антенна может быть в виде собира-
ющего параболического зеркала. Масса радиоте-
лескопа размером 10 км может быть порядка
26000 т. Основными составляющими, определя-
ющими массовые характеристики этого вариан-
та, будут: пленка толщиной около 50 ... 100 мкм
массой около 0,2 кг/м2 =200 т/км2; пространст-
венная ферма массой примерно 10...20 т/км2,
Рис. 12. Схема ра-
диотелескопа:
1 - солнечные бата-
реи; 2 - космиче-
ский аппарат с при-
емником; 3 - антен-
на
«сетка» из плоских треугольников, на которую
натягивается пленка.
Размер стороны треугольников выбирается та-
ким образом, чтобы максимальное отклонение
расчетной поверхности телескопа примерно не
превышало 0,1 Л. Отсюда
^тр ~ ^а ’
11-1716
157
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
откуда при А ~ 0,2 м, da = 10 км получим ZTp = 45 м.
Общее число стержней в двухслойной сетке из тетраэдров Fa (3 +
+ 3 + 3)/(2 STp )» 9 Fa/l2 cos 30.
Массу одного стержня со стенкой толщиной дтр (будем исполь-
зовать для оценки стержень в виде трубки) можно оценить как пгст =
= л dTp <5тр ZTp ртр , и соответственно масса сетки будет составлять
примерно тс ~ 9 Fa dTp <5трртр/((тр cos 30 )= 40 т/км2.
Главное назначение пространственной фермы радиотелескопа -
служить силовой рамой, относительно которой можно регулировать
положение узловых точек зеркала с целью обеспечения достаточной
близости поверхности зеркала к теоретической [с точностью
(0,1...0,2)А]. Регулирование отдельных узловых точек поверхности
необходимо для компенсации погрешностей изготовления и дефор-
маций (под воздействием нагрузок и температурных полей). Регу-
лирование можно попытаться осуществлять путем натяжения ни-
тей по данным лазерной системы измерений расстояний от изме-
рителя до уголковых отражателей, размещаемых в узловых точках
зеркала. Чтобы уменьшить температурные градиенты по конструк-
ции зеркала, возможно, придется конструкцию защищать пленоч-
ной блендой.
Для выявления проблем создания радиотелескопов было бы
целесообразно начинать их проектирование с размера около 1 км,
но его, по-видимому, имеет смысл осуществлять в несколько эта-
пов (например, 100, 1000 м и т.д.), чтобы постепенно набрать не-
обходимый опыт разработки, изготовления, юстировки и эксплу-
атации. Ясно, что нагрузки, воздействующие на конструкцию ра-
диотелескопа, в основном будут определяться гравитационными
моментами, которые пропорциональны квадрату угловой скоро-
сти обращения КА вокруг центра притяжения.
Напомню, что эта величина составляет, 1/с2:
для низкой околоземной орбиты......................1,3 -10'®
для ГСО . .........................................5,ЗЮ'9
для околосолнечной орбиты, близкой к земной ........4 -10 14
Эти цифры указывают на то, что радиотелескоп выгоднее вы-
водить на околосолнечные орбиты.
158
12. ОРБИТАЛЬНАЯ СТАНЦИЯ ЛАС-ВЕГАС
Кроме того, система из двух-трех радиотелескопов, выведенных
на околосолнечную орбиту и работающих синхронно, может иметь
угловое разрешение примерно 1,22 A/d0 3 и около 10 12 рад против
106...10~7 рад в лучших современных оптических телескопах.
Итак, в принципе, использование радиотелескопов на околосолнеч-
ных орбитах может увеличить разрешающую способность астрофи-
зических исследовательских инструментов на несколько порядков.
Для создания больших радиотелескопов потребуются также много-
разовые дешевые РН, многоразовые межорбитальные буксиры, ро-
боты.
В XXI в. для попыток приема первых сигналов от «маяков» дру-
гих ВЦ может появиться необходимая техническая база.
12. ОРБИТАЛЬНАЯ СТАНЦИЯ ЛАС-ВЕГАС
Задача создания ОС нового типа обусловлена тем, что в про-
цессе эксплуатации современных ОС выявились неожиданные
проблемы:
а) неэффективность работы космонавтов на орбите; деятельность
их в основном связана с рутиной обслуживания бортовой аппара-
туры, ремонтом, выполнением достаточно простых операций управ-
ления и контроля исследовательского оборудования, медицинских
исследований;
б) не выявлены те области деятельности, исследований и твор-
чества космонавтов на ОС, в которых они могут быть настолько по-
лезны, чтобы оправдывать расходы, связанные с их жизнью на ОС;
в) недекларируемое, но тем не менее имеющее место, нежелание
космонавтов длительно работать на ОС.
