Text
                    лун A	1
ШАГ К ТЕХНОЛОГИЯМ ОСВОЕНИЯ
Солнечной < ис гемы

ЛУНА— ШАГ К ТЕХНОЛОГИЯМ ОСВОЕНИЯ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ Под научной редакцией академика В.П. Легостаева и член-корреспондента В.А. Лопоты г. Москва 2011 г.
УДК 523.34 ББК 22.654.1 Л84 Авторы: От РКК «Энергия»: Н.А. Брюханов, А.С. Грибков, А.С. Гузенберг, М.Н. Дудник, Р.А. Ев- докимов, Н.А. Егоров, Л.А. Ильина, Н.А. Карбанов, С.В. Кудь-Сверчков, А.Б. Косенко, К.А. Латышев, В.П. Легостаев, А.А. Лобыкин, В.А. Лопота, В.Д. Мамьянов, А.А. Масленни- ков, Н.Г. Медведев, Р.Ф. Муртазин, А.М. Рябкин, Ю.М. Семенов, Г.А. Сизенцев, В.В. Синяв- ский, Б. А. Соколов, Б.И. Сотников, С.Ф. Стойко, В.Ю.Тугаенко, И.И. Хамиц, О.С. Цыганков, |С.В. Чернов^А.Н. Щербаков, А.Н. Щукин. От Центра Келдыша: В.Н. Акимов, А.С. Коротеев, Е.Ю. Кувшинова, С.А. Попов, |В.Ф. CcmchobJ А.А. Синицын. От ЦНИИМаш: В.Ш. Губайдулин, К.С. Ёлкин, В.М. Иванов, А.А. Пешкин, Г.Г. Райкунов, Г.Р. Успенский,|А.В. Целин.| От НПО им. Лавочкина: В.П. Долгополов В.В. Ефанов, А.В. Лукьянчиков, И.Л. Шевалёв. От КБ Бармина: И.В. Бармин, А.В. Егоров, А.М. Долгин, А.В. Коровин. ОТ ГЕОХИ: А.М. Абдрахимов, А.Т. Базилевский, О.Л. Кусков, М.Я. Маров, Е.Н. Слюта. От ГАИШ: А.А. Бережной, Е.А. Козлова, В.В. Шевченко, От ИКИ: А.В. Захаров, А.М. Садовский, А.А. Скальский Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под научной редакцией В.П. Легостаева и В.А. Лопоты. - М.: РКК «Энергия». 2011. - стр. 584 В книге представлены современные сведения о Луне как небесном теле; обобщен опыт работ по лунной тематике; изложено современное понимание возможных эта- пов освоения Луны, лунной инфраструктуры с обитаемой Лунной базой, необходимых транспортных систем, включая пилотируемые и на основе ядерной энергии. Показа- на возможность использования Луны как полигона для отработки новой космической техники для освоения Солнечной системы и в качестве уникальной научной базы астрофизики, а лунных ресурсов — для предотвращения энергетического и экологи- ческого кризисов Земли. Для научных и инженерно-технических работников в области планетологии и ра- кетно-космической, атомной и других отраслей науки и техники. Книга может быть полезной студентам и аспирантам технических университетов, а также всем, кто инте- ресуется космической техникой, пилотируемой космонавтикой, исследованием и осво- ением космического пространства. Табл. 44. Ил. 188. Библ. 400 найм. ISBN 978-5-91820-046-9. llllinilllllL 9 785918 200469 > © Ракетно-космическая корпорация «Энергия» © Авторы. © Оформление: ООО «Айвори групп»
Посвящается 50-летию первого полета в космос представителя планеты Земля — нашего соотечественника Юрия Алексеевича Гагарина

ПРЕДИСЛОВИЕ НАУЧНЫХ РЕДАКТОРОВ Запуск искусственного спутника Земли ознаменовал начало эры применения космических средств для изучения и использования Кос- моса в интересах решения проблем Человечества. В настоящее время человечество переживает очередной революци- онный этап в развитии науки о космосе. Идет огромный поток науч- ной и экспериментальной информации, заставляющий постоянно ме- нять наши представления о структуре окружающего мира, отходить от привычных взглядов понимания незыбленности Вселенной. Созданы новые технологии и технические средства, произошла коммерциализа- ция околоземного космоса с созданием космических телекоммуника- ционных систем, обслуживающих и объединяющих народы и страны мира. Космос превращается в производственную силу. Мы — совре- менники и участники этого этапа. Миссия поколений XXI в. — освоение тел Солнечной системы как части Вселенной. И одним из первых на очереди будет наш есте- ственный спутник — Луна. Ученые и специалисты понимают необхо- димость создания на Луне баз с соответствующей инфраструктурой, роботизированных производственных и энергетических комплексов, окололунной орбитальной станции и, конечно, уникальных междуна- родных научно-исследовательских станций. Освоение Луны, как и других тел Солнечной системы, невозможно без создания нового поколения космической транспортной системы, способной обеспечить регулярную доставку людей и большие грузо- потоки при пониженной удельной стоимости транспортировки, в том числе за счет использования многоразовых пилотируемых и грузовых транспортных аппаратов. И здесь ключевой технологией станет кос- мическая ядерная энергетика, по которой наша страна является миро- вым лидером. Создание высокоэффективной многоразовой транспортной систе- мы, космических комплексов и исследовательских баз в недоступных на Земле условиях среды позволит решить ряд актуальных для землян проблем, включая предотвращение энергетического и экологического кризисов, расширит наши знания в области космогонии, космологии и космобиологии. К настоящему времени накоплен большой объем знаний, позволя- ющий не только сформулировать цели и задачи освоения Луны как одного из этапов освоения Солнечной системы на ближайшую и от- -5-
Предисловие научных редакторов даленную перспективу, но и начать проектные работы по созданию со- ставляющих лунной и планетных инфраструктур. Понимая необходимость разработки программы освоения Луны и других тел Солнечной системы и начала работ по первым этапам этой программы, а также желание привлечь к решению этих перспективных и чрезвычайно интересных задач творческую молодежь, РКК «Энер- гия» выступила с инициативой написания книги по всем рассмотрен- ным проблемам. Учитывая многофакторность тематики, к созданию книги были привлечены ученые и ведущие специалисты по рассматри- ваемым проблемам из Исследовательского центра им. М.В. Келдыша, ЦНИИМаш, НПО им. С.А. Лавочкина, КБОМ им. В.П. Бармина Россий- ского космического агентства и из ГЕОХИ, ГАИШ, ИКИ Российской академии наук. Надеемся, что эта книга окажется полезной не только ученым, спе- циалистам ракетно-космической отрасли и студентам и аспирантам профильных университетов, но и интересной всем, кто не равнодушен к проблемам перспектив развития космической техники, пилотиру- емой космонавтики, исследованиям и освоению космического про- странства и планет Солнечной системы. Первый заместитель генерального конструктора по научной работе РКК «Энергия» имени С.П. Королева академик РАН В.П. Легостаев Президент, генеральный кон- структор РКК «Энергия» имени С.П. Королева член-корреспондент РАН В.А. Лопота -6-
ВВЕДЕНИЕ В настоящее время исследованию Луны посвящено много публика- ций, однако комплексное рассмотрение проблем и перспектив освое- ния Луны недостаточно освещено. В книге сделана попытка не только обобщить знания о Луне как о небесном теле Солнечной системы и имеющийся научно-технический задел по космической технике и пилотируемой космонавтике, но и предложить новые идеи и технические решения, как для ближайшей, так и для более отдаленной перспектив освоения Луны, включая соз- дание нового поколения многоразовой космической транспортной си- стемы, обитаемой базы со средствами обеспечения жизнедеятельности и необходимой инфраструктурой, энергетическими, добывающими, технологическими и производственными комплексами, уникальными научными лабораториями. Книга состоит из шести глав. В первой главе обобщены многочисленные накопленные данные о Луне как небесном теле. Рассмотрены гипотезы происхождения Луны, ее внутренний и поверхностный состав, включая полезные ископаемые, наличие атмосферы и аномалий магнитного поля, условия жизнеде- ятельности людей на ее поверхности. Рассмотрены возможность про- ведения уникальных экспериментов и исследования фундаментальных проблем мироздания, задачи исследования поверхности и внутреннего строения Луны, окололунного пространства, полезных ископаемых. Во второй главе кратко рассмотрены исторические аспекты выпол- ненных исследований Луны автоматическими космическими аппара- тами, экспедиции американских астронавтов на поверхность Луны по программам «Аполлон», советские планы аналогичных экспедиций. Во второй части главы сформулированы цели и задачи ее освоения с со- временных позиций. В третьей главе рассмотрены предлагаемые возможные этапы осво- ения Луны, включая исследование ее автоматическими космическими аппаратами, создание автоматической базы, строительство и посте- пенное расширение обитаемой базы, создание экспериментальной, а затем и промышленной инфраструктуры с постепенным переходом базы на полное самообеспечение. Обсуждаются схемы пилотируемых экспедиций на современном этапе. В четвертой главе описано современное понимание лунной инфра- структуры на различных этапах ее развития. Описаны состав и раз- -7-
Введение вертывание обитаемой базы, средства жизнеобеспечения, условия деятельности человека на поверхности, лунные скафандры. Рассмо- трены солнечные и атомные электростанции лунных баз и атомные теплоэлектростанции добывающе-перерабатывающих комплексов, технологии переработки лунного грунта для получения кислорода, ме- таллов, компонентов ракетного топлива. Описаны луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры. Приведены со- став и архитектура лунного поселения численностью в сотни человек. Обсуждается возможность использования Луны и окололунного про- странства в качестве космопорта. В пятой главе рассмотрены лунные транспортные системы первого и последующих этапов. Оценены грузопотоки на создание и обслужи- вание лунной базы, описаны предлагаемые ракеты-носители и разгон- ные блоки. Для первого этапа при использовании ракетного топлива, произведенного на Земле, рассмотрены одноразовые пилотируемые и грузовые космические корабли и взлетно-посадочные и посадочные комплексы и многоразовый межорбитальный ядерный электроракет- ный буксир. Оценены техническая и экономическая эффективность предлагаемой транспортной системы. При возможности производства компонентов ракетного топлива на Луне создаются перевалочная база в виде лунной орбитальной станции, многоразовые корабли и взлет- но-посадочные комплексы. Для более отдаленной перспективы рас- смотрены составляющие транспортной системы на основе беспровод- ной передачи энергии и электромагнитных ускорителей. В шестой главе рассмотрены вопросы энергоснабжения Земли из Космоса. Рассмотрена роль космонавтики, перспективной космиче- ской техники в возможности преодоления энергетического и экологи- ческого кризисов Земли и предложения по регулированию климата с использованием космических средств из лунных ресурсов. В разработке разделов книги участвовали ученые и специалисты РКК «Энергия» и основных предприятий ракетно-космической отрас- ли и головных институтов РАН. Ниже перечислены организации и в алфавитном порядке авторы из этих организаций (в скобках указаны разделы книги, подготовленные с их участием). От Ракетно-космической корпорации «Энергия» имени С.П. Ко- ролева: Н.А. Брюханов (Введение, 2.2, 2.3), А.С. Грибков (4.4, 4.7, 5.4, 6.2,), А.С. Гузенберг (4.5), М.Н. Дудник (4.6), Р.А. Евдокимов (4.4, 5.4, 6.1, 6.2, 6.4), Н.А. Егоров (2.1, 2.2), Л.А. Ильина (4.10), Н.А. Карбанов -8-
Введение (2.2), С.В. Кудь-Сверчков (4.8), А.Б. Косенко (5.5, 5.6), К.А. Латышев (4.3), В.П. Легостаев (2.3, 4.1, 5.4), А.А. Лобыкин (1.6, 2.3, 3.1-3.4, 4.2, 4.3, 4.8, 4.9, 5.1-5.3, 6.1,), В.А. Лопота (2.3, 4.1, 5.4), В.Д. Мамьянов (2.2), А.А. Масленников (5.4,4.10), Н.Г. Медведев (5.2,5.3), Р.Ф. Муртазин (4.3), А.М. Рябкин (4.5), Ю.М. Семенов (5.2), Г.А. Сизенцев (2.3, 4.9, 4.10, 6.1, 6.3-6.5), В. В. Синявский (Введение, 1.1, 1.6, 2.3, 4.1, 4.4, 4.7, 5.4-5.6, 6.2), Б.А. Соколов (4.4), Б.И. Сотников (2.1-2.3, 4.1, 6.1, 6.3-6.5), С.Ф. Стойко (3.3, 5.1, 5.3, 5.4), В.Ю. Тугаенко (4.4, 5.4, 6.2), И.И. Хамиц (2.2, 2.3, 4.1), О.С. Цыганков (4.5, 4.6, 4,8), |С.В. Чернов | (4.4), А.Н. Щербаков (4.4), А.Н. Щукин (4.3,4.8,4.9, 5.4). От Центрального научно-исследовательского института Маши- ностроения Роскосмоса: В.Ш. Губайдулин (1.7), К.С. Ёлкин (1.7, 2.3, 3.1, 3.2), В.М. Иванов (1.7), А.А. Пешкин (1.7), Г.Г. Райкунов (1.7, 2.3), Г.Р. Успенский (1.7),|А. В. Целин|(1.7). От Исследовательского центра имени М.В. Келдыша Роскосмоса: В.Н. Акимов (6.2), А.С. Коротеев (6.2), Е.Ю. Кувшинова (5.4), С.А. Попов (4.4)j В.Ф. Семенов^(4.4,6.2), А.А. Синицын (5.4). От НПО имени С.А. Лавочкина Роскосмоса: В.П. Долгополов (2.1, 3.2), В.В. Ефанов (2.1), А. В. Лукьянчиков (3.2), И.Л. Шевалёв (2.1). От Конструкторского бюро общего машиностроения им. В.П. Барми- на Роскосмоса: И.В. Бармин (4.3, 4.8), А.В. Егоров (4.3, 4.8), А.М. Долгин (4.3,4.8), А.В. Коровин (4.3,4.8). От ГЕОХИ РАН: А.М. Абдрахимов (1.6), А.Т. Базилевский (1.5-1.6), М.Я. Маров (1.5-1.7), О. Л. Кусков (1.4), Е.Н. Слюта (1.5,1.6) От ГАИШ РАН: В.В. Шевченко (1.2, 1.3, 1.6, 2.3), Е.А. Козлова (1.6), А.А. Бережной (1.6) От ИКИ РАН: А.В. Захаров (1.3), А.М. Садовский (1.3), А.А. Скаль- ский (1.3) Вариант базы-поселения (раздел 4.9) разработан А.Г. Сизенцевым. Научно-техническое редактирование всех разделов книги выполнено В.В. Синявским, Б.И. Сотниковым, А.А. Лобыкиным, Г.А. Сизенцевым. Авторы признательны ученым и специалистам, чьи опыт, знания и результаты исследований в той или иной мере синтезированы в насто- ящей книге. Все критические замечания и советы, касающиеся излагаемого ма- териала, приведенных результатов и другие будут приняты авторами с благодарностью. -9-

Глава 1 ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.1. Гипотезы происхождения Луны Проблема происхождения Луны обсуждается в научной литературе уже более ста лет. Ее решение имеет большое значение для понимания ранней истории Земли, механизмов формирования Солнечной систе- мы, происхождения жизни [1.1-1.4]. Из планет внутренней части Солнечной системы, которая включает Меркурий, Венеру, Землю и Марс, только Земля имеет массивный спут- ник — Луну. Спутники есть также у Марса (Фобос и Деймос), но это небольшие тела неправильной формы, причем больший из них, Фобос, в максимальном измерении всего 20 км, в то время как диаметр Луны 3476 км. Луна и Земля обладают разной плотностью. Это вызвано не только тем, что Земля имеет большие размеры и, следовательно, ее недра находятся под большим давлением. Средняя плотность Земли 5,5 г/см3, в то время как плотность Луны — 3,3 г/см3. Различие обусловлено тем, что Земля содержит массивное железоникелевое ядро, в котором сосре- доточено 32% массы Земли. Размер ядра Луны остается невыясненным, однако с учетом низкой плотности «спутницы Земли» она не может со- держать ядро, превосходящее 5% ее массы. Наиболее вероятным, исхо- дя из интерпретации геофизических данных, считается интервал 1-3%, то есть радиус лунного ядра может составлять 250-450 км [1.4]. К середине прошлого века сформировалось несколько гипотез про- исхождения Луны [1.1-1.3]: - отделение Луны от Земли; - случайный захват Луны на околоземную орбиту; - образование Луны в результате катастрофического столкновения с Землей крупного космического тела; - совместное формирование Земли и Луны в результате фрагмента- ции пылевого сгущения. Гипотезу центробежного отделения Луны от Земли впервые в 1878 г. выдвинул Дж. Дарвин — сын знаменитого Ч. Дарвина. Он предположил, что после образования молодой Земли она вращалась с очень высокой скоростью. Под действием центробежных сил планета стала настолько вытянутой по экватору, что от нее оторвался крупный кусок вещества, из которого впоследствии образовалась Луна. Эту гипотезу в 1882 г. поддержал геолог О. Фишер, по мнению которого бассейн Тихого океа- -11-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО на образовался именно на том месте, где оторвалась от Земли будущая Луна. Гипотеза Дарвина-Фишера приобрела большую популярность и оставалась общепринятой в начале XX века. Отрыв вещества от чрезвычайно вытянутого экваториального вы- ступа хорошо объясняет имеющийся размер Луны и меньшую, чем у Земли, плотность, так как она соответствует земной мантии. Имеются данные о более быстром вращении Земли в далеком прошлом. Одна- ко требуемая для центробежного отрыва скорость вращения должна была быть чрезмерно высокой (один оборот за 1-2 часа) и момент импульса вращения Земли должен был быть в 3-4 раза больше ны- нешнего момента импульса системы Земля-Луна (который и без того достаточно высок). Суммарный вращательный момент Земли и Луны недостаточен для возникновения даже в жидкой Земле ротацион- ной неустойчивости (потеря вещества под действием центробежной силы). Появление такого момента импульса у сформировавшейся Зем- ли трудно объяснить, как и последующее его исчезновение. Не вписы- вается в гипотезу и дефицит летучих элементов в лунном веществе. Кроме того, современная теория тектоники литосферных плит счита- ет, что тихоокеанский бассейн в его нынешнем виде существует всего 70 млн лет и никак не мог образоваться при отрыве вещества от Земли. Гипотеза захвата была выдвинута в 1909 г. американским астро- номом Т. Дж. Джексон Си, который предположил, что Луна сформиро- валась как независимая планета где-то в Солнечной системе, а затем в результате каких-то событий перешла на эллиптическую орбиту, пере- секающуюся с орбитой Земли. При очередном сближении она была за- хвачена гравитацией Земли и стала ее спутником. Захват Луны земной гравитацией мог бы хорошо объяснить высокий момент импульса системы Земля-Луна. Однако вероятность захвата Зем- лей пролетающего тела с массой Луны чрезвычайно мала, более вероятны события, по которым пролетающая планета столкнулась бы с Землей или, наоборот, была бы гравитацией Земли отброшена далеко за пределы ор- биты. Если бы захват все же произошел, скорее всего, Луна вращалась бы вокруг Земли в противоположном направлении (как это наблюдается у за- хваченных лун Юпитера) и по сильно вытянутой эллиптической орбите. Малая плотность Луны и отсутствие у нее железного ядра могут быть объяснены, если предположить, что она сформировалась за пре- делами зоны планет земной группы. Однако тогда невозможно объ- яснить дефицит летучих элементов, которые есть в изобилии в зоне планет-гигантов. Трудно найти в Солнечной системе подходящую об- -12-
1.1. Гипотезы происхождения Луны ласть с дефицитом того и другого. Не вписывается в данную гипоте- зу и идентичность соотношения изотопов кислорода на Луне и Земле. В 60-е годы прошлого столетия специалисты в области небесной ме- ханики пришли к выводу, что захват Луны на околоземную орбиту — крайне маловероятное событие. Гипотеза столкновения (мегаимпакта). Американские ученые А. Камерон и В. Уорд и одновременно В. Хартман и Д. Дэвис в 1975 г. предложили гипотезу образования Луны в результате катастрофиче- ского столкновения с Землей крупного космического тела размером с Марс. В результате огромная масса земной материи и частично мате- риала ударника (небесного тела, названного протопланетой Тейя) рас- плавилась и была выброшена на околоземную орбиту. Этот материал быстро аккумулировался в компактное тело, которое стало Луной. Не- смотря на кажущуюся экзотичность, эта гипотеза стала общеприня- той, поскольку она предлагала простое решение целого ряда проблем. С динамической точки зрения сценарий столкновения вполне осу- ществим. Сверх того, он дает объяснение повышенному значению углового момента системы Земля-Луна, наклону оси Земли. Легко объясняется и более низкое содержание железа в Луне, если предпо- ложить, что столкновение произошло после образования ядра Земли. Железо оказалось сконцентрированным в основном в ядре Земли, а Луна образовалась из каменного вещества земной мантии. Первоначально большие сомнения вызывала возможность столь удачного соударения такого крупного тела с Землей. Затем было пред- положено, что это тело сформировалось на орбите Земли, в одной из точек Лагранжа Земля-Солнце. Такое предположение хорошо объяс- няет и низкую скорость столкновения, и угол удара (почти по каса- тельной), и нынешнюю круговую орбиту Земли. К середине 1970-х гг., когда на Землю доставили образцы лунно- го грунта, достаточно хорошо были изучены геохимические свойства Луны, и она по ряду параметров действительно показывала неплохое сходство с составом земной мантии. Поэтому такие видные геохимики, как А. Рингвуд (Австралия) и X. Венке (Германия) поддержали гипотезу мегаимпакта. Вообще, проблема происхождения Луны из разряда астро- номических перешла скорее в разряд геолого-геохимических, так как именно геохимические аргументы стали решающими в системе доказа- тельств той или иной гипотезы образования Луны. Эти версии различа- лись лишь в деталях: относительные размеры Земли и ударника, каков был возраст Земли, когда произошло столкновение. Сама же концепция -13-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО ударного образования считалась незыблемой. Между тем некоторые подробности геохимического анализа, а именно проблема «летучих» и изотопного фракционирования, ставят под сомнение гипотезу в целом. Вопрос дефицита железа на Луне играл решающую роль при об- суждении происхождения Луны. Другая фундаментальная пробле- ма — сверхобедненность естественного спутника Земли летучими эле- ментами — оставалась в тени. Луна содержит во много раз меньше К, Na и других летучих эле- ментов по сравнению с углистыми хондритами. Состав углистых хон- дритов рассматривается как наиболее близкий к первоначальному космическому веществу, из которого формировались тела Солнечной системы. В качестве «летучих» обычно рассматриваются соединения углерода, азота, серы и вода, которые легко испаряются при прогреве до температуры 100-200°С. При температуре 300-500°С, в особенности в условиях низких давлений, например в космическом вакууме, лету- честь свойственна и элементам, которые мы обычно наблюдаем в со- ставе твердых веществ. Земля тоже содержит мало летучих элементов, но Луна заметно обеднена ими даже по сравнению с Землей (табл. 1.1). Таблица 1.1. Обедненность Луны и Земли летучими компонентами относительно углистых хондритов (С1) [1.4] Элемент Li Na К Rb Cs Bi Tl Земля/С1 0,72 0,50 0,43 0,27 0,086 0,007 0.022 Луна/С1 0,24 0,09 0.066 0.038 0,02 0,0005 0,0024 В соответствии с ударной гипотезой предполагается, что Луна обра- зовалась в результате выброса расплавленного вещества на околозем- ную орбиту. Понятно, что при этом часть вещества могла испариться. Все бы хорошо объяснялось, если бы не одна деталь. Дело в том, что при испарении происходит явление, называемое фракционированием изотопов. Например, углерод состоит из двух изотопов — В * * * 12С и 13 * *С, кислород имеет три изотопа — 160,17О и 18 * * *О, магний содержит стабиль- ные изотопы 24Mgn 26Mgn т.д. При испарении легкий изотоп опережает тяжелый, поэтому остаточное вещество должно обогатиться тяжелым изотопом того элемента, который был утрачен. Было показано, что при наблюдаемой потере калия Луной отношение 41К/39К должно было бы измениться в ней на 60%. При испарении 40% расплава изотопное отношение магния (26Mg/24Mg) изменилось бы на 11-13%, а кремния (30Si/28Si) — на 8-10%. Это очень большие сдвиги, если учесть, что со- -14-
