Пн | Вт | Ср | Чт | Пт | Сб | Вс |
---|---|---|---|---|---|---|
1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | |
7 | 8 | 9 | 10 | 11 | 12 | 13 |
14 | 15 | 16 | 17 | 18 | 19 | 20 |
21 | 22 | 23 | 24 | 25 | 26 | 27 |
28 | 29 | 30 | 31 |
Изначально серия мобильных терминалов Thuraya IP разрабатывалась для бесперебойного обеспечения передачи данных на высоких скоростях. Спутниковые модемы Thuraya IP нового поколения не только продолжили хорошую традицию обеспечения доступа к высокоскоростному Интернету, но и стали более миниатюрными (размер спутниковых модемов составляет половину листа формата А4, т.е. А5) и более легкими – стандартный вес такого спутникового интернет-модема до 1,3 кг с аккумулятором.
Проблема Европы заключается в недостатке лидерства, и дело тут не в сильном Путине, а в очень слабых европейских политиках, заявил в интервью Al Jazeera экс-президент Грузии Михаил Саакашвили.
Первая схема предусматривала осуществление экспедиции при помощи комплекса, полностью собранного на полярной монтажной трехсоткилометровой орбите. Блоки такого комплекса выводились тремя запусками РН Н1. Посадка на Луну и старт к Земле планировались по прямой схеме, без выхода на орбиту спутника Луны. Эта схема считалась основной, поэтому рассмотрим её подробнее.
Сначала одним запуском Н-1 на монтажную орбиту отправлялся комплекс, получивший индекс 19К. Он состоял из следующих элементов:
• пустой разгонной ступени;
• заправленной тормозной ступени;
• заправленной юстировочной двигательной установки с посадочно-взлётным устройством;
• заправленной стартовой ступени.
Суммарный вес выводимого на монтажную орбиту полезного груза составлял 73-75 тонн. Параметры монтажной орбиты выбирались заранее и должны были быть согласованы с датой старта к Луне.
Доставка на монтажную орбиту 125-128 тонн топлива для разгонной ступени осуществлялась с помощью двух танкеров-заправщиков 21К, предварительно выводимых Н1. На монтажной орбите осуществлялась стыковка космической ракеты с танкерами и её заправка, после чего носителем 11А511 на орбиту доставлялся экипаж на корабле 7К «Союз», и после его стыковки формировался весь комплекс Л3.
Собранная ступень стартовала в сторону Луны, после чего разгонный блок отделялся. Коррекции траектории осуществлялись двигателями тормозной ступени. Эта же ступень обеспечивала основное торможение всего комплекса для посадки на Луну. Но финальное торможение и посадка осуществлялись уже юстировочной посадочно-взлётной двигательной установкой. По завершению работ экипаж возвращался в корабль и стартовал к Земле. Возвращение на Землю планировалось в СА «Союза».
Отдельно отмечалось, что подобная схема позволяла ещё при первых пусках Н1 в качестве полезной нагрузки использовать танкеры с топливом, предназначенные для заправки 19К. В случае аварии можно будет продолжать их выведение с накоплением на рабочей орбите. Получалось, что запуск к Луне осуществим после трёх успешных пусков Н1. Неуспешные пуски могли только задержать сборку, но не остановить её. В схеме не было элементов, которые в случае аварии могли привести к необходимости сборки комплекса с нуля. Эта схема считалась самой надежной, так как многие элементы можно было проверить ещё на орбите Земли. Недостатком считалось только ограничение на даты старта к Луне.
Вторая схема предусматривала сборку на орбите спутника Луны. Она предусматривала использование двух запусков Н1 и одного носителя 11А511. Сначала на орбиту Луны при помощи Н1 отправлялся корабль возвращения. Затем второй Н1 на орбиту Земли доставлялась экспедиционная кабина. Далее при помощи «Союза» на неё доставлялся экипаж. После этого следовал полёт экспедиции к Луне и посадка на неё. После выполнения программы исследований – старт кабины с Луны, стыковка с кораблем возвращения, переход экипажа в спускаемый аппарат и возвращение его на Землю.
Плюсом данной схемы были несколько меньшие энергетические затраты. Недостатков было несколько. Во-первых, плохая «гибкость» на случай аварийных ситуаций. Во-вторых, необходимая для неё стыковка на орбите Луны считалась достаточно сложной для проверки и отработки операцией.
Третья схема подразумевала заправку на поверхности Луны и требовала трёх запусков Н1. Сначала двумя запусками Н1 на Луну доставлялось два посадочных аппарата с избыточным запасом топлива. Следующим запуском Н1 к Луне стартовала штатная экспедиция с экипажем в 2-3 человека. Сброс баков не предусматривался, планировалась их дозаправка оставленным на Луне топливом, после чего они превращались в стартовую ступень для полёта к Земле.