Возможно, не тех людей посылаем, а может быть, мала ста-
тистика. Появляется мысль: нужно существенно расширить круг
людей, работающих на орбите, причем обеспечить возможность
большинству из них работать и жить по собственной программе,
по собственному расписанию. Это можно осуществить только в
одном случае - когда каждый из них будет оплачивать полет сам,
как туристское путешествие.
11
159
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Попробуем оценить такую возможность, и в первую очередь -
стоимость полета на ОС.
При использовании системы «Шаттл» эксплуатационные рас-
ходы на один полет составляют 300...400 млн. долл. Если в районе
размещения ПГ установить герметичный пассажирский отсек, в ко-
тором можно было бы выводить на ОС до 100 человек (при той же
степени риска, что и на современном «Шаттле»), исходя из того,
что при полете пассажиров необходимо доставлять массу около 200
кг на человека, которая включает в себя массу тела самого пасса-
жира, его кресла, одежды, запасов средств обеспечения жизнедея-
тельности на полет туда и обратно, оборудование, которое придется
устанавливать в пассажирском отсеке. Следовательно, с помощью
модифицированого корабля «Шаттл» можно было бы доставлять
на ОС людей при стоимости транспортных расходов до 3,5 млн. долл,
на человека.
При использовании оптимальной многоразовой PH и многора-
зового транспортного корабля можно надеяться снизить стоимость
доставки ПГ на ОС примерно до 300 долл, на килограмм и соответ-
ственно стоимость доставки пассажиров на ОС примерно до 60 тыс.
долл, на человека. Это - уже обнадеживающий результат.
Кроме транспортных расходов нужно учесть эксплуатационные
расходы на ОС. Эти расходы при стремлении их минимизировать
будут определяться главным образом грузовым потоком на орби-
тальную станцию, необходимым для ее работы (топливо на поддер-
жание орбиты, запасы средств обеспечения жизнедеятельности, расхо-
дуемое оборудование, сменные приборы, фильтры и т.п.). Сейчас они
составляют на станции «Мир» около 3000...5000 кг/(чел.-год). Можно
представить, что при совершенствовании конструкции и оборудо-
вания ОС транспортные расходы можно будет уменьшить до 2000
кг/чел.-год и соответственно общие расходы могут составить поряд-
ка 1 млн. долл./чел.-год.
Только богатые люди могли бы себе позволить такую роскошь.
Но все же полеты людей и их жизнь и работа на ОС за свой счет
представляются возможными.
Можно ли создать на ОС Лас-Вегас (Л-В) условия, при которых
жители ее не с нетерпением отсчитывали бы дни, оставшиеся до
160
12. ОРБИТАЛЬНАЯ СТАНЦИЯ ЛАС-ВЕГАС
срока окончания экспедиции, а жили и работали там с удовольст-
вием и интересом. Впрочем, последнее зависит от самого человека,
от совершенства используемого им оборудования, которое он при-
везет с собой или позаимствует на ОС. Многое будет определяться
также объемами станции, которые можно было бы выделить каж-
дому жителю ОС. Могут быть три проблемы, связанные с размерами
ОС: масса конструкции, метеорная опасность, радиационная защи-
та.
Примем, что Л-В обеспечивает каждого из п жителей индиви-
дуальным двухкомнатным номером объемом 60 м3 и общими поме-
щениями объемом 40 м3, т.е. в сумме на каждого жителя прихо-
дится 100 м3 гермообъема Л-В.
Попробуем оценить размеры и массы оболочки для двух вари-
антов объемной компоновки: в виде единой сферы и в виде относи-
тельно плоского параллелепипеда, набранного из сфер диаметром,
например, 4 м, «толщина» которого формируется из шести сфер.