1.1. Гипотезы происхождения Луны временная погрешность измерения изотопного состава данных эле- ментов не хуже 0,5%. Между тем никакого сдвига изотопного состава, то есть каких-либо следов изотопного фракционирования «летучих», в лунном веществе не обнаружено. Возникла драматическая ситуация: с одной стороны, импактная гипо- теза была провозглашена незыблемой, особенно в американской научной литературе, с другой — она не совмещалась с изотопными данными. Гипотезу совместного формирования (в результате фрагментации пылевого сгущения) впервые в 1755 г. представил Иммануил Кант в труде по космогонии, предположив, что все небесные тела появились в результате сжатия пылевого облака, а Луна и Земля сформировались вместе, из одного пылевого сгустка: причем сначала Земля, потом, из оставшегося вещества — Луна. Большим сторонником этой гипотезы был знаменитый астроном Эдуард Рош. Гипотеза предполагает, что Земля и Луна образовались на одной орби- те как двойная планета из первоначального протопланетного роя твердых частиц. Первой начала формироваться прото-Земля. Когда она набрала до- статочную массу, частицы из протопланетного роя захватывались ее притя- жением и начинали вращаться вокруг зародыша планеты по самостоятель- ным эллиптическим орбитам. Из этих частиц образовался собственный околопланетный рой, частицы которого, сталкиваясь между собой, теряли скорость и падали на прото-Землю. Орбиты других усреднялись между со- бой, в результате чего рой приобретал орбиту, близкую к круговой, после чего из него начал формироваться зародыш будущей Луны. Если Земля и Луна формировались в непосредственной близости, то идентичность кислородно-изотопного состава легко объясняется. Однако трудно объяснимы различия в средней плотности двух тел (Луны 3,3 г/см3, Земли 5,5 г/см3), а также дефицит на Луне железа и «летучих». Сторонники гипотезы объясняют это тем, что частицы при столкновениях дробились, после чего тяжелые железные частицы выпадали на Землю, а силикатная пыль оставалась на орбите. Однако для этого все частицы роя предваритель- но должны были разрушиться до состояния пыли. Аналогичным образом объясняется и дефицит «летучих» — они испарялись при столкновениях и дроблении частиц. Однако для этого частицам пришлось бы сталкиваться при высоких относительных скоростях, но по гипотезе они же обращались в одном направлении. Кроме того, такой процесс должен был бы происхо- дить и при формировании других планет, что не наблюдается. Эта гипотеза не давала ответа ни на большой момент импульса системы Земля-Луна, ни на наклон лунной орбиты в 5° к орбите Земли. -15-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Таким образом, слабая сторона этой гипотезы — неспособность объяснить разную плотность Луны и Земли, привела к тому, что ког- да стали известны детали химического строения и состава Луны, она была окончательно отвергнута. Однако в середине 90-х годов академик Э.М. Галимов (ГЕОХИ РАН) выдвинул и с группой российских ученых обосновал новую концепцию образования Земли и Луны в результате фрагментации пылевого сгуще- ния, которая одновременно объясняла такие фундаментальные проб- лемы, как отсутствие фракционирования изотопов, сверхобедненность летучими элементами и дефицит железа естественного спутника Земли [1.4]. Смысл гипотезы состоял в том, что Луна сформировалась не вслед- ствие катастрофического удара, а как двойная система одновременно с Землей в результате фрагментации пылевидных частиц, аналогично тому, как образуются двойные звезды. Железо, которым обеднена Луна, было утрачено вместе с другими «летучими» в результате испарения. Если испарять расплав, который имеет первичный хондритовый со- став, то после испарения наиболее летучих компонентов начнут испа- ряться щелочные элементы (К, Na) более тяжелые. Дальнейшее испаре- ние приведет к улетучиванию Si, за ним Mg. В конечном счете расплав обогатится трудно летучими элементами Al, Са, Ti. Перечисленные вещества относятся к породообразующим элементам. Как следует из табл. 1.2, Луна обеднена Fe и обогащена Al, Са, Ti. Таблица 1.2. Содержание породообразующих окисное в углистых хондритах, Земле и Луне (в %) Компонент Углистые хондриты Земля Луна SiO2 34,2 34 43,4 Ti О2 0,11 0,11 0,3 А12О3 2,44 2,47 6,0 FeO 35,8 5,4+32 Fe 13,0 МдО 23,7 23,8 32,0 СаО 1,89 1,96 0,09 Na2O 0,98 0,23 0,09 К2О 0,10 0,02 0,01 Однако рассматриваемое испарение происходило в закрытой систе- ме, т.е. испарившаяся молекула могла вновь вернуться в расплав, в ре- зультате чего устанавливалось некоторое равновесие между расплавом -16-
1.1. Гипотезы происхождения Луны и паром. При этом так называемый термодинамический изотопный эф- фект оказывался очень небольшим, а при повышенных температурах — пренебрежимо малым. В результате гравитации облако сжимается, по- сле чего происходит его коллапс с формированием центрального тела с повышенной температурой. Перешедшая в пар часть вещества из обла- ка возвращается в центральное тело, а оставшиеся частицы оказывают- ся обедненными компонентами, включая железо. При этом фракциони- рования изотопов почти не наблюдается. Учет эффекта отталкивания в процессе испарения позволил объяснить, что реальный угловой момент системы Земля-Луна оказался достаточным для ротационной неустой- чивости, завершившейся формированием двух нагретых тел, одному из которых предстояло стать Землей, а другому — Луной. Возможность обоснования объективности гипотезы. Таким обра- зом, на момент написания настоящей книги (конец 2009 г.) различными учеными рассматриваются две основные гипотезы образования Луны: - в результате столкновения Земли с крупным телом (рис. 1.1); - совместного формирования Земли и Луны в результате фрагмен- тации пылевого сгущения (рис. 1.2). Принципиальным решением вопроса образования Луны должно стать глубинное бурение поверхности Луны, что является одной из важнейших задач ее исследования. Не исключено, что в результате появятся и другие гипотезы. Рис. 1.1. Иллюстрация гипотезы образования Луны в результате столкновения Земли с крупным небесным телом размером с Марс [1.4] Рис. 1.2. Иллюстрация гипотезы формирова- ния Земли и Луны из общего пылево- го диска [1.4] -17-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.2. Орбита, фигура, гравитационное поле Луны Единственный (естественный) спутник Земли составляет вместе с нашей планетой уникальную в Солнечной системе структуру, в кото- рой соотношение размеров и масс обоих тел характеризует их, скорее, как двойную систему, чем как классическое образование родительской планеты и спутника. Достаточно напомнить, что масса Луны состав- ляет около 1/81,3 массы Земли. Аналогичное отношение масс Фобоса и Марса исчисляется, например, величиной 1/50000000. Крупнейший в Солнечной системе спутник Ганимед составляет по массе лишь 1/12200 часть центрального тела Юпитера. Движение Луны по орбите. Проблема описания орбитального дви- жения Луны на основе гравитационной теории Ньютона является од- ной из самых сложных небесно-механических задач. Теория движения Луны по орбите должна учитывать влияние Земли, Солнца и больших планет Солнечной системы. Кроме того, следует принимать во внима- ние несферичность фигур Земли и Луны. Но поскольку в процессе сво- его движения в пространстве Луна испытывает влияние в основном двух небесных тел, существенно превышающих ее по массе — Земли и Солнца, основой изучения движения Луны по орбите является реше- ние задачи трех тел. Очевидно, в этой задаче рассматриваются Луна, Земля и Солнце, притягивающие друг друга, как точечные массы. Если пренебречь всеми возмущающими силами, кроме притяжения со стороны сферической Земли, то движение Луны окажется подчи- няющимся законам Кеплера с обращением по эллиптической орбите. Однако для получения параметров истинного движение Луны необхо- димо учитывать, что влияние Солнца и планет сказывается в том, что линия узлов смещается относительно звезд в плоскости эклиптики в обратном направлении, совершая полный оборот за 18,6 лет. Линия апсид поворачивается в год в направлении движения Луны на 40°7’. Величина эксцентриситета лунной орбиты колеблется в пределах от 0,0435 до 0,0715 вокруг среднего значения 0,0555. Наклон плоскости орбиты Луны к плоскости эклиптики меняется от 4°59' до 5° 17’ [1.5]. Таким образом, чтобы получить небесные координаты Луны с точ- ностью до 0,1”, необходимо учесть несколько сотен членов в разложе- нии для долготы и широты объекта. Чтобы упростить модель перемещения Луны в пространстве в от- ношении наглядного представления системы двух тел, но не потерять при этом небесно-механической и математической строгости, авторы -18-
1.2. Орбита, фигура, гравитационное поле Луны теорий движения земного спутника полагают Землю неподвижной и рассматривают Луну только лишь как тело, обращающееся вокруг на- шей планеты. Предположив Землю неподвижной, можно представить Луну спутником, движение которого подчиняется законам Кеплера. Влияние Солнца и других тел Солнечной системы в этом случае учи- тывается с помощью системы поправок. В этой модели Луна вращается по эллипсу, в одном из фокусов которого находится Земля. Другими словами, Земля и Луна вращаются вокруг общего барицентра. Соот- ношение масс обоих тел таково, что барицентр находится внутри зем- ного шара, на расстоянии 4670 км от центра масс Земли. Период геоцентрического движения Луны по орбите определяется как промежуток времени между двумя последовательными одинако- выми положениями Луны среди звезд при наблюдении с Земли. Этот период носит название сидерического месяца и составляет 27,32166 земных суток. Разница в продолжительности сидерического и сино- дического месяцев (периода смены фаз Луны) возникает в результате учета во втором случае орбитального движения Земли, что не сказы- вается на продолжительности звездного (сидерического) месяца. Про- должительность синодического месяца составляет 29,53059 суток. Параметры эллипса лунной орбиты в настоящее время определя- ются с использованием радиолокационных данных и результатов ла- зерной локации. Вычисления среднего расстояния Земля — Луна выполнялись при следующих значениях постоянных: скорость света 299792,8 км/с, гео- центрическое расстояние точки наблюдения 6369936 м, средний ра- диус Луны 1738 км. Вычисленное значение большой полуоси эллипса лунной орбиты (среднее расстояние) составило 384400,2± 1,1 км. При этих условиях одиночные расстояния «земной излучатель — лунный уголковый отражатель» измеряются с точностью до 15 см. На практике принимается, что в апогее расстояние до Луны состав- ляет 405500 км, а в перигее оно уменьшается до 363300 км. Описанная схема орбитального движения Луны на практике явля- ется наиболее распространенной. Однако следует иметь в виду и обоб- щающий вариант геометрического представления перемещения Луны в пространстве. Очевидно, что в реальности Луна движется вокруг Солнца, оставаясь при этом постоянно вблизи Земли. Развернутый ва- риант лунного движения выглядит следующим образом. При двукратном превалировании солнечного притяжения кривая движения Луны по отношению к Солнцу всегда оказывается вогну- -19-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО той во всех точках. Однако, поскольку такое движение происходит в постоянной близости от Земли, величина превалирования солнечного притяжения над земным периодически меняется и, соответственно, изменяется кривизна лунной гелиоцентрической орбиты (рис. 1.3). новолуние последняя четверть полнолуние первая четверть новолуние Рис. 1.3. Схема движения Земли и Луны вокруг Солнца. Фазы Луны, наблюдаемые с Земли Допустим, что в момент, когда Земля занимает положение Луна проходит точку своей орбиты 77р находясь как бы между Землей и Солнцем. В этом случае к Земле оказывается обращенным темное, неосвещенное полушарие Луны. Следовательно, для земного наблю- дателя или для наблюдателя, находящегося на околоземной орбите, Луна видна в фазе новолуния. Двигаясь на отрезке Луна посте- пенно меняет свое положение относительно Земли и Солнца. С Земли или с околоземной орбиты становится возможным наблюдать часть освещенного полушария Луны — сначала в виде узкого серпа, а из положения 32 — уже как половину видимого диска. Таким образом, в точке Л2 Луна находится в момент первой четверти. Минуя поло- жение 773, соответствующее фазе полнолуния, и положение соот- ветствующее последней четверти, Луна придет в точку Л5, т.е. займет по отношению к Земле и Солнцу положение, подобное в приведенной схеме начальному. Завершение полного фазового цикла происходит через синодический месяц (29,53059 суток) после его начала. В тече- ние года, когда вместе с Землей Луна совершит полный оборот во- круг Солнца, цикл изменения фаз повторится более двенадцати раз. Следует также учесть, что Луна движется не в плоскости эклиптики, поэтому реальная кривая гелиоцентрического движения Луны имеет еще более сложный вид. -20-
1.2. Орбита, фигура, гравитационное поле Луны Средняя скорость движения Луны по орбите составляет 1,023 км/с при величине ускорения 0,272 см/с2 в апогее и перигее. Точки либрации в системе «Земля — Луна». Взаимное движение Луны, Земли и Солнца рассматривается небесной механикой в рамках так называемой задачи трех тел. Следует подчеркнуть, что общего ана- литического решения задачи трех тел, пригодного для практического использования во всех случаях еще не найдено, и приходится приме- нять численные методы. Пока точное решение получено для частного случая, когда тела движутся в одной плоскости и влиянием массы од- ного из них можно пренебречь. Этим решением выявлены пять осо- бых точек, называемых «точками либрации». Точки либрации (иногда употребляется термин «центры либра- ции») Ц, Ц, Ц называются коллиниарными или прямолинейными, так как располагаются на прямой, проходящей через центральное тело (тело с максимальной массой) и спутник (тело меньшей массы). Рас- положение этих точек на прямой определяется соотношением масс двух рассматриваемых тел. Точки либрации Ц и Ц называются тре- угольными и расположены в вершинах равносторонних треугольни- ков, противоположных основанию, соединяющему центр тел с учиты- ваемой массой. Все пять точек под совместными действями центрального тела и спутника движутся так, что их первоначальное положение относи- тельно друг друга и рассматриваемых двух тел все время остается не- изменным. Кроме того, треугольные точки либрации Ц и Ц являются устойчивыми, а прямолинейные L , L и L — неустойчивыми. Это зна- чит, что если в начальный момент третье тело с пренебрежимо малой массой будет расположено не в точке Ц, а в близкой ее окрестности и будет иметь достаточно малую скорость, то оно и дальше останется в этой окрестности. В окрестности же любой из точек L , Ц, L (сколь угодно близко от них) сколь угодно малая сообщенная скорость заста- вит третье тело уйти из этой окрестности. Применительно к практике космических полетов в гравитацион- ном поле «Земля — Луна», когда массой космического корабля мож- но пренебречь, Земля рассматривается в качестве центрального тела, а Луна — в качестве спутника. На рис. 1.4 приведена общая схема рас- положения точек либрации в системе «Земля — Луна». В табл. 1.3 показаны расчетные значения расстояний каждой из точек либрации в системе «Земля — Луна» от центра соответствую- щего тела. -21-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис.1.4. Схема системы «Земля (3) - Луна (Л)» с расположением пяти точек либрации. Таблица 1.3. Относительные расстояния точек либрации в системе «Земля — Луна» Единица расстояния = 384 000 км Точка либрации Расстояние от Земли Расстояние от Луны ц 0,849 0,151 ц 1,168 0,168 1-3 0,993 1,993 L, 1,000 1,000 1,000 1,000 Наземные наблюдения и наблюдения с искусственных спутников Земли показали, что окрестности центров либрации Ь4 и Ц в систе- ме «Земля — Луна» представляют собой гравитационные ловушки, в которых концентрируются частицы пылевого вещества межпланетной материи. Размеры образующихся пылевых облаков сравнимы с разме- -22-
1.2. Орбита, фигура, гравитационное поле Луны рами Земли, а их суммарная масса составляет около 10 000 т. Плот- ность наблюдавшихся облаков оценивается величиной приблизитель- но в одну пылинку массой 2x10’5 г на 1 км3. При наблюдении с Земли облака имели угловые размеры около 10° и обращались вокруг точек L и L с периодом около одного месяца, удаляясь от центра либрации на угловое расстояние до 10°. Осевое вращение Луны. Осевое вращение Луны в первом приближе- нии описывается тремя законами, сформулированными Кассини и но- сящими его имя. Согласно этим законам лунный экватор имеет посто- янный наклон к плоскости эклиптики (угол наклона I = 1°32’47” ± 24”). Ось вращения Луны лежит в одной плоскости с нормалью к плоско- сти эклиптики и нормалью к плоскости орбиты. При этом восходящий узел лунного экватора на эклиптике совпадает с нисходящим узлом лун- ной орбиты и вращение происходит с постоянной угловой скоростью в том же направлении, в котором Луна движется вокруг Земли, т.е. против часовой стрелки, если смотреть со стороны северного полюса. Период вращения Луны равен продолжительности сидерического месяца. Это приводит к известной уникальной особенности системы «Земля — Луна», при которой к Земле обращено одно и то же полуша- рие Луны — видимая сторона. Сочетание равномерного вращения вокруг оси с неравномерным движением Луны по эллиптической орбите порождает еще одну на- блюдаемую с Земли особенность — оптическую либрацию по долготе. Поскольку в точки пересечения малой оси эллипса своей орбиты Луна приходит раньше или позже того, как завершится соответствующий полуоборот вокруг оси, земной наблюдатель имеет возможность каж- дый раз заглядывать на территорию обратной стороны. Так как экс- центриситет лунной орбиты невелик, видимые покачивания Луны от- носительно направления на центр Земли, определяющие оптическую либрацию по долготе, не превышают 7°54’ в каждую сторону. Если учесть также, что в результате наклона лунной орбиты проис- ходит аналогичное кажущееся покачивание по широте — оптическая либрация по широте (6°50' к северу и к югу соответственно), можно подсчитать, что в общем наблюдению с Земли доступно около 59% всей лунной поверхности. Так как лунная ось вращения составляет с плоскостью эклиптики почти прямой угол (~88°5'), лунные солнечные сутки, равные про- должительности синодического месяца, делятся поровну на темное и светлое время вне зависимости от положения Луны на гелиоцентри- -23-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО ческой орбите. Таким образом, на лунной поверхности нет наблю- даемых астрономических признаков сезонных изменений внешних условий. Реальное вращение Луны вокруг своей оси несколько отличает- ся от определяемого законами Кассини. Так же, как и в случае Земли, вращение Луны сопровождается малыми по абсолютной величине ко- лебаниями нутационного типа. Эти малые колебания носят название физической либрации. При выполнении некоторых высокоточных исследований, связанных с Луной, величины физической либрации подлежат учету. Вместе с тем, изучение самого явления физической либрации имеет самостоятельное значение, поскольку характеризует физические особенности Луны, как небесного тела и, в первую очередь, фигуру и внутреннее строение земного спутника. Размеры, масса, средняя плотность Луны. Хотя при более строгом анализе фигура Луны является трехосным эллипсоидом, в первом при- ближении ее размеры довольно точно описываются величиной средне- го радиуса лунного шара. Астрономическими методами эту величину определяли по измерениям углового видимого диска. Особенно точ- ные результаты достигались при измерениях во время кольцевых сол- нечных затмений или при наблюдениях покрытий звезд диском Луны. В настоящее время принята величина среднего радиуса Луны, рав- ная 1738,0 км. Это значение в основном характеризует меридиональное сечение лунного шара по границе видимого и обратного полушарий. Многочисленные определения абсолютных высот (отсчитанных от центра масс Луны) точек видимого полушария показывают, что по данным различных каталогов величина среднего радиуса лунной сфе- ры может принимать значения от 1736,74 км до 1738,9 км. Эти сведения более представительны, поскольку относятся к целому полушарию, од- нако и они не учитывают всех особенностей лунной фигуры. Во время проведения лазерной альтиметрии с лунной орбиты были получены полные профили при различных наклонах относительно эк- ватора. Сфера, которая наилучшим образом вписывается в эти про- фили, имеет радиус 1737,4 км. Сравнения многочисленных «мгновенных» измерений высот по- казали, что фигура, образованная физической поверхностью лунного шара (селеноид), весьма близка к правильной сфере. Попытки пред- ставить фигуру Луны в виде эллипсоида вращения или трехосного эллипсоида показали, что реальные ошибки определения параметров таких моделей на практике не показывают ощутимых отличий их от -24-
