Лунный рубеж

Лунный рубеж

Введение

Знаете ли вы, сколько человечество сегодня тратит на исследования космоса? Суммарные затраты всех космических программ это колоссальные деньги — более $118 млрд в год только государственных расходов.

При этом с 1972 года человек только ОДИН раз выбрался дальше низкой околоземной орбиты – в полёте по программе Артемида-2 в апреле 2026 года. Практически полностью повторив маршруты 1968 года – советского «Зонда-5» в сентябре и американского «Аполлона-8» в декабре. Почти шестьдесят лет спустя облететь Луну без выхода на окололунную орбиту, без маневрирования, подчиняясь только законам небесной механики – такое себе достижение, согласитесь.

Почему так случилось? Во многом потому, что сегодняшние подходы к освоению космоса — это гонка сверхдорогих и сверхсложных проектов. SLS, Starship, лунные программы США, Китая и России требуют всё больше денег, но дают всё меньший результат. Здесь работает тот же экономический «закон убывающей полезности», только в космическом масштабе: по мере роста затрат предельная полезность каждой новой выведенной в космос единицы полезной нагрузки падает. Общая полезность продолжает расти, но всё более и более медленными темпами. В какой-то момент она может стать и отрицательной.

Насчёт отрицательной полезности это не фигура речи и не публицистическое преувеличение – уже сегодня объём космического мусора вокруг Земли достиг поистине астрономических значений - вокруг Земли, по данным Программы ООН по окружающей среде (ЮНЕП), уже вращается около 140 миллионов фрагментов космического мусора размером более одного миллиметра. Мы не только перестали летать даже к Луне, мы не смогли нормально обустроить свой собственный «околоземный двор». МКС регулярно уходит от столкновений, а миллиметровые «пули» уже бьют по обшивке кораблей и уничтожают спутники связи.

За почти шестьдесят лет человечество на Земле стало неизмеримо богаче, но в освоении космоса этот рост не вышел за пределы статистической погрешности. Мы стоим на пороге с разбухшими кошельками, пытаясь золотыми ключами конструкций полувековой давности открыть замок, для которого нужна смарт-карта или отпечаток ладони. Пора отказаться от земной привычки «заливать проблему деньгами». Космос с большой буквы не знает, что такое «бюджет». Он пропускает лишь тех, кто использует Разум, а не пачки банкнот. Именно Разум и предлагается в этой книге. Мы разделим решения на два уровня:

Тактика - немедленно перераспределить существующие средства с «гигантомании» на умные, двухпусковые схемы, использующие уже летающие ракеты.

Стратегия - Создать новый тип движителя («квантовое весло»), который, в отличие от Starship и SLS, не требует миллиардных вливаний, а использует уже существующие технологии производства микросхем, при этом полностью соответствуя законам квантовой физики.

Главный тезис книги:

Освоение космоса не требует экспоненциального роста бюджетов. Освоение космоса требует разумных решений. Что, согласитесь, почти никогда не совпадает друг с другом. И только это крошечное «почти» — волею таких титанов, как Королёв и фон Браун — открыло человечеству путь к звёздам. Титаны рождаются крайне редко, и ещё реже могут развернуться в полную силу. Но мы можем эффективно использовать хотя бы то, что первопроходцы оставили нам — своим далёким потомкам.

Чтобы в любой момент, глядя на звёздное небо, можно было гордо сказать:

- Юра, мы ничего не потеряли! Мы достигли ещё больше!

Не потому, что стали богаче, а потому, что научились умнее использовать то, что имеем.

Часть I. Тенькосмонавтики и как из неё выйти

Глава1 Отказ от экспансии

То, что земная космонавтика зашла в тупик - понятно любому непредвзятому наблюдателю, даже с Тау Кита. Тем более застой и тупик в земной космонавтике на момент сейчас понятен при любом взгляде из прекрасного далёка - что в пространственном виде, что в темпоральном.

Отказ от экспансии.

Бурный старт земной космонавтики продолжался всего пятнадцать лет, два месяца и три дня

· Начало 4 октября 1957 - запуск первого путника "ПС-1" и начало космической эры

· Завершение 7 декабря 1972 - запуск "Аполлон-17" и последняя экспедиция на Луну

Конечно, решение правительства США о свёртывании программы "Аполлон" было сделано сильно раньше запуска "Аполлон-17", когда стало понятно, что пиар-эффект достигнут, а ничего более из "флаговтыков" извлечь невозможно. Но США было хотя бы от чего отказываться.

