Дмитрий Селин – Лунный рубеж (страница 3)

1. Система Спасаемого Двигательного Пакета (СДП) для первой ступени тяжёлой российской ракеты

Концепция: отделение двигательного блока с 5× РД-191М первой ступени после выработки топлива, его возврат на парашютах с коррекцией решётчатыми рулями.Параметры двигательного блока первой ступени в варианте СДП:

Диаметр - 8 м

Высота - 4,5 м

Сухая масса - 25 т

Двигатели - 5 х РД191М

Суммарная тяга (усл.) - 1085 тс

Ресурс (первоначальный) - 10 полётов

Точность посадки - +/- 15 м

Достоинства:

а. Экономия до 47% стоимости ступени (двигатели — 60% цены первой ступени

б. Минимальная модернизация инфраструктуры — совместим с действующими стартовыми столами

в. Простота восстановления — межполётное обслуживание 14 дней (против 60 у Falcon 9 3)

г. Точность посадки ±20 м с ИИ-коррекцией и наведением по маякам/ГЛОНАСС

Недостатки:

а. Потеря 0.9 т полезной нагрузки на систему возврата

б. Риск повреждения при гиперзвуковом отделении (скорость 4,5 М)

в. Ограниченный ресурс — 8-10 полётов из-за парашютной системы и нагрузках при посадке на землю

Сравнительный анализ эффективности (ориентировочно)

Таблица 1

Циклограмма работы СДП

Циклограмма 1

2. Ключевые компоненты:

Таблица 2

Надувные посадочные опоры СДП при посадке "двигателями вниз"

Таблица 3

3. Мягкие посадочные платформы для СДП

Организация мобильных/стационарных посадочных платформ вдоль трассы полёта радикально снизит риски и стоимость восстановления. При точности посадки ±20 м (с коррекцией РР/РСУ) это реализуемо.

Таблица 4

4. Конструкция сборных посадочных платформ

Таблица 5

5. Принцип двойной амортизации:

Циклограмма 2

а. Надувная посадочная платформа + надувные опоры НПО: 180 кДж (70% удара)

б. Платформа: 80 кДж (30%)

Суммарно: 260 кДж безопасно для аппаратуры при скорости касания 4 м/с

В случае аварийных ситуаций возможна посадка СДП с развёрнутыми в рабочее состояние надувными опорами на водную поверхность без существенных повреждений двигателей.

6. Интеграция с инфраструктурой

а. Для Плесецка:Стационарные платформы на суше по основным трассам полёта + мобильные в зависимости от траектории выведения

б. Для Восточного: Плавучие платформы на сцепленных бортами баржах (коррекция позиции ГЛОНАСС).Пример: Баржа в Охотском море (55° с.ш., 150° в.д.) смещение до 5 км.

в. Доставка СДП на космодром для ТО после посадки осуществляется вертолётом Ми-26

Глава 3 Критика лунной программы SpaceX с конкретными предложениями по улучшению

В далёком уже предвыборном пылу-2024 Илон Маск поразил всех обещанием отправить свой Старшип на Марс через два года. Прошло столько лет, а Марс всё так же красив и неприступен. При этом понятно, что для такой дальней экспедиции надо бы сначала потренироваться на кошках на ближайшем к Земле небесном теле. Высадится на Луне.

Весьма быстро дизайнеры Маска нарисовали прототип лунного варианта Старшипа, при этом в угоду дизайну принесли в жертву разделение космических кораблей и станций на изолированные отсеки, ну и потолок верхней палубы на высоте 12 метров вызывает беспокойство о психическом здоровье дизайнеров.

Схематичное изображение внутреннего строения корабля (изображение из Википедии https://ru.wikipedia.org/wiki/SpaceX_Starship) Federal Aviation Administration, Office of Commercial Space Transportation. https://www.faa.gov/media/27236, at page 39/122

Высота 50 метров при диаметре всего 9 метров делает посадку "на хвост" весьма нетривиальной задачей, даже с учётом разнесённых посадочных опор. Уклон в 15 градусов, просадка реголита и прочие неожиданности, познанные в программе "Аполлон", могут крайне печально завершить посадку ТАКОГО варианта Старшипа на Луну. Не говоря уже о том, что на НОО (низкую опорную орбиту) вокруг Земли Старшип выходит с практически пустыми баками, потратив ВСЁ горючее на доразгон до первой космической скорости. Требуется заправка на орбите - несколькими танкерами. Что само по себе весьма нетривиальная задача, а несколько раз подряд, как это планирует Маск - тем более.