1.2. Орбита, фигура, гравитационное поле Луны принятого сфероида вращения. Поэтому представление фигуры Луны сферой получило наибольшее распространение при решении боль- шинства практических задач. При этом учитывается обнаруженный надежными измерениями сдвиг центра фигуры относительно центра масс примерно на 2 км в сторону Земли. В соответствии с приведенными размерами фигуры Луны площадь поверхности лунного шара составляет 37,9бх106 км2, что равняет- ся 0,074 площади земной поверхности, а объем лунного шара равен 21,99x109 км3, или 0,02 от объема Земли. Для определения величины массы Луны прибегали к различным способам. Классический способ, применявшийся в астрономии, исполь- зовал особенности совместного движения Земли и Луны с учетом вли- яния соотношения масс обоих тел. Поскольку величина лунной массы не бесконечно мала по сравнению с массой Земли, оба тела совершают перемещение вокруг общего центра масс (барицентра). Подобно тому, как в простой схеме геоцентрического движения Луна обращается во- круг Земли с месячным периодом, в схеме, учитывающей взаимное вли- яние масс этих тел, центр Земли также будет перемещаться с тем же пе- риодом по эллиптической орбите вокруг барицентра. Таким образом, по эллиптической орбите вокруг Солнца, строго говоря, движется точка, в которой находится барицентр системы «Земля — Луна», а центр Зем- ли оказывается постоянно удаленным от этой точки на некое среднее расстояние. Следовательно, в видимом положении Солнца и планет возникают параллактические смещения. Параллактическое смещение в положении Солнца по долготе, носящее название лунного неравенства, можно определять по наблюдениям Солнца во время квадратур Луны. По известным в этот момент расстояниям до Луны и до Солнца можно вычислить относительную массу Луны в долях массы Земли. На практике оказалось более удобным определять величину лунного не- равенства из наблюдений близких к Земле планет или проходящих вблизи Земли астероидов. Известная серия определений величины относительной массы Луны подобным образом была основана на наблюдениях прохожде- ния астероида Эрос в периоды 1900 — 1901 и 1930 — 1931 годов. Более поздняя переработка этих определений дала величину отно- шения масс Земли и Луны, равную 1/81,30, которая долгое время при- нималась в качестве эфемеридного значения. В более позднее время изложенную схему использовали с приме- нением радиолокационных измерений, в результате которых значение относительной массы Луны составило 1/81,3020 ± 0,0020. -25-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО С началом космических исследований появились новые возможно- сти определения массы Луны. Одним из таких методов стало определение величины лунной мас- сы в единицах массы Земли с использованием траекторных измерений, проводящихся в процессе слежения за движением космического аппа- рата в пространстве. Как известно, скорость движения аппарата относи- тельно Земли определяется с использованием эффекта Доплера. Однако, для того чтобы полученные величины можно было применить для вы- числения положения аппарата в пространстве, необходимо учесть соб- ственную скорость Земли и, в том числе, скорость перемещения земного центра относительно барицентра системы «Земля — Луна». Этот компонент движения Земли имеет месячный период и ампли- туду, равную произведению среднего суточного движения Луны на величину большой полуоси барицентрической орбиты центра масс Земли. Поскольку в таком простом математическом соотношении все величины, кроме относительного значения массы Луны, известны или поддаются измерению, возникает возможность многократного опреде- ления искомой величины [1.5,1.7] Величину относительной массы Луны могут также дать результаты траекторных измерений по космическим аппаратам, находящимся не- посредственно в сфере притяжения Луны. Непосредственно величину лунной массы можно получить из про- изведения gM, где g = 6,672х10'23 км3/(с2г) — постоянная ньютоновско- го тяготения. Величина gM определяется по возмущениям траекторий космических аппаратов, испытывающих тяготение Луны. В табл. 1.4 приведены средние величины обратного значения массы Луны (М1), полученные по каждому из указанных типов космических аппаратов, и соответствующие значения произведения gM. Таблица 1.4. Значения массы Луны, определенные по траекторным данным Космический аппарат м-1 дм «Маринер» 81,3008 - «Пионер» 81,3014 4902,75 «Венера» 81,3018 4902,72 «Рейнджер» 81,3034 4902,63 «Сервейор» 81,3034 4902,64 «Лунар орбитер» 81,3030 4902,73 -26-
1.2. Орбита, фигура, гравитационное поле Луны Таким образом, в качестве эфемеридной величины М1 в настоящее время по-прежнему принято значение 81,30. Эта величина соответ- ствует среднему значению большой полуоси эллипса барицентриче- ской орбиты центра Земли 4670 км. Если принять массу Земли равной 5,977x10 г, то масса Луны опре- делится величиной М = 7,351X10 г. Данные о размерах и массе Луны позволяют подсчитать среднюю плотность лунного шара. Эта величина при указанных выше массе и объеме составит 3,343 г/см3, что значительно меньше средней плотно- сти Земли (5,517 г/см3). Если сравнить среднюю плотность Луны с плотностью разных земных пород, можно убедиться, что наиболее подходящими окажут- ся изверженные породы типа силикатов. Из типичных горных пород Земли можно указать на перидотит и эклогит, имеющих плотность около 3,3 г/см3. Наиболее распространенными породообразующими минералами для земных силикатов с подобной плотностью являются пироксены. Близкую по величине плотность (3,27 г/см3) имеет также минерал оливин (подробнее см. раздел 1.6). В случае Земли названные выше породы являются изверженными аналогами вещества, слагающего верхнюю мантию и имеющего плот- ность 3,32 — 3,65 г/см3 на глубинах от 33 до 400 км. Низкая средняя плотность Луны согласуется с предположением об отсутствии массивного металлического ядра. Гравитационное поле Луны. Внешний гравитационный потенциал Луны в виде суммы сферических гармоник имеет следующий вид [1.5]: U = (gMe/r) [1+ Е Е о(Ле/г) Pnnj(sin (р) (Спт cos тк + Snnj sin тХ)] где Ме — масса Луны, Re — средний радиус Луны, ф, X — сфериче- ские координаты (широта и долгота), г — радиус-вектор текущей точ- ки пространства, P^(sin ф) — присоединенные функции Лежандра, С , S — независимые коэффициенты разложения. Пространственная структура внешнего гравитационного поля, как правило, описывается с помощью эквипотенциальных поверхностей. В каждой точке такой поверхности величина U остается постоянной. В случае однородности распределения гравитирующих масс, эквипо- тенциальные (уровненные) поверхности имеют сферическую форму, и значение потенциала зависит лишь от удаленности текущей точки пространства (величины г). Поскольку реальное распределение масс в -Т1-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО теле Луны не является однородным, локальный избыток или недоста- ток массы вещества приводит к деформации моделирующих гравита- ционное поле системы вложенных эквипотенциальных поверхностей в окрестностях аномальной точки. В настоящее время основным методом изучения гравитационного поля Луны остается исследование гравитационных возмущений ор- бит ее искусственных спутников. Результаты траекторных измерений движения первого лунного спутника «Луна-10» позволили определить значения И коэффициентов в разложении гравитационного поля Луны [1.8]. Дальнейшие исследования установили не только общую асимметрию распределения масс в теле спутника, но также выдели- ли местные концентрации масс (масконы), расположенные в пределах верхней мантии в области круговых морей видимого полушария Луны. Согласно исследованиям, проведенным на спутнике «Лунар проспек- тор» (1998-1999 гг.) с разрешением на поверхности до 30 км, в разло- жении гравитационного поля Луны удалось выделить до 100 гармоник. Помимо новых масконов эта модель выявила гравитационные анома- лии, не получившие пока достоверной интерпретации. Обобщение но- вой гравитационной модели позволило впервые оценить конкретные размеры металлического лунного ядра, радиус которого, по-видимому, находится в пределах от 250 км до 430 км и по массе не превышает 4% от общей массы лунного шара [1.9]. 1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны с окружающей средой Палеомагнетизм Луны. Многочисленные магнитометрические ис- следования, проведенные на основе орбитальной магнитной съемки и непосредственно на поверхности, установили отсутствие собственно- го глобального дипольного магнитного поля у Луны на современном этапе ее истории. Вместе с тем, в различных районах лунной поверхно- сти зафиксированы местные магнитные аномалии. Для районов морей видимого полушария напряженность магнитного поля у поверхности колеблется от 0,1 нТл до нескольких нанотесла. Наиболее значитель- ные магнитные аномалии обнаружены на обратной стороне Луны, где напряженность поля в некоторых случаях достигает более 300 нТл. Исследования остаточной намагниченности лунных пород, доставлен- ных на Землю, позволяют предположить, что заметное магнитное поле могло существовать у Луны примерно 3,6-3,8 млрд лет назад, т.е. при- -28-
1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны <...> близительно через 0,5-1 млрд лет после формирования спутника. Об- разцы пород с подобным возрастом имеют наибольшую остаточную намагниченность (~1 Гс) [1.10]. Следует отметить, что морские базаль- ты, покрывающие моря на ближней стороне Луны, сформировались примерно в это же время. Магнитометры находившихся на низких орбитах (100 км) субспутников космических кораблей «Аполлон-15 и -16» обнаружили магнитные аномалии с характерными размерами порядка 100 км [1.11]. Кроме того, было выявлено множество магнит- ных пятен размером менее 7 км [1.12]. Казалось бы, в качестве механизма генерации магнитного поля можно предположить существование динамо в лунном металлическом ядре, факт наличия которого был недавно установлен. К несчастью, против существования динамо на Луне работают следующие факто- ры: слишком малое ядро и обратная возникающей при динамо темпе- ратурная структура внутренней части Луны. Анализ образцов грунта показал, что в прошлом поверхность Луны, возможно, была океаном магмы. В одной из последних моделей динамо (модели Стегмана и др. [1.13]) авторы учли химическое и термодинамическое влияние океа- на магмы. В расплавленной мантии Луны минералы, содержащие лег- кие элементы, должны всплывать, формируя анортозитовую кору. Под этой корой образуется слой с повышенным содержанием калия, ред- коземельных элементов и фосфора (KREEP-слой с высоким содержа- нием радиоактивных элементов), который способствует нагреву. Ниже лежат уже сформированный ранее слой с повышенным содержанием ильменита и слой пироксенитов [1.14]. В рамках модели Стегмана и др. осевшее вещество изолирует лунное ядро от остальной мантии и, пре- пятствуя охлаждению ядра, не дает развиться динамо. При распаде радиоактивных элементов возникает нагрев слоя, и, как следствие, уси- ление потока тепла и возникновение динамо. Основная проблема модели состоит в том, что нагрев и всплытие вещества, изолирующего ядро, должно совпадать по времени с форми- рованием морских базальтов и намагничиванием грунта. Кроме того, выделяемая энергия может оказаться слишком малой для объяснения наблюдаемых величин магнитного поля. Пока, даже с учетом некото- рых дополнительных предположений, данная модель не объясняет па- леомагнетизм Луны. Результаты глобальной магнитной съемки с космического ап- парата «Lunar Prospector» (1998-1999 гг.) обнаружили корреляцию положения основных магнитных аномалий Луны с районами, анти- -29-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО подальными молодым круговым морям видимого полушария [1.12]. В то же время, крупнейшие магнитные аномалии совпадают с ано- мальными диффузными структурами, отличающимися высоким альбедо и полным отсутствием собственного рельефа. По одной из гипотез возникновение магнитных аномалий прямым образом связано с ударными процессами, сопровождавшими формирование круговых лунных бассейнов. Возможность такой генерации под- тверждается и лабораторными исследованиями [1.15]. Численная модель генерации магнитного поля при соударении метеора с по- верхностью Луны была развита в работе [1.16]. В рамках этой мо- дели предполагалось, что газ с соответствующей плотностью и вну- тренней энергией испаряется с поверхности Луны, затем двигается вдоль сферической поверхности. В модели не учитывались вязкость и излучение газа и предполагалась азимутальная симметрия тече- ния, что позволило свести задачу к двумерной. Магнитное поле учи- тывалось на уровне оценок. Оказалось, что облако газа «сгребает» магнитное поле во время своего движения. Последующее развитие модель получила в работе [1.17], где было получено решение трех- мерных уравнений гидродинамики. Основная критика модели со- держится в работе [1.18]. Дело в том, что характерные времена рас- пространения для плазменных токов (5 мин.), внутренних (8 мин.) и поверхностных (80 мин.) сейсмических волн, движения выбросов (20-50 мин.) различны. Соответственно, возможность образования аномалии вызывает вопросы. Кроме того, эта модель встречается с непреодолимой трудностью согласования возраста бассейнов (около 4 млрд лет) и диффузных структур (не более 10 млн лет). В связи с этим некоторыми авторами разрабатывается гипотеза возникновения магнитных аномалий вслед- ствие падения кометных тел [1.19]. Достоверная природа возникнове- ния лунного палеомагнетизма и наблюдаемых в настоящее время маг- нитных аномалий остается неустановленной. Лунная атмосфера — экзосфера. Малая сила тяжести и практи- чески полное отсутствие механизмов постоянной подпитки газовой оболочки Луны делает наш спутник Земли типичным безатмосфер- ным телом. Различные оценки показывают, что лунная атмосфера на 14 порядков меньше газовой оболочки Земли. Согласно дистанцион- ным и прямым исследованиям основной состав газовых частиц, на- сыщающих окололунное пространство, образуется атомами и ионами водорода, гелия, неона и аргона [1.5]. -30-
1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны <...> В табл. 1.5 приведены средние тепловые скорости (V, см/с) движе- ния частиц соответствующих газов для наибольшего значения днев- ной температуры (400 К). Таблица 1.5. Характеристики лунной атмосферы (в скобках дан атомный вес элемента) Н(1) н2 (2) Не (4) Ne (20) Аг (36) Аг (40) Средняя тепловая скорость движения частиц V, см/с 2,76х105 1,95x10s 1,38х105 0,62x105 0,46x105 0,44х105 Высота Н, см 2040x1О5 1020x1О5 510х105 120x105 57x10s 51х105 Время диссипации t, с 2x103 2x103 5x103 3x107 8х1013 2х1015 Время диссипации t, лет ю-6 10’6 4x10'5 ю-2 105 106 Следует отметить, что параболическая скорость для Луны состав- ляет 2,38 км/с. В табл. 1.5 приведены также значения шкалы высот (Н, см) и времени диссипации (t, в секундах и годах) для различных состав- ляющих лунной атмосферы при максимальных температурах (400 К). Значения времени диссипации t, приведенные в табл. 1.5, вычислялись с учетом только тепловых процессов. Однако, для элементов более тяже- лых, чем водород и гелий, существенную роль играет процесс фотоио- низации и связанное с ним увеличение интенсивности рассеивания ио- нов. Под воздействием жесткого ультрафиолетового излучения Солнца нейтральные молекулы и атомы газов вблизи Луны приобретают заряд, захватываются межпланетным магнитным полем и, ускоряясь им, по- кидают лунную атмосферу, двигаясь по спирали вокруг силовых линий. Согласно приведенным в табл. 1.5 данным суммарное количество газовых частиц в лунной атмосфере в дневное время составляет менее 104 молекул/см3. В ночное время предполагаемая концентрация всех обнаруженных газов достигает около 2x105 молекул/см3, что и соответ- ствует наибольшей плотности газовой оболочки Луны. Таким образом, лунная атмосфера является экзосферой, нижняя граница которой про- ходит непосредственно у лунной поверхности. Поскольку в экзосфере столкновения редки, то атомы и молекулы не взаимодействуют друг с другом, поэтому можно считать, что каж- дая газовая составляющая формирует свою собственную атмосферу с -31-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО соответствующими свойствами. Структура и динамика каждой такой атмосферы зависит от скорости источника и его энергии, скорости по- терь, процессов взаимодействия с поверхностью и процессов перено- са. Нейтральные атмосферы Луны можно разделить на две группы — атмосферы, состоящие из благородных газов, и атмосферы, состоящие из щелочных элементов (см. табл. 1.5). При изучении структуры и динамики гелиевой и аргоновой экзо- сфер Луны предполагается, что источник частиц полностью тепловой. Если считать, что распределения частиц по скоростям тепловые, то ха- рактерные масштабы высот в предположении температуры 400 К со- ставляют Нн = 1000км и НДг=50км соответственно. На траектории ато- мов Не и Аг влияют как давление излучения, так и гравитация Солнца и Земли [1.20]. В работе [1.21] было показано, что при гидростатиче- ском равновесии и при отсутствии стоков соблюдается соотношение пТ5 2 = const. Позже, в работе [1.22] была получена функция источни- ка для несжимаемого газа (Не) в диффузионном приближении. Модель проверялась экспериментально и в случае Не получила хорошие под- тверждения. Напротив, адсорбция Аг становится значительной при 120 К, что позволяет ему собираться на ночной стороне поверхности. Такой сток Аг приводит к распределению газа с максимумом на терми- наторе. Поиск натриевой и калиевой экзосфер Луны был мотивирован ис- следованием экзосферы Меркурия [1.23]. Было обнаружено, что та- кие экзосферы действительно существуют, причем масштабы высот равны Н№=120±42км и Нк=90+20км, что в предположении теплового равновесия приводит к плотностям натрия и калия около поверхности HNa=67±12cM’3 и ик=15±3см 3. Видно, что в лунной атмосфере эти компо- ненты не являются основными. В работах [1.24, 1.25] Na был обнаружен на высотах 1500 км (0,9Лм) с помощью астрономических наблюдений с Земли. Было показано, что в атмосфере Луны существует вторичная нетепловая компонента ато- мов натрия с масштабом высот порядка 600 км. В работе [1.26] были проведены измерения К до высот 190 км и исследован высотный про- филь. Лучшее совпадение с экспериментальными результатами дала двухтемпературная модель. В работе [1.24] приведены факты, свиде- тельствующие о том, что содержание Na уменьшается с увеличением зенитного угла Солнца причем функция источника изменяется как cos2 %. При исследовании радиальных профилей Na оказалось, что лучше всего они описываются двухтемпературной моделью [1.27]. -32-