В Советском Союзе космический энтузиазм свернули по-тихому. Стратегическая ошибка конструкторов с "Н-1" - советским сверхтяжёлым носителем, аналогичному "Сатурн-5" - привел к тратам миллиардов ещё тех советских рублей буквально в металлолом после регулярных катастроф при испытательных пусках. Поэтому советские граждане узнали про "Н-1" и советскую лунную пилотируемую программу исключительно после прихода "гласности" и perestroika.

В результате человек так и остался прикованным к низкой околоземной орбите. До сих пор. Причины этого велики и разнообразны, но впервые в своей истории человечество по своем воле остановилось на пороге экспансии. В буквальном смысле этого слова. Порог — это низкая околоземная орбита, где летали "Салюты", "Мир", Скайлэб и сейчас болтается МКС. Всё что можно было там изучить, уже изучили, всё что можно было получить - уже получили, но с великим упорством человечество так и не решается сделать первый шаг ЗА порог. Хотя бы к Луне.

Договора за всё хорошее и против экспансии.

При этом, остановившись на пороге, человечество в лице своей бюрократии озаботилось юридическим обоснованием причин подобного ничегонеделания. Мол, мы не просто так бессмысленно стоим на пороге, а по закону! Основные кандалы для космической экспансии были приняты аккурат к первой попытке выбраться за пределы околоземной орбиты - в 1960-х годах, а также укреплены и углублены в последующие десятилетия:

1. Договор о принципах деятельности государств по исследованию и использованию космического пространства, включая Луну и другие небесные тела - Принят резолюцией 2222 (XXI) Генеральной Ассамблеи от 19 декабря 1966 года

2. Договор о запрещении испытаний ядерного оружия в атмосфере, космическом пространстве и под водой - так же известен как Московский договор, подписан 5 августа 1963 года.

3. Договор о подземных ядерных взрывах в мирных целях - продолжение и развитие п.2, подписан в мае 1976 года.

4. Принципы, касающиеся использования ядерных источников энергии в космическом пространстве - приняты резолюцией 47/68 Генеральной Ассамблеи от 14 декабря 1992 года

Этими договорами:

1. Фактически запрещены разработки высокоэффективных ядерно-импульсных двигателей (п.2 и п.3) для полётов в глубокий космос

2. Серьёзно ограничена энергетика ядерных источников энергии (п.4, разрешен как источник энергии ТОЛЬКО уран-235)

3. Категорически запрещено расширение юрисдикции государств на внеземные территории - основной смысл территориальной экспансии и развития земных государств. Собственно, хватило бы и кандалов пункта 1, но к нему для надёжности добавили гири всего остального.

Выход из тени космонавтики и шаг за порог

Для дальнейшего развития человечества необходимо, как минимум, полностью отменить «Договор о принципах деятельности государств по исследованию и использованию космического пространства, включая Луну и другие небесные тела», создав возможность появления внеземных территорий у земных государств.

Серьёзно изменить договора о ядерных испытаниях и соглашение о ядерных источниках энергии - открыв дорогу массовому использованию ядерной энергии в космосе.

Определить понятную цель на ближайшую, лет пятьсот, космическую перспективу всего из трёх пунктов

1. Промышленное освоение Луны

2. Разведка и начало промышленного освоения Главного Пояса астероидов - между Марсом и Юпитером

3. Терраформирование Марса с помощью сведённых из Главного Пояса астероидов кометного типа, то есть состоящих из воды и замёрзших газов

Глава2 На чём Роскосмосу догнать SpaceX

В первой главе был констатирован факт юридического отказа человечества от космической экспансии шестьдесят лет назад. Долго ли, коротко ли, но запрет на межгосударственном уровне удалось обойти за счёт частной инициативы. Да, я об Маске нашем Илоне и его ракетах, сделавших вторую по счёту революцию в космических запусках. Первая, если кто забыл, была совершена 4 октября 1957 года в России.

Перед космической индустрией Земли заслуга Маска равнозначна заслугам Генри Форда. Маск, как и Форд, не изобрёл ничего нового, он не был первопроходцем, первым конструктором (как Бенц и Королёв), проложившим человечеству дорогу в космос. Он всего лишь сделал то же самое, что и Форд - Маск сделал космические запуски такими же общедоступными, как Форд сделал общедоступным автомобиль.