Эту задачу можно решить гораздо проще - использовать двух пусковую схему.

В первый раз выводится на НОО сильно измененный Старшип (о нём ниже), вторым пуском выводится буксирный модуль НОО - Лунная орбита - НОО. Фактически, это разделение второй ступени на два блока двигателей Старшипа с топливными баками по изображению выше, поставленные друг на друга и прикрытые головным обтекателем. Эскизно это выглядит так:

Эскиз автора книги - разделение второй ступени на две части. SpaceX_Starship становится трёхступенчатой ракетой.

Первый блок выводит полностью заправленный буксирный модуль на НОО, где он стыкуется с "лунным Старшипом". Никакой перекачки топлива, обе части заправлены ещё на Земле.

Лунный Старшип кардинально отличается от изысков дизайнеров. Во-первых, он сильно меньше по высоте - не более 10-12 метров (при диаметре в 9, напомню), во вторых - на нём закреплён Dragon 2 в варианте для лунной миссии, в котором и находится экипаж при старте с Земли.

Что решает проблему спасения экипажа при любых проблемах запуска. На самом Старшипе никаких систем аварийного спасения нет и непонятно даже, где их разместить.

Понятно, что боковые крылья Старшипа в этом случае будут не нужны. В предлагаемом варианте у Старшипа два герметичных отсека экипажа, негерметичный отсек в нижней части, где размещены двигатели посадки на Луну с раздвижными опорами, а также складированы лунные роверы и прочее оборудование, непосредственно выгружаемое на реголит.

Для чего на Старшип понадобилось ставить Dragon 2? Потому что Старшип в этом варианте никуда с Луны НЕ улетает, а остаётся на поверхности как долговременная лунная база с весьма большим герметичным объёмом. Вопрос, прилуняется ли Dragon 2 "верхом" на лунном Старшипе или отдельно - подлежит обстоятельному обсуждению.

При завершении программы работы экипаж из лунной базы переходит в Dragon 2, который стартует с Луны на интегрированных в корабль двигателях SuperDraco, используемых на первом этапе полёта как САС (система аварийного спасения).

Тяги этих двигателей хватает для целей САС на Земле, а уж на Луне с меньшей почти в шесть раз силой тяжести будет вполне достаточно для выхода на окололунную орбиту и стыковку с ожидающим там буксирным модулем. Ну а потом - три дня и экипаж возвращается на Землю.

Буксирный модуль в этой схеме можно оставить на НОО в ожидании заправки одним танкером для следующего полёта.

В предлагаемом варианте лунных миссий за шесть запусков вполне реально сформировать на поверхности Луны долговременную обитаемую базу из трёх лунных Старшипов. Можно в одном месте, можно и в разных лунных регионах. Понятно, что использовать Dragon 2 как такси до Луны и обратно гораздо эффективнее и дешевле чем гонять более чем стотонные Старшипы по маршруту Земля-Луна-Земля.

Для всех рассуждений далее категорически необходимо вспомнить беспощадную формулу Циолковского для реактивного движения

V = I * ln (M0/M1)

Где:

V – конечная скорость, м/с

I - удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива)

М0, М1 - начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка, конструкция и топливо) и его конечная масса (полезная нагрузка и конструкция), кг

Общие рассуждения в первой главе необходим о проверить расчётами, даже самыми простыми, что позволяет сделать формула Циолковского. Приближённое определение характеристик лунного такси Dragon начнём с расчёта, сколько и какого топлива потребуется на посадку лунного корабля и взлёт возвращаемой капсулы. Да, таскать туда-сюда на первом этапе (это важно, подробности позже) всё, что обеспечивает спуск корабля с орбиты вокруг Луны и мягкую посадку - весьма неразумно.