1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны <...> Наиболее полная модель динамики натриевой и калиевой экзосфе- ры была разработана в работе [1.28]. Динамика различных компонент экзосферы Луны определяется следующими механизмами потерь и источниками частиц [1.13]. Гравитационное убегание. Частицы со скоростями больше второй космической не могут быть удержаны гравитационным полем Луны и «теряются» лунной атмосферой. Гравитационное убегание зависит только от функции источника и массы частицы. Ионизационные потери. Ионизация атомов и молекул приводит к их потере из экзосферы, поскольку ионы захватываются локальным элек- трическим полем солнечного ветра и ускоряются до скоростей боль- ших второй космической. Примерно половина ионов, появляющихся на низких широтах, обмениваются зарядами, или рекомбинируют, но на высоких широтах этот процесс становится несущественным. Важ- ный источник ионизации — солнечное ультрафиолетовое излучение, обмен зарядами и ионизация при соударении с ионами солнечного ве- тра. Все эти факторы варьируются с солнечным циклом и несколько меньше зависят от 28-дневного периода обращения Луны. Химические потери. В атмосфере Луны существуют два типа хими- ческих потерь. Наибольший вклад вносят столкновения с поверхно- стью, приводящие к химическим реакциям, которые связывают ато- мы или молекулы и частицы поверхности. Полагают, что этот процесс ответствен за захват протонов, гелия и кислорода солнечного ветра. Потери вследствие химических реакций при столкновениях в газе для Луны крайне малы. Конденсация. Важный элемент потерь — конденсация. Конденсация происходит на ночной стороне Луны, когда частицы перенесенные с дневной стороны контактируют с холодной поверхностью и захва- тываются ей. Конденсирующиеся атмосферные элементы включают в себя Ar, Na, К и еще не обнаруженную воду. В большинстве случаев ча- стицы, «потерянные» при конденсации, освобождаются после восхода Солнца и конденсацию можно рассматривать как временную потерю. Источники частиц можно разделить на пять категорий: 1) тепловые, 2) выбросы, 3) химические,4) метеорные, 5) внутренние [1.13]. В прин- ципе, все новые частицы могут возникнуть в химических реакциях на поверхности или в околоповерхностных слоях. Данные механизмы обеспечивают только перенос этих частиц в экзосферу. При рассмо- трении источников следует помнить, что для различных частиц важны различные механизмы. -33-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Тепловые источники. Этот источник часто называют тепловой де- сорбцией. Очевидно, что работа этого источника зависит от суточного цикла Луны, составляющего 29,5 сут., но практически не коррелирует с обращением Земли вокруг Солнца [1.23]. Выбросы вещества из подповерхностных слоев возникают при ин- жекции или дискретном импульсе энергии. Интерес к процессам вы- бросов возник после возвращения «Аполлона» с образцами грунта. Основная причина выбросов состоит в выбивании солнечным ветром вещества из реголита [1.22]. Однако взаимодействие ионов и электро- нов солнечного ветра с реголитом к настоящему времени изучено не- достаточно. Взаимодействием поверхности Луны с космическими лу- чами можно пренебречь, поскольку в этом случае выделение энергии происходит слишком глубоко под поверхностью. Химические источники. Химические реакции падающих частиц (на- пример, протона солнечного ветра) с поверхностью могут дать доста- точно энергии для десорбции атома [1.29]. Метеорные источники. Взаимодействие метеора с поверхностью Луны приводит к возникновению облака пара и источника горячего или кипящего вещества, который распространяется вдоль поверхно- сти и охлаждается. Внутренние источники. К таким источникам относятся вулканиче- ская деятельность (которая для Луны пренебрежимо мала) и сейсми- ческая активность [1.30]. Плотность метеороидного потока и пылевая составляющая у поверхности Луны. При практическом отсутствии газовой оболочки Луны даже самые малые метеороидные частицы достигают лунной по- верхности, вызывая интенсивную эрозию поверхностных слоев. Рас- четные значения скоростей падения на лунную поверхность частиц- ударников составляют от 13 до 18 км/с [1.31]. Согласно оценкам разных авторов, общий поток падающих на Луну твердых тел составляет око- ло 4 х10’16 г см2 с 1 при учете объектов с массой от 10 16 г (микрометео- риты) до 1018 г (крупные метеориты и астероиды) [1.5]. Количество ча- стиц различных размеров обычно представляется зависимостью вида N = aDb, где N — число частиц диаметра D, выпадающее на единицу площади в единицу времени. Тот же самый вид зависимости использу- ется для представления распределения выпадающих частиц по массе: N = cDd -34-
1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны <...> Показатели степени b и d являются отрицательными для реально наблюдаемых распределений. На рис. 1.5 представлены результаты различных серий наблюдений плотности метеороидов в окололунном пространстве и интерпретация этих данных. Распределение представ- лено по массам выпадающих на лунную поверхность частиц. По вер- тикальной оси дано число частиц N (в логарифмической шкале), выпа- дающих на площади 1 м2 за секунду времени. По горизонтальной оси отложены массы частиц (в логарифмической шкале). Кривая 1 и точки 2 представляют обобщения различных серий на- земных наблюдений и результаты, полученные с борта космических аппаратов «Пионер-8, -9», «Пегас» и «ГЕОС», приведенные к рассто- янию в 1 АЕ [1.32; 1.33]. Все эти данные характеризуют поток микро- метеороидов с массами от ~1017 до 102 г. Распределение 3 представляет собой обобщенный анализ данных, полученных по степени метеоритной эрозии доставленных на Землю образцов лунных поверхностных пород [1.34]. Результаты пассивно- го сейсмического эксперимента, проведенного на лунной поверхности по программе пилотируемых полетов кораблей «Аполлон», позволи- ли оценить поток метеоритного вещества, реально выпадающего на Луну [1.35]. Полученная по этим данным зависимость представлена на рис. 1.5 распределением 4. Зарегистрированный поток оказался в 10- 1000 раз меньшим, чем прогнозируемый по наземным наблюдениям. Более поздние данные, полученные с помощью пассивного сейсмиче- ского эксперимента, относящиеся к потоку с интервалом масс частиц от 103 до 105 г, показаны распределением 5 [1.36]. Рис. 1.5. Результаты различных серий наблюдений плотности метеороидов в окололунном пространстве -35-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Приведенные величины метеороидного потока, падающего на Луну, позволяют предположить постоянное присутствие в приповерхност- ном окололунном пространстве рассеянного мелкодисперсного ве- щества — своеобразной «аэрозольной составляющей» лунной экзо- сферы. Отдельные наблюдения избыточных свечений лунного неба подтверждают подобные предположения. По данным измерений, про- веденных непосредственно на лунной поверхности, плотность потока микрочастиц с массой более 10 13 г и скоростью падения около 25 км/с составляет 2х10'8 см’2 с1 [1.37]. В этом эксперименте был зарегистриро- ван эффект повышенной концентрации микрочастиц вблизи момен- тов местного восхода и захода Солнца при восьми лунациях. Скорость регистрации микрочастиц возрастала почти в 100 раз за время от не- скольких часов до 40 часов перед восходом и в течение 30 часов по- сле восхода. Было установлено, что преимущественное перемещение частиц происходит в направлении от Солнца. Предполагаемый меха- низм такого горизонтального переноса частиц по лунной поверхности заключается во взаимодействии электростатических зарядов пылинок с электростатическими полями, возникающими на лунной поверхно- сти под воздействием солнечного излучения. Ионизированное излучение вблизи Луны. Поскольку Луна лишена магнитного поля дипольной природы и практически лишена атмосфе- ры, характер облучения лунной поверхности значительно отличается от соответствующих явлений, наблюдаемых у поверхности Земли. Бо- лее разнообразны виды радиации, достигающие лунной поверхности, и взаимодействие каждого из них с покровным веществом. Ионы солнечного ветра из-за своей малой энергии способны про- никать лишь в очень тонкий верхний слой лунного вещества — не бо- лее одного микрометра. По некоторым оценкам насыщенность потока частиц солнечного ветра у Луны такова, что за время более 4 млрд лет общее число достигших ее атомов может быть эквивалентно поверх- ностному слою лунного вещества толщиной до 10 м [1.38]. Плотность потока солнечного ветра у Луны обычно принимается равной от lx 108 до 8х108 см 2с *. Несмотря на то, что значительная часть атомов солнеч- ного ветра в конце концов покидает лунную поверхность, считается, что именно солнечный ветер служит источником таких редких для хи- мического состава лунных пород элементов, как Н, С, N и некоторые другие газы. Электроны с энергией около 0,5-1,0 МэВ после значительной сол- нечной вспышки достигают окрестностей Луны за время от 10 минут -36-
1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны <...> до 10 часов. Солнечные протоны с энергией от 20 до 80 МэВ, продви- гаясь вдоль силовых линий межпланетного поля, появляются в около- лунном пространстве от нескольких часов до 10 часов спустя [1.39]. Большая часть солнечных космических лучей не проникает в лунное вещество глубже, чем несколько сантиметров. В самом верхнем слое эти частицы могут вызывать реакции, которые оставляют следы ка- скадного вида. Слой около 100 г/см2 обычно служит достаточной пре- градой для проникновения частиц вторичного потока. Многие образ- цы лунных пород, доставленные на Землю, хорошо сохранили следы частиц солнечных космических лучей, по которым можно судить об интенсивности солнечного ветра в прошлом за период примерно 107 лет, а также определять экспозиционный возраст самих лунных пород. Тяжелые ядра в галактических космических лучах обычно не про- никают глубже ~ 10 см в лунные породы. Несмотря на то что эти части- цы вызывают реакции в лунном веществе и индуцируют явления ка- скадного типа, наличие слоя в несколько г/см2 достаточно для полного затухания этого процесса. Напротив, легкие ядра в составе галактиче- ских космических лучей, к которым обычно относятся протоны и аль- фа-частицы, могут глубоко проникать в лунный грунт и инициировать каскады вторичных частиц, распространяющиеся на несколько метров вокруг. Число вторичных частиц, как правило, в несколько раз пре- вышает первичный поток. Например, поток первичных частиц галак- тических космических лучей с плотностью 2 част./см2 с может инду- цировать поток с плотностью около 13 нейтронов/см2 с [1.40]. Одним из процессов, сопровождающих бомбардировку лунного покровного вещества частицами галактических космических лучей, является «вы- бивание» гамма-лучей и нейтронов, которые создают поток излучения от Луны, энергетический спектр которого указывает на химический состав исходного вещества. Это явление было положено в основу дис- танционного метода определения содержания в лунных породах таких элементов, как Th, Ti, Fe, Mg, К и др. с помощью орбитальных космиче- ских аппаратов [1.41]. Отраженное и собственное излучение Луны и физические свойства лунного реголита. Лунное излучение включает отраженную компо- ненту, т.е. рассеянную поверхностью солнечную радиацию в видимой и ближней инфракрасной областях спектра, и собственное излуче- ние, которое проявляется в более далекой инфракрасной области. На рис. 1.6 кривая 1 схематически показывает распределение в спектре солнечного излучения в диапазоне от рентгеновского до инфракрас- -37-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО ного. Величина Е выражена в единицах эрг/(см2с) на интервал длин волн, равный 1 мкм. Отдельные детали в спектре солнечного излуче- ния сглажены. Кривая 1 построена в логарифмической шкале. Рис. 1.6. Зависимость рассеивания солнечной радиации поверхностью Луны в видимой и ближней инфракрасной областях спектра Вид кривой 2 (рассеиваемая лунной поверхностью солнечная ра- диация) в основном повторяет характер распределения энергии в сол- нечном спектре с учетом изменения спектрального геометрического альбедо [1.5]. Этим последним обстоятельством объясняется резкое падение величины излучения в ультрафиолетовой области и более по- логая ветвь кривой в инфракрасной области спектра. Низкая отража- тельная способность лунного поверхностного слоя приводит к тому, что около 90% падающей на Луну солнечной радиации переходит в тепло. В результате этого Луна имеет собственное тепловое излучение в инфракрасной области спектра и частично в радиодиапазоне. Соб- ственное излучение Луны можно представить планковской кривой, рас- считанной для Т = 400 К (в подсолнечной точке освещенного полуша- рия). Результаты подобных расчетов представлены кривой 3 на рис. 1.6. Коэффициент излучения лунной поверхности принимался близким к 1. Максимум отраженного излучения Луны приходится на X ~0,6 мкм, в то время как максимум распределения энергии в солнечном спектре находится вблизи X = 0,47 мкм. Из этого следует, что отраженный лунной поверхностью солнеч- ный свет приобретает красноватый оттенок. Максимум собственно- -38-
1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны <...> го излучения Луны лежит в области X = 7 мкм. Измерения теплового излучения неосвещенной части лунного диска в процессе смены фаз или во время лунных затмений позволяют оценить тепловую инерцию покровного вещества. Величина тепловой инерции для лунного грун- та оказывается на два порядка меньше, чем у земных горных пород. По этой характеристике можно судить о степени раздробленности ве- щества, поскольку подобное низкое значение тепловой инерции свой- ственно только сильно измельченным породам, помещенным в усло- вия высокого вакуума. Правая ветвь кривой 3 на рис. 1.6 в действительности может быть продолжена в область радиоволн. Однако низкий энергетический уро- вень излучения Луны в радиодиапазоне не допускает детальных ис- следований. Вместе с тем, измерения яркостной радиотемпературы со- держат информацию, которая позволяет определить тепловой режим слоев, расположенных на глубине в несколько длин волн под поверх- ностью Луны. Радиоизмерения этого типа, в частности, установили, что на глубине около одного метра температура лунного реголита не претерпевает существенных изменений. Этот вывод впоследствии был подтвержден зондированием в процессе эксперимента по бурению грунта экипажами кораблей «Аполлон» [1.41]. Взаимодействие Луны с солнечным ветром. Поскольку у Луны атмосфера практически отсутствует, магнитное поле локализовано в небольших аномалиях, а электропроводность вещества поверхно- сти мала, то солнечный ветер практически без возмущений достигает поверхности Луны и абсорбируется [1.42]. Магнитное поле солнечно- го ветра искажается при взаимодействии с более электропроводным ядром Луны [1.43] и формирует магнитный хвост/шлейф на ночной стороне Луны, где плазма солнечного ветра отсутствует (каверна). Об- разующаяся токовая система приводит к усилению магнитного поля в самом хвосте/шлейфе Луны и к уменьшению поля на его границе [1.44]. Практически полное поглощение поверхностью Луны набегающего потока солнечного ветра и относительно малые размеры спутника Земли приводят к тому, что крупномасштабная ударная волна, харак- терная для обтекания препятствия сверхзвуковым потоком плазмы, около Луны не образуется. В работе [1.45] было показано, что возрастание величины меж- планетного магнитного поля в шлейфе составляет около Зу, а убыва- ние поля по обе стороны от его границы — порядка 4у. Кроме того, в межпланетном магнитном поле наблюдались колебания, амплитуда -39-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО которых достигала нескольких гамм на внешней границе магнитного хвоста. В области каверны на ночной стороне возмущения поля не на- блюдались. Каверна на ночной стороне Луны представляет собой об- ласть, с пониженной концентрацией электронов, которую солнечный ветер стремится заполнить, причем температура электронов растет, а плотность уменьшается экспоненциально по направлению к центру каверны [1.46]. Профили концентрации, как правило, различны для двух флангов каверны, что связано с асимметрией межпланетного маг- нитного поля относительно направления Луна — Солнце. В 1968 г. были обнаружены спорадические возрастания магнитно- го поля, связанного с волной разрежения, которые лежали на стороне волны, обращенной к Солнцу [1.45,1.47]. Подобные явления были объ- яснены взаимодействием солнечного ветра с областями аномальной намагниченности поверхности Луны и формированием над ними «ми- нимагнитосфер», существование которых зависит от величины меж- планетного магнитного поля, плотности и скорости потока солнечного ветра [1.48]. Позже измерения на КА «Lunar Prospector» [1.12] показали, что магнитное поле достигает максимального значения на широтах от 32° ю.ш. до 66° ю.ш. (значения магнитного поля были больше 20-27 нТл, при этом магнитное поле солнечного ветра составляло 10 нТл, а угол между направлением потока солнечного ветра и нормалью к поверх- ности изменялся от приблизительно 45° до 66°). Кроме того, были об- наружены магнитогидродинамические волны, зарождающиеся на по- верхности Луны, которые могут привести к возникновению ударной волны. Следует отметить, что при 29°-59° ю.ш. резко возрастали поток электронов, величина магнитного поля (на 20%) и наблюдались вист- леры с частотой примерно 2,5 Гц (вистлеры представляют собой пра- вополяризованные электромагнитные волны, распространяющиеся на частотах меньших, чем циклотронная электронная частота, в системе отсчета, связанной с движущейся плазмой). Это может быть связано с тем, что между 29° и 59° ю.ш. космический аппарат двигался вдоль ударной волны [1.12]. На космическом аппарате «Lunar Prospector» были идентифицированы около 1000 случаев возрастания магнитного поля над отдельными участками поверхности Луны. Это явление на- блюдается на внешней стороне лунного шлейфа [1.49] и ранее носило название «limb shocks» или «limb compressions». Возрастания магнит- ного поля Lunar External Magnetic Enhancement (LEME) достаточно од- нозначно ассоциированы с областями аномальной намагниченности лунных пород, и наблюдались вплоть до высот -100 км. Возрастания -40-
1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны <...> магнитного поля регистрировались, в основном, при малых величинах гирорадиуса протонов, отношения теплового и магнитного давлений и низких числах Маха в набегающем потоке солнечного ветра, что слу- жит указанием на возможное формирование подобия ударной волны над областями аномальной намагниченности поверхности Луны. Двумерное численное моделирование взаимодействия солнечного ветра с магнитными аномалиями было проведено в [1.50] и позволило исследовать влияние условий в солнечном ветре на минимагнитосферу. Оказалось, что формирование минимагнитосферы зависит от выполне- ния двух условий: 1) давление магнитного поля аномалии должно быть достаточно, чтобы сбалансировать динамическое давление солнечно- го ветра; и 2) характерные размеры минимагнитосферы должны быть больше циклотронного радиуса протона. В отличие от крупномасштаб- ных магнитных полей планет для минимагнитосфер размеры области взаимодействия практически совпадают с характерными масштабами длин в плазме солнечного ветра. Тем не менее, можно говорить о воз- никновении подобия ударной волны вокруг минимагнитосферы при взаимодействии аномальной области с солнечным ветром. Хотя численное моделирование и показало существование мини- магнитосферы, ряд вопросов остался нерешенным. В работе [1.51] рас- сматривалось взаимодействие солнечного ветра с возмущением маг- нитного поля, размеры которого малы по сравнению с циклотронным радиусом протона. При таких условиях требуется учитывать поляриза- ционные токи, останавливающие частицы плазмы, что существенно ус- ложняет задачу. Тем не менее, было показано, что подобное взаимодей- ствие можно описать без привлечения концепции минимагнитосферы. Для объяснения необычно высоких значений альбедо и альбедных аномалий в областях большого магнитного поля аномалий была по- строена трехмерная модель траекторий частиц [1.52]. В данной модели рассматривалось только отражение частиц под действием силы Лорен- ца, и, как показали результаты, это может приводить к отражению за- метной фракции частиц набегающего солнечного ветра. Как было недавно обнаружено в экспериментах на космическом аппарате KAGUYA (СЕЛЕНА), отраженные протоны солнечного ветра (—0,1-1% от плотности набегающего потока плазмы) всегда присут- ствует в окололунном пространстве вне связи с областями магнитных аномалий. Наблюдение отраженных частиц является результатом пря- мого взаимодействия протонов солнечного ветра с реголитом Луны (как поверхностью твердого тела) [1.25]. -41-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.4. Внутреннее строение Луны Обилие полученной космическими аппаратами информации создает достаточно прочную основу для построения современных моделей хи- мического (минерального) состава и внутреннего строения Луны, осно- ванных на совокупности геофизических и геохимических ограничений, включающих массу, момент инерции, скорости продольных и попереч- ных волн, состав пород и лабораторные эксперименты. Однако, геохими- ческие и сейсмические модели противоречивы, нет данных о составе глу- бинных пород Луны, равно как отсутствуют и сейсмические определения в центральной области из-за сильного затухания упругих волн. Поэтому вопросы о размерах металлического ядра Луны и ее валовом составе до сих пор остаются предметом многочисленных дискуссий [1.3,1.53,1.54]. Геофизические и геохимические ограничения на состав и внутрен- нее строение Луны. Кора, мантия и ядро Луны. Определения сейсмических свойств и элек- тропроводности показывают, что мантия Луны до глубин -1200 км является твердой. По данным сейсмических и гравиметрических исследований сред- няя толщина коры составляет -60 км. В сейсмических работах с учетом топо- графических и гравитационных данных сделана переоценка средней мощно- сти коры в сторону понижения до 30-45 км [1.55]. В недавно опубликованном обзоре [1.56] предпочтительная толщина коры составляет 49 ± 16 км. В геохимической и геофизической литературе рассматривались различные варианты химического состава мантии и валового состава силикатной Луны. Модели валового состава противоречивы и изменя- ются от состава, подобного ультраосновному веществу верхней ман- тии Земли, до состава, резко обогащенного Са и А1; содержание FeO меняется от 6 до 18 мас.% [1.3,1.53,1.54,1.56,1.57]. В соответствии с сейсмическими данными модель внутреннего стро- ения Луны состоит из пяти сферических оболочек: коры, трехслойной (верхней, средней и нижней) мантии с неясными границами раздела на глубинах около 300 км и 500 км и железо-сульфидного ядра. Состав мантии и размеры ядра a priori неизвестны и определяются в результате решения обратной задачи с помощью имеющихся ограничений [1.54]. Сейсмические данные. Обработка 8-летнего эксперимента (1969- 1977 гг.), проводившегося сейсмической сетью из четырех станций, установленных экипажами кораблей «Аполлон-12, -14, -15, -16», позво- лила определить структуру лунных недр [ 1.58]. В последующих работах датских [1.59,1.60] и французских [1.55,1.61,1.62] геофизиков проведе- -42-