При этом, разумеется, обойдя первопроходцев на очередном повороте истории. Теперь уже Роскосмосу надо догонять шустрых конкурентов, но вот проблема - догонять не на чем.

Ведь у Роскосмоса остались для массовых запусков всего два типа ракет

1. Лёгкого класса "Союз-2". Надёжные, отработанные, но имеющие два неустранимых недостатка:

· Малый вес полезной нагрузки, выводимый на низкую опорную орбиту и к Луне. Дальше ничего на этой ракете не запустить.

· Высокую, относительно конкурентов, стоимость запуска.

2. Среднего (по современным меркам) класса Ангара-А5. До сих пор эта ракета не вывела на низкую опорную орбиту (НОО) полезной нагрузки, а не имитаторов, весом в 24 тонны, соответствующей её заявленным параметрам и фактически оставшись в стадии лётных испытаний. Цена запуска на порядки (хоть в абсолютных цифрах, хоть в расчёте на килограмм полезной нагрузки) выше, чем у "Союза".

Все остальные ракеты либо уже всё ("Протон" на гептиловом топливе) либо ещё не ("Союз-5", он же улучшенный и импортозамещенный "Зенит"). При этом "Союз-5" по весу выводимой нагрузки 17 тонн хуже "Протона", поднимавшего на ту же НОО 22 тонны. Конечно, экологичность не сравнить.

Для сравнения, Falcon-9 натом же топливе (керосин/жидкий кислород), что и Ангара-А5/Союз-5 выводит на НОО

· 22,8 тонн без возвращения первой ступени

· 17,4 тонн с возвращением первой ступени)

Стоимость вывода при этом такова, что сейчас почти весь рынок коммерческих запусков на Земле забрал себе Илон Маск. Что делать? Ответ прост - Роскосмосу нужна новая ракета, удовлетворяющая следующим требованиям

· Запуск с пусковых комплексов "Ангары" в Плесецке и Восточном

· Грузоподъёмность минимум в 1,5 раза больше чем у "Ангары-А5

· Многоразовость желательна, но на первых порах не обязательна

Почему первое и главное условие - использование существующей пусковой инфраструктуры? Потому что строительство "с нуля" пускового комплекса это сотни миллиардов рублей и лет десять, как минимум. Конечно, для серьёзного удешевления стартового стола можно взять за основу "табуретку" Starship, но в этой статье данный вариант не рассматривается

Возможно ли "впихнуть" ракету в полтора раза больше грузоподъёмностью, чем Ангара-А5, на тот же стартовый стол? Можно.

Эскизное техническое задание (ТЗ) на двухступенчатую ракету тяжёлого класса, совместимую с пусковым комплексом РН Ангара

Тяжёлая ракета в геометрических размерах ракеты Ангара-А5. Вместо связки 5 универсальных ракетных модулей с двигателями РД-191 (4 боковых, один центральный) используется первая ступень единым блоком (габариты: диаметр 8 метров, длина 34,3 метра) с геометрически аналогичным расположением 5 двигателей РД-191 существующей ракете Ангара-А5 для возможности использования существующей пусковой инфраструктуры.

Вторая ступень (габариты; диаметр 8 метров, длина 12,3 метра), двигатель РД-0124А.

Топливо для всех ступеней - керосин, окислитель жидкий кислород

Расчётный объём топлива:

Объём топлива (1-я ступень) ~800 т

Объём топлива (2-я ступень) ~150 т

Оценка массы и грузоподъёмности

Стартовая масса с топливом без полезной нагрузки: ~1002 т.

Сухая масса конструкции ракеты-носителя: 52 тонны, в том числе

Первая ступень: ~43 т

Вторая ступень: ~9 т

Расчёт грузоподъёмности на НОО 200 км

1. Работа первой ступени (РД-191М):

Тяга: 5 × РД-191М = 1170 тс (в вакууме)

Удельный импульс: 338 с (в вакууме)

Стартовая масса: m_нач1 = 1002 т + ПН

Конечная масса: m_кон1 1002 т800 т + ПН=202 т + ПН

2. Работа второй ступени (с РД-0124А):

Тяга: 30 тс, УИ: 359 с (вакуум)

Стартовая масса: m_нач2 = 150 т+9 т + ПН=159 т + ПН

Конечная масса: m_кон2 = 9 т + ПН

Требуемое deltaV2: 4500 м/с (с учётом гравитационных потерь)