Для варианта единой сферы («идеальное» решение):
- диаметр сферы, м:
Л3/б
d = V - п 100 ~ 5,76 Vn ;
’л
- суммарную толщину стенок герметичной оболочки и проти-
вометеорного экрана можно определять исходя из прочности обо-
лочки:
^экр ^зап Р d
4 CTs
принимая /гзкр = 1 + дэкр/дг о = 1,4, /гзап = 1,5, оч = З Ю8 Па, пол-
учаем толщину, мм:
д ~ \Гп ;
- масса конструкции оболочки с экраном, т:
,2 ^экр ^зап Р & _ _
^об+экр = * d -----------р ~ 0,27 /г ;
- соответственно тпоб+экр/п = 0,27 т/чел.
161
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Для варианта ОС Л-В, объем которой набран из сфер диаметром
4 м:
- суммарную толщину оболочки и экрана из технологических
соображений примем равной 2,1 мм (<5Г 0 = 1,5 мм);
- масса, т, оболочек и экранов примерно равна 0,855 п;
- соответственно тОб+ЭКр/га ~ 0,855 т/чел.
Результаты оценок массы оболочек и экранов для этих двух ва-
риантов приведены в табл. 26.
Таблица 26. Размеры, масса оболочек и экранов для вариантов Л-В в виде
единой сферы (числитель) и в виде набора сфер диаметром 4 м (знаменатель)
п, чел. Объем V, м3 Размеры, м Толщина <5 , мм Масса, т
^ед.сф а Ъ
100 104 27 28 24 4,5 2,1 27 85
1000 ю5 58 90 24 10 2Д 270 855
10000 10е 124 280 24 22 2Д 2700 8550
100000 ю7 267 900 24 47 2Д 27000 85500
По массе конструкции первый вариант существенно лучше вто-
рого, но у первого есть и недостатки:
- на долю каждого жителя на ОС с одной общей сферой прихо-
дится меньше внешней поверхности, что уменьшает возможности
внешних наблюдений;
- общий объем ОС приводит к тому, что в нем везде постоянными
будут шум, вибрации, взаимные помехи;
- возрастает опасность общей разгерметизации ОС из-за единого
гермообъема (в варианте ОС в виде набора четырехметровых сфер
предполагается возможность термоизоляции отдельной сферы или
жилого помещения).
Потенциальные возможности для внешних наблюдений непо-
средственно из каждого жилого помещения характеризуются пло-
щадью внешней поверхности, приходящейся на долю каждого жи-
теля ОС, м2/чел.:
162
12. ОРБИТАЛЬНАЯ СТАНЦИЯ ЛАС-ВЕГАС
п, чел 100 1000 10000 100000
f«и/ч^л, Для варианта: единой сферы набора . . . 20 9 4,4 2
4-метровых сфер 15 15 15 15
Из приведенных данных следует, что преимущество набора из
относительно небольших сфер для внешних наблюдений становится
заметным с п = 1000.
Метеорная опасность обусловлена вероятностью разгерметиза-
ции ОС. Ниже приведены оценки вероятности разгерметизации
(Рразг) ОС с единым сферическим объемом за 20 лет пребывания на
орбите в зависимости от размеров ОС:
Число жителей ОС п, чел. . . 100 1000 10000 100000
ррааг............................0,95 0,35 0,09 0,02
Из этих оценок следует, что вероятность разгерметизации за
счет пробоя экрана и гермостенки метеором достаточно велика и,
следовательно, должна приниматься во внимание при конструиро-
вании ОС.
Размер бедствия при пробое стенки метеором для сферической
ОС различных размеров можно оценить по времени падения давле-
ния в станции на 20 %:
п, чел..... 100 1000 10000 100000
^пад.давл» *-ут. . 2,4 5,2 10,2 24,2
Эти цифры указывают на возможное решение проблемы опас-
ности пробоя стенки метеорами. Действительно, если иметь на ОС
надежную систему определения места пробоя стенки и доступ к лю-
бой точке поверхности гермостенки, то проблему можно решить пу-
тем ремонта и герметизации места пробоя. Последнее практически
означает, что все элементы внутренней конструкции и оборудования
должны устанавливаться на некотором удалении от стенки. При
создании объема ОС из набора относительно небольших сфер, объ-
емы которых могут быть изолированы друг от друга, опасность раз
герметизации из-за пробоя метеорами нужно оценивать уже для от-
дельной сферы. Ниже приведены оценки вероятности разгермети-
зации отдельных сфер различного размера за 20 лет, толщина сте-
нок которых определялась либо технологическими соображениями
(например, для сфер диаметром менее 13 м толщина принималась
163
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
равной 1,5 мм), либо необходимой прочностью, а также оценки вре-
мени падения давления внутри отдельной сферы на 20 %:
<*сф> м 4 8 16 32 64
^ст+экр» ММ 2,1 2,1 2,8 5,6 11,2
-Рразг 0,21 0,61 1 0,93 0,5
^пад.давл» Ч 2 15 63 125 250
Из приведенных данных можно сделать несколько заключений:
- времени на обнаружение пробоя стенки данной сферы и на
переход в соседнюю (а при необходимости и на надевание скафандра)
вполне достаточно;
- после покидания обитателями сферы с пробитой стенкой мож-
но, не торопясь, уточнить место пробоя и отремонтировать стенку;
- не обязательно объем ОС конструировать из сфер одного диа-
метра: жилые и рабочие помещения можно, например, составлять
из сфер диаметром около 4 м, а общие помещения типа конференц-
залов, ресторанов и т.п. - из сфер больших размеров;
- спальни в жилых помещениях лучше располагать не в наруж-
ном слое сфер.