1.4. Внутреннее строение Луны на повторная математическая обработка времен пробега Р- и S-волн, зарегистрированных сейсмическими станциями. В работах [1.53, 1.63, 1.64, 1.65, 1.66] были предложены и разработаны методы реконструкции химического состава зональной мантии и определения внутреннего стро- ения Луны, основанные на решении обратной задачи и совместном ана- лизе гравитационных, сейсмических и петрологических ограничений. Сопоставление построенных моделей внутреннего строения Луны (рис. 1.7) показывает большой разброс сейсмических данных. Vp, км/с V8, КМ/С Рис.1.7. Профили скоростей распространения продольных и поперечных волн в мантии Луны: а - скорости продольных волн: 1 - Lognonne (2005) [1.57], 2 - Kuskov et al. (2002) [1.63], 3 - Gagnepain-Beyneix et al. (2006) [1.59], 4 - Nakamura (1983) [1.54], 5 - Khan et al. (2000) [1.55]. б - скорости поперечных волн: 1 - Gagnepain-Beyneix et al. (2006) [1.59], 2 - Khan et al. (2000) [1.55], 3 - Kuskov et al. (2002) [1.63], 4 - Lognonne (2005) [1.57] Скоростная структура верхней мантии (Н-50-300 км, Р-3-15 кбар) непротиворечива и может считаться достаточно надежной, что следует из сопоставления скоростей. Напротив, структура средней (Н-300-500 км) и нижней (Н-500-1000 км) мантии далеко не однозначна. Все сейс- мические модели [1.58, 1.59, 1.60, 1.62] на глубинах 300-1000 км плохо согласуются между собой. В работах одной и той же группы француз- ских сейсмологов [1.55, 1.62] существуют взаимные противоречия в отношении сейсмической структуры средней и нижней мантии. Плотность, радиус и момент инерции. Спутниковые измере- ния позволили получить детальную информацию о гравитационном поле Луны [1.67] и определить с высокой точностью средний безраз- -43-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО мерный момент инерции (7/MR2=0,931±0,002), среднюю плотность (р=3,3437±0,0016 г/см3) и радиус (R=1738 км). Размеры ядра Луны. Центральная область Луны по своим термо- динамическим параметрам (Т ~ 1500-1800К, Р ~ 45-50 кбар) близка к земной астеносфере и характеризуется низкой сейсмической до- бротностью. Поскольку прямые сейсмические данные на глубинах ниже —1200 км отсутствуют из-за сильного затухания S-волн, то со- став, агрегатное состояние и размеры ядра Луны остаются неизвест- ными. Однако геофизические ограничения на скорость сейсмических волн, мощность коры, массу и момент инерции позволяют найти рас- пределение плотности в недрах Луны и оценить размеры ядра [1.66, 1.68] (табл. 1.6, рис. 1.8). Таблица 1.6. Максимальные радиусы лунного ядра при разной мощности коры [1.66,1.68] Состав ядра Плотность ядра, г/см3 Нсг = 60 км, рсг = 3 г/см3 Н = 30 км, рст = 3 г/см3 Н = 80 км, рсг = 3г/см3 R кс ’ КМ М /М* ядро' ЯмакС КМ Рмакс’ КМ y-Fe(Ni) 8,1 350 2 380 330 Fe-1O%S 5,7 445 2,9 480 420 Эвтектическое Fe-FeS 5,15 490 3,4 525 460 Троилитовое FeS 4,7 530 4,1 — — Наиболее вероятная оценка среднего радиуса ядра R(Fe-10%S) = 340 ± 30 км хорошо согласуется с независимыми оценками [1.60], со- гласно которым R(Fe-10%S -ядра) -350 км; магнитными эксперимента- ми КА «Lunar Prospector» [1.69] и анализом 28-летних наблюдений по лазерной локации Луны [1.70]. В принципе возможны четыре модели лунного ядра: (1) жидкое Fe-ядро; (2) тонкая флюидная Fe-оболочка, окружающая твердое внутреннее Fe-ядро; (3) жидкое Fe-FeS-ядро; (4) тонкая флюидная Fe-FeS-оболочка, окружающая твердое внутреннее чисто железное ядро [1.70]. Таким образом, характеристики магнит- ного и гравитационного полей, исследования лазерной локации Луны и результаты численного моделирования свидетельствуют о том, что Луна имеет сравнительно небольшое плотное, электропроводящее и, по-видимому, частично расплавленное ядро. Наличие небольшого же- лезо-сульфидного ядра Луны умещается в «прокрустово ложе» геофи- зических и геохимических ограничений. -44-
1.4. Внутреннее строение Луны Рис. 1.8. Радиус железо-сульфидного ядра с 10 мас% серы (Ре-10 мас.%8-ядро, Fe084S016, р=5,7 г/см3). Расчеты проведены на основе совместного обращения данных по скоростям сейсмических волн [1.59], моменту инерции и массе Луны [1.64] методом Монте-Карло. Приведенная по ординате относительная частота означает, что радиус ядра может находиться в пределах 260-440 км. Средний радиус Ре-10%8-ядра составляет 340 ± 30 км [1.65]. Геохимические характеристики Луны. Модели химического соста- ва Луны противоречивы и зависят от методического (геохимического или геофизического) подхода. Оценки состава основаны на использо- вании элементных корреляций в лунных породах и хондритах, и сейс- мических и гравитационных ограничений. Модели валового состава силикатных оболочек Земли и Луны (нормализованные в рамках си- стемы CaO-FeO-MgO-Al2O3-SiO2) приведены в табл. 1.7. Следует под- черкнуть, что модели Луны, основанные на геохимических ограниче- ниях, являются модель-зависимыми, поскольку зависят от выбранных хондритовых отношений. Геофизические модели Луны являются мо- дель-независимыми геохимически, но модель-зависимыми в сейсми- ческом отношении — их достоверность определяется степенью надеж- ности сейсмологической информации, связанной с проблемой первых вступлений и интерпретацией сейсмических границ в мантии. Из табл. 1.7 видно, что существуют противоречия как между гео- физическими и геохимическими классами моделей состава Луны, так и внутри обоих классов. Основные из них — оценка концентраций тугоплавких оксидов (СаО и А12О3) и FeO. Одни исследователи пола- гают, что Луна обогащена как FeO, так и СаО и А12О3; другие считают, что Луна обогащена FeO по сравнению с земной мантией, в то время -45-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Таблица 1.7. Модели состава силикатных оболочек (кора + мантия) Земли, Луны и силикатной фракции хондритов (мас.%) Литературный источник SiO2 FeO MgO СаО А|2°3 MGF Земля Ringwood (1979) [1.71] 45,9 8,1 38,8 3,2 4,0 89,5 Taylor (1982) [1.72] 50,1 8,0 35,3 2,9 3,7 88,8 McDonough, Sun (1995) [1.73] 45,5 8,2 38,2 3,6 4,5 89,3 Гэохимические модели Луна Morgan et al. (1978) [1.74] 43,7 13,1 29,4 6,1 7,7 80 Ringwood (1979) [1.71] 45,1 14,1 32,9 3,7 4,2 80,6 Jones, Delano (1989) [1.75] 46,1 12,6 35,0 2,8 3,5 83 O’Neill (1991) [1.76] 44,9 12,5 35,3 3,3 4,0 83 Wanke, Dreibus (1986) [1.77] 45,9 13,1 32,6 3,8 4,6 81,6 Taylor (1982) [1.72] 43,9 13,1 32,3 4,6 6,1 81,5 Taylor et al. (2006) [1.57] - 13 - - 6,0 82 Warren (2005) [1.78] 43 10 39 3,0 3,8 87-88 Галимов (2004) [1.3] 43,4 13 + Fe в ядре 32 10,8 (сумма СаО + AI2O3) 81,5 Геофизические модели Lognonne et al. (2003) [1.61] 53,5 13,3 21,9 4,9 6.4 74,6 Khan et al. (2007) [1.60] 45-48 10-13 31-37 3,3-4 4,5 83-84 Kuskov (1997) [1.63] 49,9 10,8 27,5 4,9 6,9 82 Кусков и др., 2009 [1.54] 48,5-50 10,4-11,7 28,5-29,6 4,3-4,8 5,9-6,3 82-83 (Jarosewich, 1990 [1.79]) Хондриты Cl 34,2 36,8 24,5 2,1 2,4 54 СМ2 38,6 29,5 26,5 2,5 2,9 62 CV3 37,3 29,4 26,9 2,9 3,5 64 H 49,4 13,9 31,4 2,4 2,9 80 L 47,9 17,4 29,8 2,2 2,7 75 LL 46,5 19,9 28,9 2,2 2,5 72 *)Примечание: MG# — молярное отношение (Mg/Mg+Fe). как содержания СаО и А12О3 почти одинаковы в оболочках Земли и ее спутника. Выведенные в работах [1.3], [1.57] и [1.54, 1.63] модели со- става Луны обеднены магнием и обогащены FeO, SiO2, А12О3 и СаО по сравнению с земными концентрациями. Эти модели предполагают, что состав Луны существенно отличается от вещества земной мантии в от- ношении концентраций основных петрогенных элементов. -46-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа Найденное из геофизических ограничений лунное содержание FeO (10-13%) хорошо согласуется со всеми геохимическими данными и пре- вышает общепринятые оценки для пиролитовой мантии Земли (-8%). Следовательно, можно полагать, что вещество Луны в —1,5 раза больше обогащено закисным железом по сравнению с мантией Земли. Напротив, количество общего железа (Fetot) мало и составляет лишь 10-12% от об- щей массы Луны (по сравнению с -35% в Земле). Эта оценка следует из распространенности FeO в мантии Луны (10-13%) и массы железного или железо-сульфидного ядра из табл. 1.7. В заключение хотелось бы подчеркнуть, что для уточнения состава и внутреннего строения коры и мантии, установления размеров и агрегат- ного состояния ядра необходимы новые космические эксперименты по измерению теплового потока, сейсмо- и электрозондированию лунных недр, а также лабораторные эксперименты по фазовым соотношениям и сейсмическим свойствам пород при высоких Р-Т параметрах. 1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа В начале XVII в. Галилео Галилей, впервые наблюдая за Луной в теле- скоп, обнаружил, что она не совсем гладкая, как считалось ранее, а вся изрезана горами и долинами. Более темные ровные области он назвал морями, а более светлые, возвышенные и неровные обширные участ- ки были названы сушей или лунными материками. Галилей первым описал многочисленные кратеры на лунной поверхности, назвав их маленькими пятнышками. Благодаря работе Галилея, опубликованной в «Звездном Вестнике», Луна стала объектом наблюдений многочис- ленных исследователей на европейском континенте. В 1647 г. на лун- ной карте астронома Яна Гевелия появились Альпы, Апеннины, Кав- каз и Карпаты. Лунная астрономия стремительно развивалась, и уже в 1651 г. Джамбатиста Риччиоли сформулировал основные принципы и правила названий лунных объектов. Лунные моря получили свои ла- тинские названия, отражающие некоторые вымышленные качествен- ные характеристики (Море Спокойствия, Море Ясности, Океан Бурь и т.д.). Кратеры могли называться только именами философов, ученых и исторических фигур. Впоследствии в 1929 г. эти правила были оформ- лены и закреплены Международным Астрономическим Союзом. Условия на поверхности. Луна имеет чрезвычайно разреженную атмосферу. Днем плотность молекул преимущественно ионизирован- ных газов лунной атмосферы минимальна и составляет около 104 см'3. -47-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО В ночное время ближе к утреннему лунному терминатору плотность лунной атмосферы повышается до 2x105 см'3, что примерно соответ- ствует давлению 10 14 атм., т.е. очень глубокому вакууму [1.71]. Суточ- ный ход температур на Луне, т.е. разница между максимальной днев- ной и минимальной ночной температурой на поверхности, достигает 310 К. В лунный полдень на подсолнечной точке температура на по- верхности повышается до 400 К, ночью опускается до 92 К, а в посто- янно затемненных, недоступных для прямых солнечных лучей местах на Южном и Северном полюсах температура может опускаться до не- скольких десятков градусов Кельвина [1.71]. Отсутствие плотной атмосферы делает поверхность Луны неза- щищенной от ударов метеоритов самых разных размеров, вплоть до мельчайших микрометеоритов. Находящиеся на поверхности частицы лунного грунта, крупные обломки пород и редкие выходы пород скаль- ного основания постепенно покрываются микрократерами размером от долей микрона до нескольких сантиметров. Оценки и наблюдения показывают, что камни на лунной поверхности разрушаются не за счет постепенной эрозии микрометеороидами — они ею лишь «сглажива- ются», а в результате раскалывания более крупными ударами. Среднее время существования на лунной поверхности камня массой 1-2,5 кг до того, как он будет разрушен, составляет около 11 млн лет [1.72]. В результате метеоритной бомбардировки, длившейся на протяже- нии всей геологической истории Луны, на ее поверхности образовался покров рыхлого материала, так называемого реголита, который состо- ит из обломков подстилающих реголит коренных пород и вторичных частиц, сформированных при ударно-взрывной переработке веще- ства — брекчий, агглютинатов и частиц стекла. Средняя мощность реголита, который покрывает всю лунную поверхность без исключе- ния, колеблется от 4-5 м в лунных морях до 10-15 м на материках. На древних геологических структурах мощность реголита больше. Сред- няя скорость образования реголита очень мала и составляет примерно 1,5 мм за 1 млн лет [1.73]. Это означает, что любой след, оставленный на лунной поверхности, будет оставаться четким многие миллионы лет. Более подробно характеристики реголита приводятся в разделе 1.6. Растрескивание лунных пород в результате термоупругих напряже- ний, возникающих в приповерхностном слое из-за сжатия и расшире- ния в результате суточного хода температур, также является одним из агентов сглаживания лунной поверхности, хотя по интенсивности и несравнимым с метеоритной бомбардировкой. На Луне слабые сейс- -48-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа мические сигналы, обусловленные тепловым растрескиванием пород, отчетливо регистрировались сейсмометрами и были выделены в от- дельную категорию тепловых лунотрясений, которые очень слабы, но случаются повсеместно и их суммарная энергия сопоставима с энергией приливных лунотрясений [1.74]. В отличие от тепловых, приливные лунотрясения имеют гравитационную природу, хорошо прогнозиру- ются и в основном приурочены к прохождению Луной апогея и пери- гея. В областях с более контрастным рельефом, как, например, в районе лунных Апеннин (место посадки корабля «Аполлон-15»), количество тепловых лунотрясений возрастает примерно на порядок [1.75]. Основным агентом «выветривания» поверхности частиц лунного реголита и обнаженных участков лунных пород является галактиче- ское космическое излучение и солнечный ветер, который обогащает частицы реголита водородом, редкими газами, широким спектром космогенных изотопов и другими компонентами, а также способству- ет образованию и восстановлению до элементарного состояния Fe, Si и других элементов в поверхностных слоях частиц и минералов. На- копление в течение миллиардов лет в частицах реголита редких благо- родных газов может приводить к образованию значительных запасов этих элементов в реголите. Лунные материки и моря. Лунные моря и материки являются глав- ными типами глобального рельефа Луны. Выделенные по внешнему облику, эти два типа рельефа отличаются друг от друга по способу об- разования, возрасту и вещественному составу. Лунными материками называют относительно светлые, возвышенные области, испещренные ударными кратерами поперечником в десятки и сотни километров, на которые, в свою очередь, наложены многочисленные кратеры меньше- го размера. Лунными морями называются более темные равнины, за- нимающие понижения в рельефе и преимущественно приуроченные к днищам крупнейших кратерных структур — ударных бассейнов. Рас- пределение морей и материков на поверхности Луны неравномерное и характеризуется отчетливо выраженной асимметрией между види- мым и обратным полушарием, впервые обнаруженной советской авто- матической межпланетной станцией «Луна-3». Почти все лунные моря сосредоточены на видимой стороне Луны и занимают около 1/3 по- верхности этого полушария (рис. 1.9). На обратной стороне Луны моря занимают лишь несколько процентов поверхности. Лунные материки занимают более 80% лунной поверхности. Они распространены практически на всей обратной стороне и доминиру- -49-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис. 1.9. Видимое и обратное полушарие Луны по данным съемки автоматической меж- планетной станции «Клементина» Рис. 1.10. Западное побережье Океана Бурь, сфотографированное автоматической межпланетной станцией «Зонд-7». На этом и на последующих снимках направление на север вверх. В центре справа расположены кратеры Крафт и Кардан (ниже) диаметром 51 и 50 км соответственно. Координаты центра снимка - 20° с.ш., 78° з.д. -50-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа ют в южной части, в северных широтах и северо-восточной части ви- димого полушария. Над прилегающими равнинами морей материки, в среднем, возвышаются на 1-2 км (рис. 1.10). Абсолютная высота материков, в среднем, выше таковой морских равнин, хотя отдельные участки материков, как, например, бассейн Южный Полюс — Эйткен на обратной стороне, могут опускаться ниже уровня морей. Систематическое превышение уровня лунных матери- ков, сложенных менее плотными породами, над морями, сложенными более плотными породами, предполагает существование изостазии, т.е. состояния равновесия (сравнимое с плавучестью) под действием силы тяжести соседних участков лунной коры, характеризующихся разной плотностью и массой. Максимальный размах рельефа на Луне, кото- рый наблюдается только в пределах материков, достигает 17 км. Самая высокая вершина в горах Лейбница на обратной стороне имеет высоту 9 км над средним уровнем поверхности. Самая глубокая депрессия в районе Южный полюс — Эйткен, также на обратной стороне, имеет глубину 8 км. Господствующими элементами рельефа материков яв- ляются ударные кратеры, которые наблюдаются здесь во всем интер- вале размеров — от микрократеров до ударных бассейнов (рис. 1.11). Все горные системы, в том числе и крупнейшие, представлены валами ударных кратеров и ударных бассейнов, которые, соприкасаясь друг с другом, образуют системы кольцевых гор, создающих характерный рисунок материкового макрорельефа. Например, крупнейшие лунные горные системы — Карпаты, Апеннины, Кавказ и Альпы, — обрамляю- щие с восточной стороны бассейн Моря Дождей, представляют собой часть кольцевого вала этой ударной структуры (рис. 1.9, рис. 1.12). По данным сейсмических и гравитационных измерений материки на глубину до 20-25 км сложены в основном брекчиями — продук- тами ударного дробления, состоящими из неправильных, угловатых обломков, сцементированных более тонкозернистой массой. Брекчии представляют собой литифицированные (спекшиеся и сцементиро- ванные ударным расплавом) выбросы из крупных кратеров. Покров этих брекчий, имеющий глобальное распространение, называют мега- реголитом. На видимой стороне на полюсах свойства и характер ма- териковых пород практически не меняются на глубину до 40-45 км, в центральной части полушария на глубину до 60 км и в восточной части в районе Моря Кризисов и Моря Ясности на глубину до 70-80 км [1.75]. Ниже скорость распространения сейсмических волн резко возрастает, что указывает на границу раздела между материковой -51-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис. 1.11. Участок материковой поверхности на обратной стороне Луны, сфотографи- рованной автоматической межпланет- ной станцией «Зонд-8». Координаты центра снимка - 17° ю.ш., 179° з.д. Рис. 1.12. Бассейн Моря Дождей, обрамленный кольцевым валом горных систем, видимый в телескоп [1.82]. Внизу кратер Коперник с яркими лучевыми выбросами. Координаты центра снимка - 33° с.ш., 18° з.д. корой и мантией. На границе видимой и обратной стороны в восточ- ном полушарии мощность коры увеличивается до 100 км, а на обрат- ной стороне, где почти нет морей, мощность материковой коры может достигать 150 км. Таким образом, лунная кора в основном состоит из материкового вещества. По степени насыщенности ударных кратеров выделяются три возраста поверхности материков. Это материковые области, кото- рые сформировались в Донектарский период (>3,92 млрд лет), в Не- ктарский период (3,92-3,85 млрд лет) и в Раннюю Имбрийскую эпоху (3,85-3,8 млрд лет) [1.76]. Наиболее древние материковые породы До- нектарской системы распространены в южной, юго-восточной и цен- тральной части обратного полушария Луны и занимают примерно по- ловину этого полушария. На видимой стороне материковые породы Донектарской системы наблюдаются в юго-восточной части полуша- рия. Северо-восточная часть видимого полушария Луны преимуще- ственно представлена менее древним материком Нектарского периода. На обратном полушарии образования Нектарского возраста занимают примерно одну треть площади в северо-восточной и западной части -52-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа полушария. Бассейн Моря Восточного на границе видимого и обрат- ного полушарий и, соответственно, окружающие его выбросы образо- вались в Раннюю Имбрийскую эпоху. Материковые породы представлены существенно полевошпатовыми породами, в основном, брекчиями — продуктами дробления и ударного плавления магматических пород лунной коры. Их характеристики при- ведены ниже, в разделе 1.6. Материковые породы являются древнейши- ми лунными породами. Их возраст (или возраст их компонентов) может достигать 4,5 млрд лет и приближаться ко времени формирования Луны. Образование магматических материковых пород и их преобразование в ударные брекчии происходило, главным образом, в период интенсивной метеоритной бомбардировки более 3,9 млрд лет назад. Материковые по- роды являются основным типом пород лунной коры. Лунные моря представляют собой вулканические (лавовые) равни- ны, заполняющие понижения в рельефе материков, обычно являющие- ся днищами крупнейших ударных кратеров и бассейнов (см. рис. 1.12). Моря занимают около 17% всей лунной поверхности. Более 90% мор- ских равнин сосредоточено на видимой стороне Луны. Большинство лунных морей имеют округлую форму и располагаются на днищах ударных бассейнов, образованных в Нектарский и более поздний Им- брийский периоды. Это Море Дождей, Море Ясности, Море Кризисов, Море Нектара, Море Влажности и др. Поперечник наиболее крупного из них, Моря Дождей, достигает 1200 км. Моря, характеризующиеся неправильной формой, обычно связаны с более древними бассейна- ми, образовавшимися в Донектарский период. Это Океан Бурь, Море Познания, Море Спокойствия, Море Изобилия и некоторые другие. В пределах каждого отдельного моря колебания высот поверхности невелики. Наибольшие перепады высот на морях отмечаются там, где поверхность морских равнин осложняется наложенными крупными ударными кратерами. Максимальные перепады высот в таких случаях достигают 4-6 км. Иногда на поверхности морских равнин различаются протяженные уступы, которые, очевидно, представляют собой фронты крупных ла- вовых потоков. Высота таких уступов колеблется от 10 до 60 м. Из-за переработки поверхности метеоритными ударами, уступы лавовых потоков высотой менее 10 м должны быть сглажены и поэтому на снимках не видны. Основная же масса лавовых потоков, по-видимому, характеризуется меньшей мощностью. Так, например, мощность лаво- вых потоков, наблюдавшихся астронавтами корабля «Аполлон-15» как -53-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис. 1.13. Пологосклонные гряды в юго-западной части Моря Дождей. Справа вверху вторичный кратер Диофант диаметром 18 км, образованный выбросами из кратера Коперник. Сфотографировано с космического корабля «Аполлон-15» (НАСА). Координаты центра снимка - 25,5° с.