Уравнение

deltaV2 = 3599.81ln (mкон2mнач2) 4500 м/с

Результаты расчёта:

Для deltaV2 = 4500 м/с:

ln (159+ПН)/(9+ПН) = 4500/(3599.81) 1.28

(159+ПН)/(9+ПН) = e1.28 3.6

159+ПН = 3.6(9+ПН)

159 + ПН = 32.4 + 3.6ПН

126.6 = 2.6ПН

ПН = 48,7 т

Проверка по первой ступени:

· При ПН = 48.7 т:

· mнач1 = 1002+48.7 = 1050.7 т, mкон1=202+48.7=250.7 т

· deltaV1 = 3389.81ln (1050.7/250.7) 3389.811.444770 м/с

· Суммарное deltaV: 4770 + 4500 = 9270 м/с (достаточно для НОО).

· Результат 48.7 т — теоретический максимум, не учитывающий:

· Гравитационные потери (1200 м/с для 1-й ступени),

· Аэродинамическое сопротивление (200 м/с),

· Запасы топлива (остатки в баках, 2%).

Принимаем рабочее значение массы полезной нагрузки (ПН) как 85% от теоретического максимума

ПН = 48.7 т × 0.85 = 41.4 т

Суммарная стартовая масса предлагаемой РН 1043,4 тонны, включая полную заправку топливом и полезную нагрузку 41,4 тонны (включая массу обтекателя и крепёжных элементов ПН). Стартовая масса существующей Ангары-А5 773 тонны. Вполне реально укрепить стартовый стол для запуска в полтора раза более тяжёлой ракеты - запас прочности там заложен изрядный.

Главная проблема в изготовлении такой ракеты - баки РН диаметром 8 метров. Их надо изготавливать непосредственно на космодроме, как это делается в SpaseX, либо доставлять на космодром воздушным транспортом, как это было с баками центрального блока ракеты "Энергия".

Габариты центрального блока (блока Ц) ракеты-носителя «Энергия»: длина — 58,1 м, диаметр — 7,7 м. Аэродромы на космодромах имеются

Снижение себестоимости запусков за счёт многократного использования двигателей первой ступени.

Выше была показана возможность создания тяжёлой ракеты грузоподъёмностью 40 тонн полезной нагрузки на низкую опорную орбиту (НОО) высотой 200 километров. Предлагаемая ракета выполнена в пределах внешних габаритов уже существующей Ангары-А5, но не из связки универсальных ракетных модулей (УРМ), а по обычной двухступенчатой схеме с увеличенным диаметров первой и второй ступени до 8 метров, при сохранении максимальной высоты 56 метров. Внешний вид похож на ракету Starship Илона Маска, но в два раза меньший по высоте, всего 56 метров, и с более низкой грузоподъёмностью - реальные 41 тонна вместо 100 тонн конкурента.

Такие параметры заданы условием использования существующих стартовых столов для Ангары-А5 на космодромах Плесецк и Восточный. Соответственно, количество и схема расположения двигателей РД-191М аналогичны Ангаре-А5, весь прирост грузоподьемности достигается увеличением количества топлива в баках диаметром 8 метров и увеличением времени работы двигателей первой ступени.

Возможно ли использовать первую ступень такой ракеты несколько раз? Да, Илон Маск показал принципиальную возможность успешного возврата на стартовый стол первой ступени тяжёлой ракеты, но для стартового стола Ангары-А5 это пока невозможно. Фактически надо строить новую башню обслуживания с манипуляторами захвата первой ступени и тратить много лет на отработку возврата и посадки на стартовый стол.

Надо упростить схему возврата и это возможно, отказавшись от возврата баков топливной пары и обеспечив возврат только блока двигателей первой ступени, используя спасаемый двигательный пакет (СДП) первой ступени тяжёлой российской ракеты. Разберём достоинства и недостатки предлагаемого варианта многоразовой ракетной техники по сравнению с уже используемыми.

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)

Циклограмма работы СДП

2. Ключевые компоненты:

Надувные посадочные опоры СДП при посадке "двигателями вниз"

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.

4. Конструкция сборных посадочных платформ

5. Принцип двойной амортизации:

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

Глава3 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.

При этом сам Старшип в качестве второй ступени выглядит вот так

И вот так в разрезе

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 два блока двигателей Старшипа с топливными баками, поставленные друг на друга и прикрытые головным обтекателем.

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).