Хотя вариант ОС из отдельных сфер будет большей массы, чем
ОС из единой сферы, он все же представляется более предпочти-
тельным. В пользу этого варианта говорят и изолированность от-
дельных номеров, и возможность получения приемлемых форм (на-
пример для гравитационной ориентации ОС), и возможность созда-
ния общих помещений разного размера.
Из изложенного следует, что защита ОС большого объема от
опасности пробоя стенок метеорами вполне возможна.
Радиационная безопасность связана с высотой орбиты ОС. До-
пустимое время пребывания человека на ОС определяется главным
образом расстоянием от орбиты до нижней границы радиационного
пояса в районе бразильской аномалии (от высоты орбиты до этой
границы) и наклонением орбиты.
Оценка доз, получаемых экипажами космических кораблей и
ОС, в зависимости от времени полета, высоты и наклонения кру-
говой орбиты позволяет выяснить зависимость допустимого време-
ни пребывания экипажа на орбите от высоты орбиты:
164
12. ОРБИТАЛЬНАЯ СТАНЦИЯ ЛАС-ВЕГАС
h, км ... . 300 350 400 420 445
t, год .... 12 9 5 3,3 0,5
Ясно, что с уменьшением высоты орбиты будет быстро возра-
стать количество топлива, необходимого для поддержания орбиты.
Поэтому и в случае с ОС Лас-Вегас нужно стремиться к максималь-
ной высоте. Оценки - достаточно приближенные, и поэтому высота
орбиты должна уточняться по реальным измерениям радиационной
обстановки. Эту работу можно бы начинать с высоты орбиты при-
мерно 400...420 км.
, Наклонение орбиты ОС Л-В представляется целесообразным вы-
брать с учетом следующих требований:
- трасса полета ОС не должна проходить постоянно над одними
и теми же районами (т.е. не должна использоваться экваториальная
орбита, хотя именно на экваториальной орбите меньше радиацион-
ная опасность);
- условия освещения поверхности Земли на трассе полета дол-
жны изменяться от дня ко дню для обеспечения разнообразия в ус-
ловиях наблюдения поверхности Земли (т.е. не должна использо-
ватся гелиосинхронная орбита с наклонением около 97°);
- должна обеспечиваться возможность достаточно частых на-
блюдений полярных сияний (что, по-видимому, может быть выпол-
нено при наклонениях орбиты 60...70°);
- радиационная опасность должна быть минимальной (что со-
ответствует двум группам наклонений - около 0 и более 60°);
- трасса полета должна проходить практически над всеми рай-
онами Земли, чтобы можно было видеть (в соответствующее время)
любую точку ее поверхности (требуется наклонение > 65°).
Практически мы приходим к выводу, что наклонение должно
быть около 65...75°.
Большие размеры и масса ОС Л-В практически однозначно ука-
зывают на необходимость использования гравитационной ориента-
ции, при которой ОС ориентируется таким образом, чтобы аэроди-
намическое сопротивление было минимальным.
Для СЭП целесообразнее всего использовать СБ, ориентируемые
параллельно вектору скорости, так как следует ожидать, что их
площадь будет достаточно велика. Например, для ОС с населением
всего 100 человек можно ожидать, что потребуется площадь СБ по-
рядка 10000 м2.
165
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
Представляется целесообразным на ОС иметь общие СОЖ и СТР,
а также автономные аварийные системы в каждом отдельном объ-
еме ОС, который временно может быть изолирован от остальных
объемов, что осуществляется только при необходимости.