ш., 35,9° з.д. отдельные слои в обнажении коренных пород в борту Борозды Хэдли, составляет от 0,3 м до 10 м. Большинство из них имеет мощность от 1 до 3 м [1.77]. Небольшая мощность лавовых потоков может быть свя- зана с низкой вязкостью лавы, а она обусловлена достаточно большим количеством Fe в составе лунных базальтов. Изредка на поверхности морей встречаются аналоги земных щитовых вулканов и небольшие темные образования, по-видимому, шлаковые кольца, которые, веро- ятно, являются аналогами земных вулканических конусов разбрызги- вания [1.78]. На морских равнинах наблюдаются протяженные (сотни километ- ров) системы пологосклонных гряд высотой до нескольких сотен метров и шириной в несколько километров (рис. 1.13), которые, как предполагается, могли образоваться в результате тектонических де- формаций сжатия, а также относительно прямолинейные борозды, вероятно, тоже имеющие тектоническую природу и являющиеся раз- ломами. Наиболее крупные из них, Борозда Гигина и Борозда Ари- дея между Морем Спокойствия и Морем Паров, имеют длину около -54-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа Рис. 1.14. Борозда Аридея на Плато Декарта между Морем Паров и Морем Спокойствия. Сфотографировано с космического корабля «Аполлон-10» (НАСА). На снимке показан участок борозды протяженностью 120 км. Координаты центра снимка - 6,8° с.ш., 13° в.д. Рис. 1.15. Извилистая борозда - Долина Шрёте- ра, - на Плато Аристарха в Океане Бурь. Сфотографировано космическим ап- паратом «Лунар Орбитер-5» (НАСА). Координаты центра снимка - 24,83° с.ш., 49,54° з.д. 250 км, ширину от 2 до 5 км и глубину до 500 м (рис. 1.14). Наблюдают- ся в лунных морях и извилистые борозды (рис. 1.15), например Бороз- да Хэдли у подножия лунных Апеннин в Море Дождей. Такие бороз- ды, по-видимому, являются руслами лавовых потоков или лавовыми трубами, у которых обрушилась кровля. Протяженность извилистых борозд достигает 150 км, ширина до 10 км и глубина до 900 м. К лунным морям приурочены положительные гравитационные аномалии, связанные с избыточной концентрацией массы и названные масконами. Большинство масконов располагается в пределах круглых морей видимой стороны. Среди них маскон Моря Дождей является наиболее крупным [1.79, 1.80]. Два еще более крупных маскона распо- ложены на границе видимой и обратной стороны, это масконы Моря Краевого и Моря Восточного [1.81, 1.82]. Гравитационные аномалии масконов имеют «плоскую» форму и, по-видимому, связаны с неглу- боко залегающими породами [1.83]. Моря, характеризующиеся непра- вильной формой и расположенные в более древних бассейнах, обра- зовавшихся в Донектарский период, не имеют масконов. В какой-то -55-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО степени размеры масконов коррелируют с мощностью лунной коры: чем больше мощность — тем больше размеры масконов. По данным гравитационной съемки АМС «Кагуя» со вспомогательными малы- ми спутниками выяснилось, что региональная и локальная структура гравитационного поля на обратной стороне Луны значительно отли- чается от структуры поля на видимой стороне [1.84]. На обратной сто- роне гравитационные аномалии характеризуются не дисковой, как на видимой стороне, а концентрической формой — внутреннее кольцо представлено отрицательной аномалией, а внешнее — положительной. Концентрические аномалии на обратной стороне связаны с такими основными бассейнами и морями, как Море Москвы (Moscoviense), бассейны Фрейндлих-Шаронов (Freundlich-Sharonov), Менделеев (Mendeleev), Герцшпрунг (Hertzsprung), Королев (Korolev) и Аполлон (Apollo). Гравитационные аномалии в переходной зоне между види- мой и обратной стороной, такие как Море Восточное (Orientale), Море Гумбольдта (Humboldtianum), бассейны Мендель-Ридберг (Mendel- Rydberg) и Лоренц (Lorentz), характеризуются концентрическим стро- ением, аналогичным с аномалиями на обратной стороне, но дополни- тельно в центре имеют положительную гравитационную аномалию в виде диска, подобную аномалиям масконов на видимой стороне. Преобладающим типом морских пород Луны являются так назы- ваемые морские базальты. По валовому химическому составу морские базальты близки к земным породам группы габбро-базальтов. Харак- теристика морских базальтов дается ниже, в разделе 1.6. В зависимо- сти от содержания окиси титана морские базальты подразделяются на несколько спектральных классов — от высокотитанистых до низко- титанистых, которые различаются по данным дистанционного зонди- рования [1.85,1.86]. Образование лунных морей относится к позднему этапу формирования коры Луны. Основные излияния базальтов в лун- ных морях на видимой стороне происходили в Имбрийский период (3,85-3,2 млрд лет), подчиненное количество — в Эратосфенский пе- риод (3,2-1,1 млрд лет), и совсем незначительное количество базальтов в Океане Бурь образовалось в Коперниковский период (около 1,1 млрд лет назад) [1.76, 1.87]. Образование морских базальтов связывается с процессами частичного плавления мантии Луны. Предполагается, что по составу немногочисленные морские базальты на обратной стороне Луны могут отличаться от аналогичных пород на видимом полушарии [1.73]. Это объясняется большей мощностью коры, и, соответственно, большей глубиной образования расплава. -56-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа Мощность базальтовых отложений на периферии лунных морей обычно не превышает 500 м, увеличиваясь в центральной части до 1-1,5 км. И только в юго-западной части Океана Бурь и Моря Спо- койствия мощность базальтовых отложений, по-видимому, превышает 1,5 км [1.88]. Общий объем морских базальтов составляет всего около 1% объема лунной коры. Крупные ударные кратеры и бассейны. Крупные ударные кратеры диаметром более 1-2 км являются основными формами рельефа лун- ных материков. Примером крупной ударной структуры является бас- сейн Моря Дождей диаметром около 1200 км (см. рис. 1.13). На морях, которые существенно моложе материков и где крупные ударные крате- ры почти всегда выглядят свежими, их гораздо меньше. С увеличением размера, строение лунных ударных кратеров закономерно изменяется: наблюдается переход от кратеров простого, чашеобразного строения к кратерам сложного строения [1.89] (см. рис. 1.16). Переход от простых к сложным кратерам проявляется в вздымании дна с образованием центральной горки. По мере увеличения диаметра ударных кратеров, в них может появляться несколько сближенных центральных горок, а затем одно или несколько внутрикратерных кольцевых поднятий, кон- центричных очертаниям кратера и напоминающих «застывшие» рас- ходящиеся волны. Кратеры с системой кольцевых поднятий называют ударными бассейнами. Такая последовательность изменения характера строения с увеличением диаметра кратера типична для всех достаточно крупных планетных тел с твердой поверхностью, при этом диаметр сме- ны типа строения зависит от ускорения силы тяжести на данном теле и характера вещества мишени (силикаты, лед). Например, переход от кра- теров простого строения к сложным происходит на Земле в интервале диаметров 3-5 км, на Луне — 10-15 км, на ледяных спутниках Юпитера, на которых сила тяжести близка к лунной, — 10-20 км [1.89,1.90]. Простые лунные кратеры диаметром менее 10-15 км имеют форму чаши (см. рис. 1.16). Крутизна склонов в их верхней части может достигать 30-40°, а отношение глубины кратера к его диаметру составляет 0,2-0,25 [1.89,1.91]. Свежие ударные кратеры, которые особенно заметны на поверхности мо- рей, имеют хорошо выраженный вал. По мере старения и деградации кра- теров их относительная глубина уменьшается, а вал теряет выраженность. Кратеры с уплощенным, иногда слабо выпуклым днищем с неровной хол- мисто-грядовой поверхностью были названы по имени характерного пред- ставителя этого типа — кратера Дауэс диаметром 18 км, расположенного на границе моря Ясности и Моря Спокойствия. Типичный диаметр кратеров -57-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис. 1.16. Переход от кратеров простого строения к кратерам сложного строения: 1) чашеобразный простой кратер Исидор D диаметром 15 км (координаты - 4,2° ю.ш., 34,1° в.д.), фото с корабля «Аполлон-16» (НАСА); 2) кратер с плоским днищем Бессель диаметром 17 км (21,8° с.ш., 17,9° в.д.), фото с корабля «Аполлон-15» (НАСА); 3) кратер с центральной горкой Рёмер диаметром 39 км (25,4° ю.ш., 36,4° в.д.), фото межпланетной станции «Лунар Орбитер-4» (НАСА); 4) кратер Тихо диаметром 85 км (43° ю.ш., 11° з.д.), фото межпланетной станции «Лунар Орбитер-5» (НАСА); 5) кратер Коперник диаметром 93 км (10° ю.ш., 20° з.д.), фото межпланетной станции «Лунар Орбитер-4» (НАСА); 6) многокольцевой бассейн Моря Восточного диаметром 900 км (20° ю.ш., 95° з.д.), фото межпланетной станции «Лунар Орбитер-4» (НАСА). с плоским днищем на Луне — 15-20 км. Склоны таких структур обычно ровные, с четким перегибом в месте перехода к днищу (см. рис. 1.16). От- ношение глубины к диаметру у этого типа кратеров заметно меньше, чем у простых чашеобразных и колеблется в пределах 0,1-0,15. У кратеров диаме- тром 25-40 км на днище наблюдается отчетливо выраженная центральная горка, которая занимает почти всю площадь днища. Подножие централь- ной горки смыкается с основанием внутренних склонов кратера, которые обычно осложнены террасами оседания. Высота центральной горки может достигать 1,5 км. Отношение глубины к диаметру у этого типа кратеров колеблется в пределах 0,05-0,15. Типичным представителем кратеров с центральной горкой является кратер Рёмер, расположенный на материке между Морем Ясности и Морем Кризисов (см рис. 1.16). -58-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа Для более крупных кратеров диаметром 30-200 км характерно пло- ское, неровное днище, в центре которого находится центральная горка или группа центральных горок. Иногда на дне наиболее свежих крате- ров видна так называемая морщинистая поверхность, свидетельствую- щая о течении вязкого материала. Склоны у таких кратеров представ- лены в виде многочисленных террас оседания. На валу и на склонах свежих кратеров часто наблюдаются застывшие потоки и озера ла- воподобного материала, который, по-видимому, является ударным расплавом. Отношение глубины к диаметру у этих кратеров лежит в пределах 0,025-0,1. Высота центральной горки или группы горок коле- блется от 300 м до 3,5 км. У кратеров диаметром более 90 км централь- ное поднятие часто возвышается над уровнем окружающей равнины или исходной поверхности [1.89, 1.91]. Наиболее яркими представи- телями этого типа кратеров являются кратер Тихо диаметром 85 км и кратер Коперник диаметром 93 км (рис. 1.16). Оба этих кратера очень молоды и отличаются хорошо сохранившейся яркой лучевой системой выбросов, протягивающейся почти до 2000 км (см. рис. 1.12). У кратеров диаметром более 150-200 км вместо центральных горок присутствуют одна или несколько кольцевых возвышенностей, обра- зующих с внешним валом кратера единую концентрическую систему. Такие ударные структуры называются бассейнами. На Луне известно около 100 бассейнов диаметром от 200 до 1200 км. Одним из таких хоро- шо сохранившихся бассейнов является Море Восточное (см. рис. 1.16). Это многокольцевой бассейн, в котором насчитывается до 4 колец. Внешнее кольцо диаметром около 900 км представляет собой внешний вал этой ударной структуры. Эта кольцевая горная система называет- ся Кордильерами. Две внутренних кольцевых горных системы диаме- тром 620 и 480 км называются Скалистыми горами. Четвертое, плохо выраженное кольцо имеет диаметр около 320 км. Центральная часть этого бассейна заполнена базальтами, образующими Море Восточное. Малые ударные кратеры. К малым кратерам относятся ударные структуры размером от нескольких сантиметров до 1 км. Малые удар- ные кратеры распространены практически везде — на поверхности по- токов морских базальтов, на вулкано-тектонических образованиях, ос- ложняющих поверхность лунных морей, и на всех элементах строения крупных кратеров материков и морей. Внешний облик малых кратеров определяется типом строения и степенью сохранности. По форме стро- ения они подразделяются на чашеобразные, которые составляют пода- вляющее большинство, и на более редко встречающиеся конусообраз- -59-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО ные, плоскодонные, с центральной горкой и концентрические. Форма малых кратеров зависит от размеров кратера и от мощности рыхлого слоя реголита на лунной поверхности, и определяется тем, насколько глубоко проникает кратер во время его образования через рыхлый слой в скальные подстилающие породы. По морфологической сохранности малые кратеры всех типов образуют непрерывный ряд от свежих кра- теров с четко выраженными формами до полностью деградированных форм, слитых с общими неровностями рельефа поверхности. По степе- ни сохранности все малые кратеры подразделяются на 5 классов [1.92], три основных (А, В, С) и два промежуточных (АВ и ВС) (рис. 1.17). Све- жие кратеры (классы А и АВ) составляют обычно несколько процентов от суммы всех наблюдаемых кратеров. Установлено, что, чем крупнее кратер, тем медленнее он деградирует от класса А в класс С и, соответ- ственно, время его существования больше. Например, среднее время существования кратеров диаметром 1, 30, 100 и 300 м оценивается как 5, 75, 250 и 1300 млн лет соответственно [1.93]. Время старения кратера диаметром 1 км до стадии класса С соизмеримо с возрастом наиболее древних лунных морей. Поэтому в лунных морях большинство крате- ров крупнее 1-2 км выглядят морфологически свежими. Чем древнее местность, тем больше время экспозиции поверхности, и тем, соответственно, должно быть больше кратеров на единице площади поверхности — так называемая плотность кратеров. Подсчеты плотности кратеров на снимках для районов посадки КК «Аполлон» и определения изотопными методами абсолютного возраста базальтов для образцов, до- ставленных из этих районов, подтвердили существование такой корреля- ции и дали возможность использовать определенную по снимкам плот- ность кратеров для оценок абсолютного возраста изучаемой местности [1.76]. Следует, однако, иметь в виду, что местами выбросы из удаленных кратеров при их падении на поверхность образуют скопления так называ- емых вторичных кратеров, плотность распределения которых не зависит от возраста поверхности, на которой они наблюдаются. Распределение малых кратеров по размеру подчиняется обратному степенному закону. Для кратеров размером более десятков сантимет- ров — десятков метров средняя кумулятивная плотность кратеров (количество кратеров диаметром больше данного на единице площа- ди) обратно пропорциональна квадрату диаметра кратеров и может быть описана выражением N>d=C1D'2) где N>D — кумулятивное ко- личество кратеров (количество кратеров диаметром больше данного) диаметром более D на площади 106 км2, а Ц — константа [1.94]. Для -60-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа Рис. 1.17. Морфологические классы малых ударных кратеров А, АВ, В, ВС и С. Слева - кратеры диаметром несколько сотен метров, снимки межпланетной станции «Лунар Орбитер-2»; справа - кратеры диаметром несколько метров и десятков метров, фрагменты ТВ панорамы «Лунохода-1» и фотопанорамы с места посадки корабля «Аполлон-17» (НАСА) -61-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО более крупных кратеров, начиная с некоторого критического диаметра характер зависимости меняется — плотность кратеров становит- ся обратно пропорциональной кубу диаметра кратеров: N>d=C2D'3. Величина для различных морских районов Луны колеблется от нескольких десятков до нескольких сотен метров. Чем древнее поверх- ность, тем больше критический диаметр. На суммарном графике куму- лятивной плотности кратеров точка пересечения двух ветвей графиков соответствует Более крутой участок кривой, соответствующий распределению более крупных кратеров, отвечает их неравновесному распределению. Верхний пологий участок кривой, напротив, характе- ризует равновесное распределение, когда образование новых кратеров компенсируется разрушением ранее существовавших форм. С увели- чением возраста равновесие сдвигается в сторону большего диаметра кратеров. Например, для материковой формации Кэли в районе Плато Декарта критический диаметр составляет около 1-2 км, а на поверхно- сти выбросов из молодого кратера Тихо — около 3 м [1.91]. Локальный рельеф лунной поверхности. До мягкой посадки со- ветской межпланетной станции «Луна-9» о свойствах лунного грунта было практически ничего неизвестно. Например, некоторые исследо- ватели предполагали, что из-за малой силы тяжести поверхность Луны может быть покрыта многометровой пушистой рыхлой пылью, кото- рая просто поглотит посадочный космический аппарат. Однако дру- гие считали, что поверхность может быть достаточно прочной. Эта неопределенность, критическая для инженерных расчетов, была воле- вым способом разрешена С.П. Королевым в виде написанной им ка- рандашом справки от 28 октября 1964 года, которая гласила: «Посадку ЛК следует рассчитывать на достаточно твердый грунт типа пемзы. Вертикальная скорость ~0 м/с при спуске на h=l м.., дата, подпись». Лунный грунт в местах посадки действительно оказался доста- точно прочным — космические аппараты в нем не тонули. Первое в истории панорамное изображение, полученное с лунной поверхности советской станцией «Луна-9», показало, что «Доминирующим типом рельефа изучаемого участка являются отрицательные формы, имею- щие вид округлых ямок, или кратеров (воронок), типичных для всей поверхности Луны» [1.95]. Также было отмечено, что «нигде в преде- лах панорамы, в том числе и на склонах воронок, не замечено никаких следов бесструктурного пылевого слоя. Все видимые участки харак- теризуются наличием четко выраженных структурно-связанных об- разований, возникших, вероятно, вследствие слипания измельченных -62-
