А.3. Варианты систем

Основываясь на предшествующих доводах и расчетах, рассмотрим возможные пути разработки систем, необходимых для создания, обеспечения и эксплуатации лунных баз. В первом приближении это будет летательный аппарат, стартующий с Земли, совершающий посадку на Луну, снова стартующий с Луны и возвращающийся на Землю с полезным грузом.

Разбив эту систему на части, предположим прежде всего, что задача состоит в том, чтобы доставить с Земли на Луну один килограмм полезной нагрузки. Для этого можно использовать четырехступенчатую ракету, последняя ступень которой будет тормозной ступенью для обеспечения мягкой посадки на Луну. Сначала установим величину необходимого потенциала скорости ракеты для выполнения первой половины полета. Потенциал скорости равен максимальной скорости, достижимой при полном сгорании топлива. Поскольку четвертая ступень является тормозной, то ее топливо в данном случае в расчет не входит. Ниже приводятся примерные величины скоростей (в м/сек), достижимые на определенных этапах полета, которые в сумме дадут потенциал скорости.

+	11285	- скорость покидания Земли;
-	300	- вращение Земли (при запуске в восточном направлении);
+	1065	- потери на преодоление силы тяготения;
+	150	- потери на атмосферное сопротивление;
+	2440	- торможение для посадки на Луну.

Скорость преодоления силы земного притяжения (или вторую космическую скорость) можно рассматривать как скорость, которую достигает объект, падающий с очень далекого расстояния на поверхность Земли в условиях увеличивающейся силы земного притяжения. Полет ракеты к Луне по существу можно считать обратным такому падению. Затем, если ракета запускается в восточном направлении, то в зависимости от широты места старта получаем прирост скорости примерно 300 м/сек за счет вращения Земли. За период горения топлива ракета должна в процессе разгона преодолевать силу земного притяжения и сопротивление атмосферы. Обе эти слагающие потенциала скорости взаимосвязаны. Одна из них изменяется за счет другой в зависимости от угла наклона траектории при полете в атмосфере, но в сумме они составляют 1200 м/сек. И наконец, последняя, четвертая, ступень должна развить при торможении скорость 2440 м/сек, что соответствует скорости, необходимой для преодоления силы лунного тяготения. Для четырехступенчатой ракеты с такими скоростными характеристиками соотношение стартового веса и веса полезной нагрузки (для мягкой посадки на Луне) составляет 450 кг при удельной тяге, равной 300 сек.

Вторая часть поставленной задачи заключается в возвращении на Землю полезной нагрузки. Это означает, что трехступенчатая ракета, включающая в себя и то, что осталось от тормозной четвертой ступени, должна стартовать с Луны на Землю. Потенциал скоростей, необходимый для выполнения этой задачи, должен быть равен примерно 5500 м/сек, из которых 2440 м/сек составляет скорость, необходимая для преодоления силы лунного тяготения, остальная часть потенциала скоростей необходима для замедления ракеты от второй до первой космической скорости, которая гасится за счет торможения в атмосфере при посадке на Землю.

На этом этапе требования к теплорассеивающим материалам возрастают. На Луне отношение стартового веса ракеты к полезной нагрузке достигает 11 кг. Поэтому для возвращения на Землю полезной нагрузки весом 1 кг вес полезной нагрузки, доставленной на Луну, должен составлять 11 кг. Следовательно, общий вес ракеты, необходимый для возвращения с Луны полезной нагрузки в 1 кг, равен произведению стартового веса ракеты на Земле на стартовый вес ракеты на Луне, т. е. он составляет 1100 кг. Если же задача состоит в доставке на Луну и возвращении на Землю полезного груза весом в одну тонну (что соответствует полезному грузу, состоящему из небольшого экипажа и обо­рудования, необходимого для жизнеобеспечения), общий вес ракеты, стартующей с Земли, должен составлять 11 000 т, это будет громадная ракета.