Самое главное при создании ОС Л-В - определиться в том, что
можно и что стоит делать на ОС. Что можно было бы предложить
приезжим на космический Лас-Вегас?
Специфические развлечения:
- визуальные наблюдения (через иллюминаторы и с выходом
на внешние галлереи) поверхности Земли, полярных сияний, вос-
ходов и заходов Солнца, слоев яркости в атмосфере (серебристые
облака, аэрозоли и т.п.);
- бег, плавание, борьба, танцы в условиях невесомости;
- придумывание и опробование физических игр;
- рестораны;
- прямая радио- и ТВ-связь в зонах радиовидимости.
Исследования:
1) медико-биологические:
- организм человека и невесомость;
- творческие возможности и невесомость;
- возможности лечения или облегчения участи больных или
инвалидов в условиях невесомости;
- допустимая длительность пребывания человека в условиях
невесомости с последующим безопасным возвращением на Зем-
лю;
- влияние невесомости на развитие и организм животных,
насекомых, растений;
- использование невесомости в интересах создания эффек-
тивных медицинских препаратов;
- возможности использования биологических систем в зам-
кнутых циклах жизнедеятельности человека на борту ОС, кос-
мических кораблей и планетных баз;
- возможности промышленного производства продуктов пи-
тания в ограниченном объеме;
2) геофизические:
- атмосфера и Солнце;
- магнитное поле Земли и Солнце;
- слои яркости;
- озоновый слой, его динамика;
166
12. ОРБИТАЛЬНАЯ СТАНЦИЯ ЛАС-ВЕГАС
- экологический контроль поверхности Земли, атмосферы
и водных поверхностей, связи экологических нарушений с де-
ятельностью людей;
- возможности эффективного использования КА в интересах
сельского хозяйства;
- природные ресурсы Земли, геология, гидрология, планк-
тон;
- деятельность вулканов;
- метеорология;
- картография;
- метеорная обстановка на высотах ОС;
- радиационная обстановка на высотах ОС;
3) астрофизические:
- исследования Солнца с помощью солнечных телескопов,
спектрографов и т.п., плавающих неподалеку от ОС (хотя оста-
ется неясным, почему не управлять их работой с Земли, а об-
служивание, наладку, юстировку АФ инструментов оставить за
жителями ОС);
- изучение объектов на небесной сфере (центр нашей Галак-
тики, Шаровые скопления, двойные системы, взрывные процес-
сы, Луна и планеты Солнечной системы и т.п.) с помощью АФ
телескопов, спектрометров, плавающих в окрестностях ОС;
- обнаружение и изучение эффектов, не укладывающихся в
сложившиеся представления о нашем мире;
- обслуживание астрофизических инструментов;
4) технологические исследования в целях использования неве-
сомости и вакуума для производства на орбите:
- сверхчистых полупроводников;
- пленочных СБ;
- световодов;
- сверхпрочных материалов;
5) использование ОС в качестве орбитального полигона для про-
ведения экспериментальных работ в интересах создания СОЭС,
больших радиотелескопов, КА:
- отработка роботов;
- отработка элементов СОЭС, сборки СОЭС и т.п.;
- отработка средств наблюдения и контроля поверхности
Земли, акваторий и атмосферы;
167
КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА. ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
- отработка элементов больших радиотелескопов, их сборки
и юстировки;
- отработка многоразовых буксиров и межорбитальных ПК;
- исследования горения в условиях невесомости;
- отработка средств перемещения и т.п.
Такой перечень не может быть полным - его расширение и есть
главная задача ОС Л-В.
ОС Л-В должна предоставлять более широкие возможности для
исследовательской, поисковой и творческой деятельности. Помимо
общего и целевого оборудования в каждом номере должны быть:
- персональные компьютеры с возможностью обращения к на-
земным банкам данных и межмашинного обмена между персональ-
ными компьютерами абонента на ОС и персональными компьюте-
рами на Земле;
- средства регистрации и обработки наблюдений и исследова-
ний;
- ТВ-стереосредства для внешних наблюдений, для контроля ра-
бот на экспериментальных платформах и т.п.;
- средства связи;
- скафандры;
- справочные материалы, литература на лазерных дисках;
- видеоаппаратура;
- иллюминаторы для внешних визуальных наблюдений.
Каждый жилой номер должен иметь некоторый минимум
удобств (душ, туалет, кухню и т.п.).