1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа частиц». Что касается обломков пород на поверхности реголита, то их количество «соответствует среднему количеству около трех камней на 1 м2 лунной поверхности. Такую поверхность с достаточным основа- нием можно назвать уже каменистой россыпью». Первая характери- стика микрорельефа лунной поверхности оказалась точной и полной. Основная масса камней на поверхности характеризуется размерами от 1-2 до 40-50 см (рис. 1.18), и только вблизи относительно крупных кратеров диаметром в несколько сотен метров и более могут наблюдать- ся россыпи более крупных глыб, размеры которых достигают несколь- ких метров. Камни обладают более высокой отражающей способностью, Рис. 1.18. Развалы камней на краю Борозды Прямой. Фрагмент ТВ панорамы «Лунохода-2». Поперечник наиболее крупного камня ~1 м. На заднем плане - внутренний склон противоположного борта Борозды Прямой чем мелкозернистый материал реголита и потому легко дешифрируются даже при большой высоте Солнца над горизонтом [1.96,1.97] (рис. 1.19). Преобладают камни неправильной формы, имеющие как округлые, так и остроугольные очертания. Изредка встречаются камни необычной правильной формы. Нижняя часть большинства камней захоронена в реголите. Остроугольные камни неправильной формы характеризуются изломанностью очертаний, связанные, по-видимому, с сетью трещин, по которым в момент дробления происходили расколы. Размеры камней и их количество на единице площади поверхности вокруг свежих кратеров, проникающих через слой реголита, резко воз- растают, что связано с дроблением и выбросом подстилающих скаль- ных пород. В зависимости от мощности реголита размеры таких кра- теров обычно колеблются от метров до сотен метров и более. Наиболее -63-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис. 1.19. Поверхность реголита в Море Ясности. Фрагмент ТВ-панорамы «Лунохода-2». Типичный поперечник близлежащих камней - 10-20 см. Деталь слева - часть датчика вертикальной панорамной камеры крупные камни, как правило, сосредоточены в пределах вала кратера. С удалением от кратера размеры камней заметно уменьшаются. Кам- ни округлой формы встречаются, в основном, вблизи зрелых кратеров, что указывает на сглаживание очертаний этих камней с течением вре- мени. С увеличением возраста кратера размеры и плотность камней в его окрестностях уменьшаются. Поверхность реголита в кратерах и в межкратерном пространстве по- крыта многочисленными углублениями и небольшими ямками. Диаметр ямок колеблется от 1 до 5-10 см. Совокупность ямок создает характерную ячеистую структуру реголита (рис. 1.20). На фоне ячеистой структуры поверхности выделяются мелкие камешки, комки грунта и линейные об- разования, среди которых различаются бороздки, уступы и линеаменты (линейные образования) неясной морфологии. На месте посадки корабля «Аполлон-16» астронавты наблюдали несколько небольших кратеров ди- аметром 1-2 м, дно у которых было покрыто растрескавшимся стеклом, похожим на высохшую и растрескавшуюся корку грязи. Рис. 1.20. Ячеистая структура поверхности лунного реголита. Фрагмент ТВ-панорамы межпланетной станции «Луна-9» -64-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Насыщенность ударными кратерами разной степени сохранности (преобладают сильно деградированные) и разного размера, начиная от предела визуального разрешения, обусловленная этими кратерами хол- мистость лунной поверхности с перепадами высот от нескольких десят- ков сантиметров до нескольких метров, комковатая ячеистая структура поверхности реголита, и наличие более или менее плотной россыпи кам- ней разных размеров, — это универсальная характеристика микрорелье- фа лунной поверхности, которая характерна для всех мест посадок авто- матических лунных станций и пилотируемых экспедиций «Аполлон». 1.6. Состав лунных горных пород и реголита Типы лунных пород. На Луне выделяются три петролого-геохими- ческие провинции: 1) материковая, расположенная, в основном, на обратной и частич- но на видимой; 2) морская, расположенная, в основном, на видимой стороне; 3) область гигантского бассейна Южный Полюс — кратер Эйткин, расположенную в южной части обратной стороны Луны [1.98] (как отдельную провинцию стали выделять недавно). Материковая провинция сложена относительно светлыми порода- ми, в основном, существенно анортозитовым мегареголитом. Морская провинция представляет собой заполненные более темными порода- ми, в основном, базальтами, впадины лунных морей. Третья провин- ция представляет собой очень древний гигантский ударный бассейн, частично перекрытый выбросами из более молодых кратеров и бассей- нов. Предполагается, что при его образовании должен был вскрыться материал нижней части лунной коры и верхней мантии, однако, ско- рее всего, этот материал скрыт под мощным слоем ударного расплава [1.99]. Породы первых двух провинций описываются ниже. По третьей провинции данных для их описания не хватает. Места посадок экспедиций кораблей «Аполлон» и автоматических станций «Луна», доставивших на Землю лунные образцы, приурочены только к первым двум провинциям (табл. 1.8). Следует подчеркнуть, что почти все привезенные этими аппаратами лунные образцы это или 1) со- бранные астронавтами более или менее крупные обломки, входившие в состав реголита и крупных глыб, которые тоже есть часть реголита, или 2) относительно мелкозернистое вещество самого реголита, взятое астро- навтами или автоматическими станциями с помощью различных грун- -65-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Таблица 1.8. Места отбора об} ьазцов лунных пород и грунта Станция или корабль Координаты места посадки Географическая привязка «Луна-16» 0°41'ю.ш., 56°18'в.д. Море Изобилия «Луна-20» 3°31'с.ш., 56°33'в.д. материк к северу от Моря Изобилия, район кратера Амегино «Луна-24» 12°45'с.ш.,62°12'в.д. Море Кризисов «Аполлон-11» 0°41'с.ш., 23°26'в.д. Море Спокойствия «Аполлон-12» 3°11' ю.ш., 23°23' з.д. Океан Бурь «Аполлон-14» 3°40'ю.ш„ 17°28'з.д. юго-восточная часть Океана Бурь, район кратера Фра Мауро «Аполлон-15» 26°26'с.ш„ 3°39'в.д. окраина Моря Дождей, район гор Апеннины «Аполлон-16» 8°60'ю.ш., 15°31'в.д. материковый район к востоку от кратера Птолемей «Аполлон-17» 20°10'с.ш., 30°46'в.д. горы Тавр на границе Моря Ясности и Моря Спокойствия тозаборных устройств. Только некоторые образцы, отколотые астронав- тами «Аполлона-15» от каменных глыб на краю крутого склона Борозды Хэдли, могут считаться взятыми из обнажений коренных скальных пород [1.100]. Как указывалось в разделе 1.5, в материковой провинции верхние десятки километров лунной коры — это мегареголит, то есть мощный слой продуктов многократной ударной (метеоритной) бомбардировки, которая привела к дроблению, плавлению и перемешиванию исходного вещества древней лунной коры. Образцы описываемых ниже анортози- тов, норитов, троктолитов и других магматических пород материковой коры — это обломки, происходящие из брекчий мегареголита. Основные минералы лунных пород: плагиоклаз (твердый раствор альбита NaAlSi3O8 и анортита CaAl2Si2O8), ортопироксен (Mg,Fe)SiO3, клинопироксен (Ca,Mg,Fe)SiO3, оливин (Mg,Fe)2SiO4, ильменит (FeTiO3) и минералы группы шпинели (FeCr2O4- Fe2TiO4- FeAl2O4) [1.101, 1.102] (рис. 1.21). Материковые породы Луны. Среди пород материковой коры вы- деляют серию железистых анортозитов, магнезиальную интрузив- ную серию, щелочную интрузивную серию, серию неморских KREEP- базальтов (К — калий, REE — редкоземельные элементы, Р — фосфор) и ударные брекчии [1.98,1.101]. Для всех этих пород характерно прак- тическое отсутствие летучих компонентов, таких как Н2О и СО2. Породы серии железистых анортозитов сложены высококальци- евым плагиоклазом, мафическими силикатами (0-10%), оливином и -66-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Рис.1.21. Основные минералы лунных пород: а. Фото NASA # S72-41586, образец железистого анортозита 60025 с черной стеклянной коркой («Аполлон-16»). б. Шлиф образца анортозита 62255 («Аполлон-16»). Небольшое зерно ортопи- роксена (слева внизу) окружено большими зернами плагиоклаза (Ап92-96). в. Фото NASA # S86-26402. Образец 14321,1408. Светлая матрица брекчии с черными базальтовыми обломками («Аполлон-14»). г. Фото NASA # S71-39078. Шлиф образца брекчии 14321,208. Структура брек- чия в брекчии и матрица кластов различной природы («Аполлон-14»). д. Фото NASA #S71-35849. Образец морского базальта 14053 («Аполлон-14»). е. Фото NASA # S71-23485. Шлиф образца морского базальта 14053 с офитовой структурой. Лейсты плагиоклаза окружены клинопироксеном («Аполлон-14»). ж. Фото NASA # S72-40132. Образец ударного стекла яйцевидной формы 64455 («Аполлон-16»). з. Фото NASA # S91-36325. Срез образца ударного расплава 64455,82. Ударное стекло окружает и внедряется по прожилкам в исходную анортозитовую по- роду («Аполлон-16»), и. Фото NASA# S73-27577. Образец катаклазированного дунита 72415,25 («Аполлон-17»), ультраосновной породы. к. Фото NASA # S79-27287. Шлиф образца катаклазированного дунита 72415,25 («Аполлон-17»). Крупные зерна оливина в оливиновой матрице (полускре- щенные николи) -67-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО пироксеном с высокими значениями Fe/Mg [1.101]. В породах в не- больших количествах также присутствуют ильменит, А1-Сг шпинель, троилит и Fe-Ni метал. Благодаря преобладанию плагиоклаза (до 99%) породы характеризуется высоким содержанием А12О3 (>24 мас.%). Они отличаются крайне низким содержанием несовместимых эле- ментов. Содержание FeO по орбитальным спектральным данным ме- няется от <1 мас.% (чистые анортозиты) до 15% (железистые нориты), со средним значением около 4%. Концентрация TiO2 (<0,5 мас.%) и Th (<1 г/т) крайне низкая. Это самые древние породы Луны с возрас- том 4,44-4,54 млрд лет. Глубина образования этих пород не превышает 25 км. [1.98]. Образцы этой серии пород доминируют в местах посадки кора- блей «Аполлон-16» и автоматических станций «Луна-20» [1.101, 1.102] (рис. 1.22). Следует отметить, что в образцах с места посадки «Апол- лона-16» наблюдается повышенное содержание FeO (5,5 мас.%) и Th (1,8 г/т) по сравнению с материковыми породами обратной стороны, где содержание FeO и Th составляет 4,5 мас.% и <1 г/т соответственно [1.98]. Породы этой серии слагают основную часть материковой поле- вошпатовой коры. Образование этих пород связывают с всплыванием кристаллов плагиоклаза во время гравитационной дифференциации гипотетического лунного магматического океана [1.98,1.103]. Рис. 1.22. Катаклазированные анортозиты, а. Шлиф 60025,136, «Аполлон-16». 6. Шлиф 862, «Луна-20». Проходящий свет, поляризаторы скрещены. Предполагается, что такие поро- ды, состоящие почти исключительно из плагиоклаза, пользуются наибольшим распространением в первичной лунной коре. Крупные кристаллы плагиоклаза обломаны, разбиты трещинами, имеют мозаичное или волнистое погасание, частично растерты до мелких обломков - следствия наложенного ударного воздействия [1.95] -68-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Магнезиальная интрузивная серия включает породы с низким от- ношением Fe/Mg [1.98]. Главными породообразующими минералами являются плагиоклаз, ортопироксен и оливин. В породе содержится подчиненное количество клинопироксена и шпинели. В этой серии выделяются следующие главные типы пород — троктолиты, шпине- левые троктолиты, нориты, габбронориты, анортозитовые нориты и ультраосновные породы. Содержание MgO изменяется от 45 мас.% в дунитах до 7 мас.% в анортозитовых норитах, А12О3 изменяется от ме- нее 2 мас.% в дунитах до 29 мас.% в троктолитовых анортозитах [1.98]. Содержание TiO2 не превышает 0,5 мас.%. Возраст пород находится в пределах 4,1-4,5 млрд лет [1.98]. Породы образовались в нижней части коры на глубинах от 30 до 50 км [1.98]. Географическое распределение пород магнезиальной серии не- однородное. Вероятно, породы этой серии представляют интрузии, внедрившиеся в субстрат железистых анортозитов и вскрытые при образовании крупных ударных бассейнов [1.98]. Небольшое количе- ство образцов этой серии было собрано в местах посадки кораблей «Аполлон-17 и -14», а также и в других местах посадок космических аппаратов [1.98]. Главный минерал этих пород — основной плагиоклаз (главным образом, анортит). Некоторые образцы включают также оливин (Fe70 ), ортопироксены (энстатит и бронзит) и клинопироксены (ди- опсид, авгит, пижонит) (не более 15%) [1.98]. Предполагается, что породы этих серий являются продуктом грави- тационной дифференциации — всплывания плагиоклаза или осажде- ния железо-магнезиальных минералов в первичном мафическом рас- плаве [1.98, 1.103]. Щелочная серия лунных материковых пород, судя по данным ор- битальных спектральных съемок, распространена намного меньше железисто-анортозитовой и магнезиальной серий. Породы щелочной серии обнаружены только в обломках ударных брекчий и отличаются повышенным содержанием щелочей. Породы состоят из относительно более железистых мафических силикатов и плагиоклаза существенно более натриевого по сравнению с плагиоклазом магнезиальной серии. Породы щелочной серии подразделяются на анортозиты, троктоли- товые анортозиты, нориты, габбронориты, габбро, фельзиты, монцо- габбро и кварцевые монцодиориты. Наибольшее количество образцов этих пород отобрано в местах посадки пилотируемых экспедиций «Аполлон-12, -14 и -15» [1.98, 1.101]. -69-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Характерными минералами пород щелочной серии являются пла- гиоклаз, клинопироксен, ортопироксен, калиевый полевой шпат, кварц, апатит, мерриллит, ильменит, хромшпинель, фаялит, циркон, бадде- леит, троилит и металлическая фаза Fe-Ni [1.98]. Породы обогащены калием (0,3-0,5 мас.%), натрием (1,25-1,6%) и такими литофильными элементами как Ей (до 3-8г/т), Ba, Rb, Cs, REE (редко-земельные эле- менты) и Th [1.98]. Отношение Mg/(Mg+Fe) в породах достигает 0,6- 0,4. Содержание железа меняется от 0,4 мас.% в щелочных анортозитах до 17 мас.% в щелочных норитах, TiO2 меняется от менее 0,5 мас.% до 5 мас.%, Th от 5 г/т до 12 г/т с максимальным содержанием до 40 г/т. В кварцевых монцодиоритах содержание SiO2 достигает 65-75 мас.%, FeO — менее 10 мас.%, К2О — 3-8 мас.%, TiO2 — 1-2 мас.%. Здесь же отмечается экстремально высокое содержание REE, Zr, Hf, Rb, Cs, Nb, Ta, Th и U. Возраст пород щелочной серии оценивается в пределах 3,8-4,3 млрд лет [1.98]. Глубина образования пород оценивается до 2 км, т.е. это верхний слой лунной коры [1.98]. На видимой стороне Луны породы этой серии, в основном, расположены в центральной части бассейна Океана Бурь. Они вскрываются ударными кратерами Аристарх, Кеп- лер и де Меран [1.98]. Обнаруженная на обратной стороне в районе кратеров Комптон и Белькович аномалия Th, по-видимому, соответ- ствует низкожелезистым щелочным анортозитам [1.104]. Лунные неморские базальты представляют собой группу матери- ковых пород Луны с повышенным содержанием А12О3 (15-24 мас.%) и FeO (9-15 мас.%). Важной особенностью неморских базальтов яв- ляется повышенное содержание в некоторых из них так называемого KREEP-компонента, характеризующегося обогащением К, REE и Р (ан- глийская аббревиатура К-калий — REE — редкоземельные элементы — Р-фосфор), а также Zr, Ba, U, Th и некоторыми другими литофильными элементами. Главными породообразующими минералами являются клинопироксен (пижонит, авгит) и плагиоклаз. В подчиненном коли- честве присутствуют калиевый полевой шпат, Fe-оливин (фаялит), кристобалит и металлическое железо. От морских базальтов немор- ские KREEP-базальты отличаются отсутствием Mg-оливина и более высоким отношением минералов плагиоклаз/пироксен [1.98] Возраст неморских KREEP-базальтов находится в интервале 3,82 — 4,08 млрд лет [1.98]. Породы распространены в области гор Апеннин в обрамление моря Дождей (место посадки корабля «Аполлон-15») и в районе кратера Аристилл. Предполагается, что значительная часть по- -70-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита род этой серии захоронена морскими базальтами в области бассейна Океана Бурь [1.98, 1.103]. Большинство неморских базальтов представляют собой брекчии, состоящие из обломков пород с ярко выраженной магматической структурой, с размерами зерен до сотни микрон. Образование немор- ских базальтов связывается с процессами частичного плавления пород лунной коры при относительно небольших давлениях [1.98]. Лунные ударные брекчии материковых пород делятся на мафиче- ские, гранулитовые и полевошпатовые (см. рис. 1.21). Мафические ударные брекчии отличаются концентрациями железа более 7 мас.%, А12О3 менее 22 мас.%, TiO2 около 1-2 мас.%, содержани- ем несовместимых элементов в 50-200 раз превышающих хондритовые содержания и содержанием Th от 3 до 20 г/т. Минералогия матрицы брекчий похожа на минералогию KREEP-базальтов за исключением обломков, которые представлены другими лунными породами. Воз- раст образования пород оценивается в 3-3,9 млрд лет. Мафические ударные брекчии распространены в бассейне Океана Бурь [1.98]. Гранулитовые ударные брекчии отличаются специфическими струк- турами и содержат до 80% нормативного плагиоклаза, а также оливин, клино- и ортопироксен. В магнезиальных гранулитах оливина больше, чем пироксена, а в железистых гранулитах напротив, больше пирок- сена. Содержание А12О3 в гранулитовых брекчиях изменяется от 25 до 29 мас.%, MgO от 4 до 9 мас.%, FeO от 3,8 до 7,5 мас.% . Для гранули- товых брекчий характерно крайне низкое содержание несовместимых элементов, например, элемента Th, содержание которого находится в пределах 0,1-1,6 г/т. По-видимому, образование этих пород связано с ударной экскавацией материковых габбро-анортозитов [1.103]. Возраст пород варьирует от 3,8 до 4,2 млрд лет [1.105]. Большая часть этих пород образовалась до формирования относительно поздних бассейнов моря Дождей и Ясности. Породы распространены вне зоны распространения KREEP-базальтов, преимущественно на обратной стороне [1.98]. Полевошпатовые ударные брекчии — самый распространенный материал ударной переработки материковой коры Луны. По составу они отличаются высоким содержанием А12О3 (29-31 мас.%), низким со- держанием TiO2 (менее 0,5 мас.%) и низким содержанием несовмести- мых элементов, например, элемента Th (менее 1 г/т) [1.98]. По сути, это переработанный ударами анортозитовый материковый материал. Воз- раст брекчий оценивается как более 3,9 млрд лет. Распространены эти породы в районе посадки «Аполлон-16» и в выбросах бассейна Моря -71-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Нектара. Предполагается, что они слагают значительную часть поле- вошпатовой материковой области на обратной стороне Луны [1.103]. Морские породы Луны. Морские породы представлены преимуществен- но застывшими лавами базальтового типа, которые заполнили ударные впадины лунных морей менее 4 млрд назад, после окончания интенсивной бомбардировки. Обнаружен также пирокластический материал — породы, образовавшиеся в результате разбрызгивания фонтанирующей лавы. Из- редка в виде включений в морских базальтах встречаются ультраосновные породы. Морские породы слагают около 1% объема лунной коры [1.91,1.106]. Преобладающим типом морских пород Луны являются морские ба- зальты [1.107]. Лунные морские базальты делят по содержаниям титана, алюминия и калия на несколько групп [1.101]: 1) Базальты с высоким содержанием титана (TiO2 >8 мас.%). Это породы, собранные экспеди- циями «Аполлон-11» и -17»; 2) Базальты с низким содержанием тита- на и бедные алюминием (TiO2 2-6 мас.%, А12О3 <12 мас.%). Эта груп- па объединяет породы экспедиций «Аполлона-12» и -15»; 3) Базальты с низким содержанием титана, богатые алюминием (ТЮ2 3-6 мас.%, А12О3 12-15 мас.%). К этому типу относятся базальты, доставленные «Луной-16» [1.108]; 4) Базальты с очень низкими содержаниями титана (ТЮ2 <1 мас.%), исследованные в основном «Луной-24» [1.109] (рис. 1.23). Выделяются также: 1) низкокалиевые низкотитанистые базальты с содержанием К2О около 0,1%, 2) высококалиевые высокотитанистые базальты с содержанием К2О около 0,3%, 3) крайне высококалиевые базальты с содержанием К около 0,9 мас.%) [1.101]. В минеральном со- ставе различия между перечисленными группами выражаются в ва- риациях содержаний Ti-содержащего минерала ильменита и полевого шпата, с которым связано основное количество алюминия и щелочей. Морские базальты отличаются крайне низкой летучестью кислоро- да, т. е. весьма восстановительной обстановкой их образования, прак- тическим отсутствием летучих компонентов, таких как Н2О и СО2, и пониженными содержаниями щелочей [1.98, 1.101, 1.109]. Морские базальты — продукт частичного плавления лунных недр на глубинах до 400 км, и следовательно, их состав должен в определенной степени отражать состав лунной мантии [1.98]. От земных базальтов морские базальты Луны отличаются меньшими размерами слагающих их зерен минералов (сотни микрон) и практическим отсутствием вулканиче- ского стекла. Характерными минералами являются низко-Са клинопи- роксен, оливин, высоко-Са плагиоклаз, ильменит, армалколит ((Mg,Fe) Ti2O5) [1.3, 1.101] (см. рис. 1.23). -72-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Рис. 1.23. Морские базальты: а. Шлиф 74275,93, «Аполлон-17», проходящий свет, без анализатора. Базальт с высоким содержанием титана. Долерит. В проходящем свете заметен корич- неватый пироксен, изометричные, прозрачные кристаллы оливина с мелкими включения хромита (черное), лейсты плагиоклаза (серый, белый) и непрозрач- ный ильменит [1.94]. б. Шлиф 1517, «Луна-24», проходящий свет, без анализатора. Ферробазальт (долерит) с очень низким содержанием титана (ильменита). Порода сложена пироксеном (слегка коричневатый) и плагиоклазом (бесцветный). Содержание рудного минерала (черный, в основном хромит) очень незначительно [1.102] Возраст низкотитанистых алюминистых базальтов оценивается как 3,9-4,2 млрд лет, крайне низкотитанистых базальтов в месте посадки корабля «Аполлон-17» около 4 млрд лет, а в районе посадки станции «Луна-24» — около 3,3 млрд лет [1.98, 1.109]. Возраст высокотитани- стых базальтов в районах посадки «Аполлон-11» и «Аполлон-17» оце- нивается в пределах 3,5-3,8 млрд лет, высококалиевых высокотитани- стых базальтов в районе посадки «Аполлон-11» около 3,55 млрд лет и низкотитанистых базальтов в районе посадки «Аполлон -12 и -15» в диапазоне 3,08-3,37 млрд лет [1.98]. Высокотитанистые морские базальты широко распространены в та- ких лунных морях, как Море Спокойствия, Море Дождей, Океане Бурь, а также в подчиненном количестве присутствуют в Море Изобилия, в Море Влажности и в Море Облаков. Низкотитанистые морские базальты широко распространены в Море Ясности, Море Кризисов, Море Холода, Море Познанном и в подчиненном количестве присутствуют по пери- ферии Моря Дождей, центральную часть которого занимают высокоти- танистые базальты. По данным гамма-съемки автоматической станции «Лунар Проспектор» железистые базальты западной части Океана Бурь обогащены Th (>2-6 г/т), U и К [1.98]. Так как эти базальты покрывают значительные территории, их происхождение сложно объяснить прос- той ассимиляцией нижележащего корового субстрата, обогащенного -73-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО К2О, REE, Р (KREEP). Вполне возможно, что этот факт указывает на из- начальную обогащенность мантийного источника редкоземельными элементами, однако этот вопрос пока остается дискуссионным [1.98]. Лунный пирокластический материал является очень редким типом лунных морских образований. Он представлен зелеными и оранжевы- ми стеклами — преимущественно в виде стеклянных шариков и их обломков, которые по химическому составу не имеют прямых эквива- Рис. 1.24. Лунный пирокластический материал. а. Фото NASA #S73-15085 Частицы оранжевого стекла из образца грунта 74220 (корабль «Аполлон-17»). 6. Фото NASA #S71-43587 Частицы зеленого стекла из образца грунта 15401 (корабль «Аполлон-15») лентов среди кристаллических пород [1.101] (рис. 1.24). Зеленые стекла отличаются примитивным мафическим составом и рассматриваются как наименее дифференцированное лунное вещество. Поверхность частиц зеленых и оранжевых стекол сильно обогащена Zn, Pb, F и другими легколетучими компонентами, что связывается с конденса- цией на их поверхности вулканических испарений. Ультраосновные породы, которые тоже крайне редки, встречаются, как уже говорилось, в виде включений в морских базальтах. Они представ- лены передробленными и перекристаллизованными дунитами, реже пе- ридотитами (см. рис. 1.24). Состоят преимущественно из оливина (Fe9 ) с примесью пироксенов, плагиоклаза, металлического железа, троилита. Образование этих пород связывается как с ранним этапом глобальной дифференциации Луны (возраст мантийных дунитов близок возрасту Луны), так и с более поздними этапами становления лунной коры [1.101]. Реголит. Лунный реголит — это слой рыхлого, слабосвязного об- ломочного материала, покрывающий лунную поверхность [1.91, 1.98] (рис. 1.25 и рис. 1.26). -74-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Рис. 1.25. Фрагмент панорамы «Лунохода-1». 