Преимуществом данной схемы считалась возможность старта к Луне в любое время. Недостатком – невозможность оперативного возвращения к Земле в произвольной точке траектории полёта, а, значит, и плохая гибкость на случай аварийных ситуаций. Возможность точной посадки кораблей в одном районе тоже была под сомнением.
Четвертая схема предполагала стыковку частей комплекса на двух орбитах: Земли и Луны. Сначала на монтажной орбите у Земли двумя пусками Н1 собирался комплекс массой 140 тонн, затем на него доставлялся экипаж при помощи «Союза». Далее комплекс выходил на орбиту Луны. Посадка на Луну осуществлялась в лёгкой кабине, корабль возвращения в это время оставался на орбите Луны. После завершения экспедиции происходил старт с Луны, затем стыковка с кораблем возвращения и полёт к Земле.
Недостатки четвёртой схемы были аналогичными недостаткам второй. Хотя нужно отметить, что именно она была ближе всего к той схеме, которую в США выбрали для проекта «Аполлон». Единственным и очень весомым отличием было то, что комплекс в 140 тонн у них не собирался на орбите, а отправлялся в космос при помощи запуска одной тяжёлой ракеты «Сатурн-5».
Вторая ступень Дельта IV (англ. Delta Cryogenic Second Stage, DCSS) была выполнена на основе верхней ступени ракеты-носителя Дельта III, но с повышенной вместимостью топлива. В 4-метровом варианте второй ступени топливные баки вытянуты в длину, в 5-метровом варианте бак для кислорода дополнительно удлинён на 0,5 м, а бак для жидкого водорода увеличен в диаметре до 5 метров. Вынесенный отдельно бак для жидкого кислорода имеет диаметр 3,2 м в обеих версиях второй ступени[1].
Четырёхметровая вторая ступень (используется для модификаций Medium и Medium+ (4,2)) имеет длину 12,2 м, сухой вес — 2850 кг и вмещает 20 410 кг компонентов топлива. Максимальное время работы двигателя составляет 850 секунд[1][8].
Пятиметровая вторая ступень (используется для Medium+ (5,2), Medium+ (5,4) и Heavy) имеет длину 13,7 м, сухой вес — 3490 кг и вмещает в себя 27 200 кг топлива. Время работы двигателя может может достигать 1125 секунд[1][8].
На обоих вариантах второй ступени используется двигатель RL-10B-2 компании Pratt & Whitney, отличается выдвижным углеродным сопловым насадком для увеличения удельного импульса. Тяга двигателя в вакууме составляет 110 кН, удельный импульс — 465 с[1].
Эскизный проект Измерительный вариант Удельная тяга ЦДУ у земли 243,0 239,1 в пустоте 309,4 303,1 Удельная тяга БДУ у земли 259,4 247,6 в пустоте 303,1 304,3
Значительное увеличение конечного веса в результате текущих доработок, а также уменьшение удельной тяги ДУ привели бы к существенному снижению максимальной дальности — около 900 км по сравнению с данными ЭП.
Дополнительные меры для сохранения дальности: увеличение запаса топлива на 10 т и увеличение тяги ДУ на 38 т, что полностью компенсировало потерю в дальности.
ГЛАВНОМУ КОНСТРУКТОРУ ОКБ-1 ГКОТ
тов. КОРОЛЕВУ С.П.
ОКБ-456 полностью разделяет опасения, связанные с неизбежной длительностью создания новых тяжелых носителей с двигателями, обладающими особо высокими характеристиками, и вытекающей отсюда опасностью временной потери приоритета нашей Родины в деле освоения Космоса, поскольку в США ожидается в ближайшие годы создание ракеты-носителя «Сатурн», вдвое более тяжелого, чем ракета-носитель на базе Р-7.
Поэтому ОКБ-456 целиком поддерживает точку зрения о необходимости создания улучшенной модификации ракеты-носителя на базе ракеты Р-7, со сроком разработки не более 1½ — 2 лет, способной обеспечить сохранение приоритета Советского Союза и на период предшествующий созданию советского тяжелого носителя с высокоэффективными двигателями принципиально новой схемой.
В соответствии с Вашим запросом о мнении ОКБ-456 о формах модификации ракеты-носителя на базе Р-7, учитывая частично известные соображения ОКБ-1 и других организаций, сообщаю следующее.
Ракета-носитель должна являться тяжелой модификацией ракеты-носителя 8К78 с использованием опыта создания ракеты 8К75.
Первая ступень, согласно предложению ОКБ-1, должна состоять из шести расположенных по окружности блоков того же диаметра, что на Р-7 или на Р-9, но увеличенной длины и с двигателями 8Д716 от Р-9, установленными на каждом блоке. На центральном блоке тоже увеличенного веса, устанавливается один двигатель 8Д716, но с высотным соплом и высотным запуском.