Теперь предположим, что на Луне имеется горючее и после прилунения ракету можно заправить местным горючим. В этом случае для выполнения той же задачи (доставки туда и обратно полезного груза весом в одну тонну) общий вес ракеты, стартующей с Земли, должен составлять только 2000 т. Такая экономия показывает, что при проведении анализа систем, предназначенных для создания лунных баз, следует серьезно рассматривать вопрос транспортировки на Луну оборудования для добычи и производства там горючего.

Время полета к Луне в большой степени зависит от потенциала скорости, что можно видеть из таблицы.

Эти расчеты произведены исходя из условий жесткой посадки на Луне, что может быть допустимо для некоторых видов грузов ракет. Для пилотируемого космического корабля, чем больше время полета, тем большие требования предъявляются к оборудованию жизнеобеспечения, тем большая метеорная и радиационная опасность. Но сокра­щение времени полета требует более высокой максимальной скорости и соответственно увеличения стартового веса ракеты. Все эти факторы также должны быть учтены в анализеПриведенные расчеты не только приблизительны, но и недостаточны для уяснения всей проблемы. Рассмотрим для примера задачу наведения ракеты с Земли на видимую сторону Луны. Требования к точности очень высоки. Ошибка не должна превышать 12 м/сек по скорости и ¹/₄, градуса по углу. Очевидно, что в расчетах следует предусмотреть увеличение веса топлива, а следовательно, и общего веса ракеты, необходимого для коррекции траектории полета с помощью верньерных двигателей. Напомним, что величина промаха американского космического аппарата «Пионер IV», запущенного в сторону Луны, составляла 60 000 км.

Как уже говорилось, мы более подробно рассмотрим схему прямого полета Земля - Луна. Но как часть общего анализа следует разобрать некоторые другие варианты полета. Одним из них является запуск ракет на Луну с околоземной орбитальной платформы и возвращение на эту же платформу. Такая схема запуска показана на рис. А.2. Анализ этой системы будет более сложным, так как он требует всестороннего изучения методов создания таких космических платформ и расчета их стоимости.

Третья из возможных систем подразумевает создание двух платформ - одной на околоземной орбите, второй на окололунной орбите. В этом случае для полетов на платформы (как околоземную, так и окололунную) могут использоваться ракеты на химическом топливе¹¹⁰. Для полетов с одной платформы на другую будут применяться ракеты с ядерными двигателями. Наличие окололунной платформы упрощает проблему встречи ракет, летящих как с околоземной орбитальной платформы, так и с Луны. Ядерные ракеты будущего с удельным импульсом 1300 сек смогут иметь вес не более 4500 кг. Конечно, всесторонний анализ такой системы очень сложен, а реальные преимущества могут быть достигнуты только тогда, когда создание такой системы будет оправдано долгим сроком эксплуатации лунных баз. Хотя бы только по этой причине срок существования базы, как один из параметров расчета, следует выбрать достаточно большим, чтобы экономические преимущества системы стали очевидными.

Теперь можно просуммировать факторы, приведенные на рис. А.З, характеризующие состояние ракетной техники, которые должны быть учтены в анализе в качестве переменных величин, часть которых зависит от конструктивных особенностей системы.

Предположим, например, что ракеты в будущем будут иметь двигательные установки с более высокими удельными тягами. Реализация этих возможностей зависит, конечно, от уровня развития ракетной техники, который находится в прямой зависимости от уровня расходов на исследования и разработки в этой области. Поскольку в этом случае анализу подвергается динамическая система, в которой ракеты одного поколения будут вытесняться другими, более совершенными, то важно оценить экономические преимущества, достигаемые увеличением темпов исследований и разработок и расходов на них за счет сохранения в серийном производстве уже разработанных ракет.

В каждом поколении ракет имеется ряд расчетных величин, важных для анализа, которые можно варьировать. Например, время полета до Луны, количество людей, составляющих экипаж ракеты, вес несомого каждой ракетой груза. Для любого поколения ракет при любых выбранных технических характеристиках ракеты существует фактор стоимости на единицу, который, как показывает опыт, зависит от общего количества ракет данного поколения в выпускаемой серии. Это, в свою очередь, указывает на необходимость выбора при анализе систем между серийными ракетами и ракетами следующего поколения.