Возможной клиентурой ОС типа «Лас-Вегас» могли бы быть ис-
следователи, наблюдатели, экспериментаторы, медики, биологи,
исследователи-теоретики, художники, литераторы, журналисты.
168
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ
Аржанников Н.С.. Садекова Г.С. Аэродинамика летательных аппаратов. М.:
Высшая школа, 1983. 359 с.
Балабух Л.И.. Алфутов НА., Усюкин В.И. Строительная механика ракет. М.:
Высшая школа, 1984. 391 с.
Биллингэм Дж., Тартер Джилл. Поиск внеземных цивилизаций. // Космиче-
ская биология и медицина. М.: Наука, 1994. Т. 1. С. 392-434.
Зенгер Е. К механике фотонных ракет: Пер. с нем. М.: Изд-во иностр, лит.,
1958. 144 с.
Ковалев Е.Е. Радиационный риск на земле и в космосе. М.: Атомиздат. 1976.
254 с.
Космические аппараты / В.Н. Бобков, В.В. Васильев. Э.К. Демченко и др.; Под
ред. К.П. Феоктистова. М.: Воениздат, 1983. 319 с.
Основы теории и расчета жидкостных ракетных двигателей /А.П. Васильев,
В.М. Кудрявцев, ВА. Кузнецов и др.; Под ред. В.М. Кудрявцева. М.: Высшая школа,
1983. 703 с.
Основы теории полета космических аппаратов / Под ред. Г.С. Нариманова,
М.К. Тихонравова. М.: Машиностроение, 1972. 607 с.
Ракеты-носители /ВА. Александров. В.В. Владимиров. РД. Дмитриев, С.О. Оси
нов; Под ред. С.О. Осипова. М.: Воениздат, 1981. 315 с.
Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания /
В.Е. Апемасов, А.Ф. Дрегалин, АЛ. Тишин и др.: Справочник. Т. 2. М.: ВИНИТИ
АН СССР, 1972. 489 с.
Тимнат И. Ракетные двигатели на химическом топливе: Пер. с англ. М.: Мир,
1990. 292 с.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Предисловие......................................................... 5
1. Что мы ищем в космическом пространстве .......................... 6
2. Условия работы космических аппаратов ........................... 12
2.1. Солнечная система.......................................... 12
2.2. Радиация................................................... 12
2.3. Вакуум..................................................... 16
2.4. Метеоры .................................................. 17
3. Ракеты-носители................................................ 21
4. Пилотируемые и грузовые космические корабли.................... 28
5. Контроль поверхности Земли .................................... 41
5.1. Наблюдения в оптическом диапазоне ........................ 42
5.2. Особенности КА с оптическими инструментами................ 46
6. Орбитальные станции........................................... 51
6.1. Станция «Мир»............................................. 51
6.2. Проект орбитальной станции «Фридом»....................... 54
6.3. Станция-облако............................................. 57
7. Солнечные орбитальные электростанции........................... 63
8. База на геостационарной орбите................................. 85
8.1. Задачи базы................................................ 85
8.2. Параметры базы............................................. 86
8.3. Вариант ММГК-Х............................................. 87
8.4. Вариант ММГК-Т ........................................... 91
8.5. Вариант ММГК-Э ............................................ 94
8.6. Операции обслуживания...................................... 96
9. База на Луне.................................................... 99
9.1. Энергетика межпланетных полетов с Луны.....................100
9.2. Идея колонизации Луны......................................103
9.3. Особенности лунной базы....................................104
10. Марсианская экспедиция.........................................110
10.1. Возможные цели............................................110
10.2. Беспилотные этапы.........................................117
170
10.3. Общая схема................................................118
10.4. Выбор базовой орбиты.......................................119
10.5. Планетный корабль..........................................125
10.6. Орбитальный корабль .......................................132
10.7. Разгонная ракетная ступень.................................138
10.8. Орбитальный корабль с использованием ЭРД...................139
11. Полет к звездам и радиотелескопы................................144
11.1. Главные проблемы полета....................................144
11.2. Путешествие в виде пакета информации.......................150
11.3. О возможности связи с внеземными цивилизациями.............151
11.4. Возможности обнаружения сигналов внеземных цивилизаций . . 155
11.5. Радиотелескопы ............................................157
12. Орбитальная станция Лас-Вегас..................................159
Список литературы...................................................169