Использование доработанного двигателя 8Д716 на 1-й ступени носителя вместо 8Д74 с рулевыми агрегатами позволит увеличить удельную тягу у земли на 20 единиц /274 вместо 254/ и в пустоте на 6 единиц /317 вместо 311/. Использование доработанного двигателя 8Д716 с высотным соплом на II-й ступени носителя вместо 8Д75 с рулевыми агрегатами позволит увеличить удельную тягу в пустоте на 17 единиц /330 при ра=0,2 ата, вместо 313/. Тяга такого двигателя в пустоте составит 171 тонну.
Использование двигателей 8Д716 от Р-9 улучшит характеристики ракеты-носителя, так как исключит с борта перекись водорода и жидкий азот. Кроме того, двигатели 8Д716 по весовым характеристикам существенно лучше двигателей 8Д74 и 8Д75. Действительно, удельный вес двигателя 8Д716 составляет 12,1 кг/тонну тяги, вместо 15,6 и 18,5 кг/тонну тяги для 8Д74 и 8Д75 с рулевыми агрегатами соответственно. Длина двигателя 8Д716 на 0,5 м меньше длины двигателей 8Д74 и 8Д75, что даст выигрыш в весе на обшивке хвостовых отсеков блоков. Несмотря на увеличение числа двигателей на первых двух ступенях носителя с 5 до 7, число камер сгорания уменьшится с 32 до 28. Отсутствие у двигателя 8Д716 предварительной ступени тяги уменьшит предстартовые расходы топлива и время стоянки носителя с пламенем на старте.
Суммарная тяга двигателей первой ступени у земли составляет 141x6=846 тонн вместо 406 тонн для Р-7, что позволяет увеличить стартовый вес примерно вдвое, повысить энерговооруженность /Po/Go/ и тем уменьшить потери на преодоление силы тяготения и в итоге увеличить вес полезной нагрузки.
Высотный запуск II-й ступени, при полных топливных баках, также улучшит характеристики ракеты-носителя.
Двигатели 8Д716 для 1-й ступени могут быть поставлены в IV кв. 1960 г., а двигатели 8Д716 с высотным соплом и высотным запуском для II-й ступени носителя — в I кв. 1961 г.
Для III-й и IV-й ступеней носителя ОКБ-456 может предложить двигатель 8Д711 с тягой 10,3 тонны, удельной тягой 345 сек и весом 170 кг /в залитом состоянии/ на кислород-диметилгидразиновом топливе. Срок поставок — 1-й кв. 1961 г. /В IV кв. 1960 г. могут быть поставлены двигатели с удельной тягой 340 сек и весом 200 кг/. На III-й ступени устанавливается 3-4 таких двигателя, а на IV-й ступени — I двигатель.
В последующие годы ОКБ-456 завершит разработку первых образцов фторных двигателей, использование которых на III-й и IV-й ступенях позволит в дальнейшем существенно улучшить характеристики ракеты-носителя.
Представляется крайне своевременным безотлагательно начать разработку носителя на базе модифицированной ракеты Р-7 с началом стендовых испытаний во II кв. 1961 г. и летных в III-IV кв. 1961 г.
Иное решение ставит под удар приоритет и престиж Советского Союза в деле завоевания Космоса.
Знач так, у меня есть рацпредложение - судить не по старым писулькам афериста и 3,14здабола Глушко
Программа исследования Луны шла по пути постепенного усложнения
задач (стр. 33).
На первом этапе планировалось несколько коротких экспедиций с не-
большим экипажем и расстановкой аппаратуры, которая должна была ра-
ботать до прилёта следующего экипажа.
Дальше должен был начаться этап лунных станций, со временем нахож-
дения экспедиций на Луне порядка 6 месяцев и численностью до 5–6 че-
ловек. В состав миссии должны были войти средства передвижения на
расстояние до сотен километров, со строительством научных, энергетиче-
ских станций и отработки элементов замкнутой (не зависящей от полётов
с Земли) системы жизнеобеспечения. Основой должны были стать мобиль-
ные базы, которые шли под индексом Л5 (стр. 44–45).
Всё это было подготовкой к этапу лунных баз, характеризующемуся по-
стоянно действующим научно-исследовательским центром на Луне, с мощ-
ной энергетической станцией, замкнутой системой жизнеобеспечения
и неограниченным временем пребыванием космонавтов.
Как отмечали в отчёте ЦНИИМАШ: «В настоящее время затруднитель-
но очертить границы областей познания и использование полученных зна-
ний человечеством, которые будут достигнуты в результате выполнения
программы исследования и освоения Луны».