11-й лунный день, 1971 г. сеанс 1, панорама 4. Район западной части Моря Дождей, южнее Мыса Гераклид (район 38° 17' с.ш., 35° 00' в.д.). Типичный лунный ландшафт, на котором отчетливо наблюдается ячеистая рых- лая структура реголита, отдельные камни, кратеры разного масштаба [1.109] Рис. 1.26. Лунный грунт, отобранный советской станцией «Луна-16» на лотке в приемной камере [1.101]. (Море Изобилия 0°41' ю.ш., 56°18'в.д.) Литологический состав реголита. Реголит образуется за счет удар- ной переработки пород скального основания и состоит из обломков этих пород, минеральных зерен, и вторичных частиц — продуктов ударной переработки. Вторичные частицы представлены: реголито- выми брекчиями, агглютинатами, частицами стекла и др. [1.108, 1.109, 1.110] (рис. 1.27). Реголитовые брекчии — продукт ударно-термальной консолидации рыхлого материала в толще ударных выбросов. Агглютинаты — про- дукты сплавления компонентов рыхлого поверхностного слоя рего- лита при микрометеоритных ударах. Шлаки — проплавленные при микрометеоритных ударах частицы реголита с порами и пустотами. -75-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис. 1.27. Группы наиболее характерных частиц лунного грунта из фракции более 0,45 мм из грунта, отобранного в месте посадки станции «Луна-16» (Море Изобилия 0°41' ю.ш., 56°18'в.д.), увеличение 30. 1 - базальт; 2 - крупнозернистый базальт; 3 - анортозиты; 4 - однородные стекла и зерна минералов; 5 - сферические стеклянные образования; 6 - бурые стекла; 7 - брекчия; 8 - спекшиеся частицы; 9 - шлаки и агглютинанаты [1.101] Частицы стекла — в основном, продукты полного плавления реголи- тового материала при относительно мощных ударах и разрушения содержащих стекло пород (базальтов), а отчасти продукты ударного остеклования минералов в твердом состоянии [1.109,1.110]. Размерный состав. Реголит представляет собой материал с боль- шим размерным интервалом, в составе которого есть субмикронные, микронные, миллиметровые, сантиметровые частицы и камни вплоть до крупных глыб. Формирование реголита происходило под действием связанных с метеоритной бомбардировкой противоположно направ- ленных процессов дезинтеграции и агрегации. Роль агрегационных процессов возрастает с уменьшением размера частиц реголита. Меди- анный (по массе) размер частиц колеблется от >100 мкм для образцов незрелого (см. ниже) реголита до 60-70 мкм для образцов зрелого ре- голита [1.90]. -76-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Химический состав реголита определяется, в основном, составом коренных пород района. Происходит также баллистический привнос вещества из удаленных районов, добавление метеоритного вещества (до 1-2 мас.%) и обеднение летучими компонентами в результате плав- ления и селективного испарения вещества. Постоянное воздействие солнечного ветра и космического излучения обогащает частицы ре- голита водородом, редкими газами, широким спектром космогенных изотопов (например, легким изотопом гелия Не3) и другими компо- нентами, а также способствует восстановлению до элементарного со- стояния Fe, Ti, Si и др. элементов в поверхностных слоях частиц (тол- щиной до сотен ангстремов) [1.98]. Зрелость реголита. С увеличением времени воздействия внешних факторов на реголит происходит возрастание его «зрелости»: увели- чивается степень смешения вещества из разных источников, увеличи- вается содержание агглютинатов и метеоритного вещества, уменьша- ется содержание летучих и увеличивается содержание труднолетучих конденсатов (А12О3, TiO2), утяжеляется изотопный состав ряда легких элементов. В процессе созревания гранулометрический состав ре- голита и содержание агглютинатов достигают квазистационарных значений: медианный размер частиц 60-70 мкм и содержание агглю- тинатов 40-50% [1.109]. Мощность реголита. Попытки прямого измерения мощности рего- лита были проведены с помощью колонковой трубки (до глубины 70 см) и колонкового бурения (до 305 см) в местах посадок пилотируемых ко- раблей «Аполлон» [1.101, 1.111] и автоматических станций «Луна-16», «Луна-20», «Луна-24» [1.108, 1.112]. Ни в одной из этих попыток не уда- лось достичь до залегающих под реголитом скальных пород. В местах посадок кораблей «Аполлон» мощность реголита, кото- рый отличается очень низкими скоростями упругих продольных волн (80-120 м/с), определялась по данным сейсмических экспериментов. В месте посадки «Аполлона-14», в районе Фра Мауро, определенная таким образом мощность лунного реголита составила 8,5 м [1.113]; в месте посадки «Аполлона-16» (материковая область, восточная часть горной гряды Декарта) — 12,2 м; а в морском районе посадки «Апол- лона-17» (юго-восточная окраина Моря Ясности) — 4-12 м. [1.113]. По данным электроразведки на станции «Аполлона-17» скачкообраз- ное изменение диэлектрической постоянной наблюдается на глубине 7±1,0 м [1.114]. Районы посадки «Аполлона-11, -12 и -15» отличаются относительно молодым возрастом поверхности и умеренной мощнос- -77-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО тью реголита. По данным сейсмического эксперимента мощность рего- лита в Юго-Западной части Моря Спокойствия («Аполлон-11») оценива- ется в 4,4 м, в северной части Моря Познанного («Аполлон-12») в 3,7 м и в предгорьях Апеннин в районе борозды Хэдли («Аполлон-15») в 4,4 м [1.115]. Мощность реголита можно определить в окрестностях кратеров, которые вскрывают коренные скальные породы и поэтому на их валу и в зоне выбросов наблюдаются камни. Этот метод применялся для ряда мест в районах работы «Лунохода-1» — 1-5 м, и «Лунохода-2» — 2-3 м [1.116, 1.117]. Для районов исследований станций «Луна-16,-17, -20»,-21» средняя мощность реголита также оценивалась по величине диаметра кратеров, при котором происходит переход от равновесно- го к неравновесному распределению кратеров на поверхности [1.118, 1.119] (см. рис. 1.26). Этот критический размер кратеров пропорцио- нален возрасту поверхности и, соответственно, мощности реголита [1.119]. Для районов посадки станций «Луна-16» и «Луна-17» опреде- ленная этим методом средняя мощность реголита оказалась равной 4 м, для более молодых районов посадки станций «Луна-20» (омоложе- ние склоновыми процессами) и «Луна-21» — 0,4 и 2 м соответственно. Значения мощности реголита на основе анализа размеров и морфо- логии ударных кратеров по снимкам «Лунар-Орбитер-1, -2 и -3» были также получены для 12 участков на видимом полушарии Луны [1.120]. Мощность морского реголита по этим оценкам варьировала в преде- лах 3,3-7,5 м. В работе [1.121] был предложен метод определения мощности ре- голита, основанный на совместном анализе данных радиолокации и данных по распределению радиохромофорных элементов (Fe, Ti). Ими была составлена карта распределения мощности реголита для види- мого полушария Луны (рис. 1.28). По этим данным в морских регионах мощность реголита изменяется от 3 до 11 м, а материковых — от 1 до 18 м. По всем данным для Луны наблюдается прямая зависимость мощности реголита от возраста поверхности [1.115,1.121] (рис. 1.29). Плотность и пористость. Плотность (удельная масса) лунного ре- голита (грунта) зависит от его химического и минералогического со- става. На Луне плотность изменяется в достаточно широких пределах от 2,3 до более, чем 3,2 г/см3. Рекомендуемое среднее значение плотно- сти реголита — 3,1 г/см3 [1.101]. Пористость лунного реголита определяется свободным простран- ством между отдельными частицами (межзеренная пористость) и сво- -78-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Рис. 1.28. Карта мощности реголита видимого полушария Луны. Гистограмма распределения мощности реголита имеет бимодальный характер с максимумами примерно 5 и 9 м, что соответствует средним значениям мощности реголита для морей и материков [1.114] Т, млрд, лет Рис. 1.29. Корреляция средней мощности реголита и абсолютного возраста поверхности [1.114] бодным пространством внутри частиц. Пористость оказывает прямое влияние на величину плотности реголита (табл. 1.9). Соответственно, плотность реголита зависит от химического и минералогического со- става частиц и от пористости реголита. Плотность лунного реголита на поверхности определялся разны- ми методами для мест посадки станций «Луна-16», «Луна-20» и «Луно- ход-1 и -2», кораблей «Аполлон-11,-17», и эти оценки лежат в диапазоне 1,12 — 2,29 г/см3 [1.99, 1.107, 1.102, 1.112]. Среднее значение плотности -79-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Таблица 1.9. Зависимость физических характеристик реголита от глубины [1.107] Интервал глубины, см Средняя плотность, р (г/см3) Средняя пористость, п (%) Относительная плотность, Оп(%) 0-15 1,50±0,005 52±2 65±3 0-30 1,58±0,05 49±2 74±3 30-60 1,74±0,05 44±2 92±3 0-60 1,66+0,05 46±2 83±3 реголита верхних нескольких сантиметрах может быть принято рав- ным 1,3 г/см3. Рекомендованные значения плотности по мощности ре- голита приведены в табл. 1.9. С учетом присутствия отдельных более крупных и плотных включений для морских районов с мощностью реголита до 5 м рекомендуется среднее значение плотности реголита 1,9 г/см3. Для материковых областей с мощностью реголита до 10 м и более рекомендуется среднее значение плотности равное 2,0 г/см3. Теплоемкость. Теплоемкость реголита определяется его минераль- ным и химическим составом и может быть рассчитана на основе суммы удельных теплоемкостей каждого компонента и его массо- вой концентрации [1.99]. Теплоемкость как кристаллических, так и стеклосодержащих горных пород с повышением температуры рас- тет. Экспериментальные данные по удельной теплоемкости лунных горных пород были получены для образцов лунного грунта, достав- ленных с мест посадок кораблей «Аполлон-11 и -12» [1.113, 1.114], «Аполлон-14,-15 и -16» [1.115], станций «Луна-16» [1.99] и «Луна-20» [1.101]. Из этих данных следует, что удельная теплоемкость лунного реголита в диапазоне температур от 90 до 350 К меняется от 275J до 848,9 Дж кг1 К1 Теплопроводность. Теплопроводность реголита зависит от темпе- ратуры, от минералогического состава, формы и размера частиц, от пористости и плотности. Модель реголита обычно рассматривается в виде квазинепрерывной среды, в которой теплопроводность является функцией от температуры [1.117]. Расчетные значения теплопрово- дности реголита показывают, что на глубинах 50-140 см теплопровод- ность меняется от 1,2х10'2до 2,2х10'2 Вт м 1 К 1 [1.117]. В поверхностном (1-2 см) слое теплопроводность реголита сильно зависит от температуры и характеризуется очень низкими значениями. При средней температуре лунной поверхности в районе посадки «Апол- лона-17» в 220 К теплопроводность составляет примерно 1x10'3 Вт м 1 К 1 [1.118]. На глубине около 2 см теплопроводность реголита возрастает в -80-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита 5-7 раз по сравнению с величиной теплопроводности на поверхности, что обусловлено, в основном, увеличением плотности грунта с глубиной. Как показали замеры в местах посадки кораблей «Аполлон-15 и -17», уже на глубине 35 см суточные колебания температуры составляют ме- нее 6 К, и полностью затухают на глубине 80 см, но годовые колебания температуры прослеживаются на всей глубине измерения [1.127]. Для диапазона глубин 16-186 см измеренные градиенты температур состав- ляют 0,79-2,52 К/м, а температуропроводность — 0,74-1,00 Х10'4 см2 с1. Лунные метеориты. В последние годы все больше информации о материковых породах Луны стали получать при изучении так называ- емых лунных метеоритов [см. напр., 1.128, 1.129, 1.130]. Это обломки лунных пород и сцементированного реголита (реголитных брекчий), выброшенные метеоритными ударами с поверхности Луны. Их нахо- дят, в основном, на поверхности пустынь: холодных (Антарктика) и горячих (Аравийский полуостров, северо-западная Африка). Сейчас в различных коллекциях есть уже более 60 лунных метеоритов, представ- ляющих собой выбросы из примерно 50 лунных кратеров. Вспомним, что экспедициями «Аполлон» и автоматическими станциями «Луна» доставлены образцы всего из 9 районов Луны. Пока связать конкретный метеорит с конкретным кратером не уда- ется, но удалось установить, что лунные кратеры-источники метеори- тов, в основном, небольшие, диаметром менее 1 км, а их на поверхности Луны многие миллионы. Незнание, из какого места или даже из какого района Луны происходит данный лунный метеорит — очень большой недостаток этого типа лунных образцов, но он частично компенсиру- ется их многочисленностью и тем, что сам характер их поступления на Землю (выбросы из метеоритных кратеров) предполагает равномерно- случайное распределение по Луне мест, откуда они происходят, а это важно для решения ряда задач лунных исследований. В работе [1.130] отмечено, что из 55 рассматриваемых лунных метеоритов 10 представлены обломками морских базальтов, 30 — обломками материковых существенно полевошпатовых брекчий близких к тем, что известны по образцам «Аполлонов» и «Лун», а 15 — обломками брекчий, содержащих смеси материкового и мор- ского вещества. Среди полевошпатовых и смешанных брекчий много реголитных брекчий (22 из 45), что является одним из сви- детельств того, что лунные метеориты — это, в основном, выбросы из небольших кратеров, а довольно широкая распространенность брекчий, содержащих одновременно морской и материковый ма- -81-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО териал, указывает на вероятно широкое развитие на лунных ма- териках так называемых «скрытых» морей (cryptomaria) [1.130]. Лунный метеорит Kalahari 009 — это обломок брекчированного ба- зальта морского типа, возраст кристаллизации которого составляет 4,3-4,35 млрд лет [1.131, 1.132]. По-видимому, он выброшен из «скрытого» моря и его очень большой возраст свидетельствует о том, что вулканизм морского типа начался на Луне еще в период ее интенсивной метеоритной бомбардировки. Наличие летучих соединений, а также серы и углерода в приэква- ториальных областях Луны. Поиск летучих в образцах лунного грунта. Представления о том, что Луна является практически лишенным летучих небесное тело, окон- чательно сформировались в ходе проведения программы «Аполлон». Изучение лунных образцов, доставленных на Землю, проводилось сле- дующими методами: 1) экстракцией органическими растворителями; 2) кислотным гидролизом — обработкой реголита плавиковой, соляной и другими кислотами для разрушения минеральных соединений; 3) пиролизом — нагреванием в вакууме до 1700 К, когда выделяются газообразные соединения, большая часть исследуемых газов обра- зуется при разложении более сложных первоначальных веществ; 4) дроблением и истиранием образцов в вакууме. Выделенные из лунных образцов газы анализировались методами газовой хроматографии и масс-спектрометрии. Из-за существенных различий в температурном режиме полярных и экваториальных рай- онов следует ожидать значительных отличий химического и изотопно- го состава летучих соединений из этих районов, поэтому исследования льдов в полярных регионах имеют самостоятельную научную ценность. Поискам воды на Луне посвящен целый ряд исследований на осно- ве наземных наблюдений лунной поверхности и химического анализа лунных образцов [1.133,1.134]. Так, в работе [1.133] сделан вывод о том, что в лунном образце 66095 содержится аномально высокое количество воды — (140-750)х10 4 % по массе. По мнению автора этой работы, полученные результаты сви- детельствуют о том, что большая часть воды в исследуемом образце имеет земное происхождение, хотя не исключается возможность на- личия лунной воды в образце. Однако другие исследователи [1.135], изучавшие изотопный состав воды образца 66095, делают вывод о зем- ном происхождении обнаруженной воды. -82-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Водород и водородосодержащие соединения. Общее содержание во- дородсодержащих соединений в других лунных образцах не велико. Водород выделяется из лунных образцов при их нагревании в вакууме до 1700 К в виде Н2, Н2О, H2S, СН4, С2Н6, HCN и других газов. Например, в работе [1.134] проанализированы измерения содержания водорода в гранулометрических фракциях пяти образцов грунта и одной рего- литовой брекчии. Для измерения содержания водорода, выделенного пиролизом, использовалась газохроматографическая техника. Содержание водорода в грунте изменяется в пределах (26-54)х1(У4 %, причем в недозрелом грунте наблюдается самое низкое содержание во- дорода. В реголитовой брекчии содержание водорода выше — 60x10'4 %. Получено, что содержание водорода возрастает с уменьшением разме- ров образцов. Свыше 80% водорода в грунте и 95% водорода в релик- товой брекчии сконцентрировано в самых мелких частицах размером до 45 мкм. Низкое содержание общего водорода согласуется с очень малым количеством воды и практически полным отсутствием водных минералов в лунном грунте. Лунный водород по изотопному составу отличается от земного, в нем содержится значительно меньшее количество дейтерия [1.135]. Содержание дейтерия в лунных образцах из Моря Спокойствия, на- пример, (81 -133)х 10 4%, в материковых образцах «Аполлона-16» — (88-130)х10 4%, в то время как для стандартного земного образца — морской воды — характерно значение D/H = 146х10’4%. Скальные образцы лунных базальтов содержат значительно больше дейтерия, чем образцы реголита. По измерениям изотопного состава лунного водорода можно сделать вывод о том, что основным его источником является солнечный ветер, так как водород солнечного ветра по изо- топному содержанию является более легким, чем морская вода. Углерод, азот и сера в лунных образцах. Детальное рассмотрение проблемы наличия соединений углерода, азота и серы на Луне пока- зывает, что углерод и азот содержатся в лунных образцах в небольших количествах, соответственно до 225x10'4% и до 260x10'4%, причем, по сравнению с образцами горных пород, содержание углерода и азота в реголите и брекчиях повышено. По сравнению с водородом, азотом и углеродом в лунных образцах много серы (до 0,21 %), главным образом, в виде сульфидов. Образцы лунного реголита по сравнению с образцами кристаллических пород обогащены тяжелыми изотопами 13С, 34S, 18О. Таким образом, общие закономерности содержания углерода в лун- ных образцах следующие: -83-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1) практически совпадает содержание углерода в реголите, достав- ленном из различных районов Луны; 2) отмечено пониженное содержание углерода в реголите выбросов во время формирования небольших молодых кратеров; 3) содержание углерода в реголите увеличивается с уменьшением размеров зерен. Эти особенности распределения углерода показывают, что в рего- лите, помимо следов газов — остатков ранней дегазации Луны, также присутствует внелунный углерод, привнесенный на поверхность Луны солнечным ветром, метеоритными и кометными ударами. Этот вы- вод подтверждается и данными по обогащенности лунного реголита и брекчий изотопом 13С по сравнению с кристаллическими породами, так как метеориты — углистые хондриты — обогащены изотопом 13С. Во время ударов метеоритов также происходит преимущественная по- теря легкого изотопа углерода. Распределение азота в лунных образцах коррелирует с содержани- ем углерода. Так, содержание азота в реголите выше, чем в кристал- лических породах. При анализах химического состава лунных образ- цов азот обнаруживается как в виде N , так и в составе нитридов и нитратов. Количество серы в исследованных образцах изменяется от 0,02 до 0,23 %. В кристаллических породах серы несколько больше, чем в брекчиях и реголите, что объясняется потерей серы как относительно летучего элемента во время ударных процессов. По сравнению с мете- оритной серой лунная сера несколько обогащена тяжелым изотопом 34S, что объясняется более вероятной потерей легкого изотопа серы из реголита во время ударов комет и метеоритов. Итак, в поверхностном слое реголита содержание летучих соеди- нений ничтожно. Возможно, что в освещенных Солнцем районах газы вулканического происхождения могут сохраняться в лавовых трубах- полостях в толще лавовых отложений [1.136]. Если температура в тру- бе успела снизиться ниже температуры конденсации газа в условиях герметичности трубы, то в трубе или в виде конденсатов на фрагмен- тах стенок должно сохраняться вещество, близкое по составу к газам лунных лавовых извержений. Вода на Луне. Долгое время Луна считалась абсолютно безводной и лишь в постоянно затененных участках на полюсах подозревалось присутствие льда воды, который мог накапливаться в этих холодных ловушках при поступлении паров воды различного происхождения -84-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита [1.137]. Представления о безводности Луны (кроме полюсов) опира- лись на результаты изучения образцов лунного вещества, привезен- ных американскими экспедициями «Аполлон» и советскими авто- матическими станциями «Луна». В них не было найдено минералов, содержащих Н2О и ОН (а также СО2), что привело исследователей к выводу о резкой обедненности Луны водой и другими летучими ком- понентами [см., например, 1.138]. Исследования последних лет застав- ляют несколько изменить эти представления. Стало ясно, что вода (Н2О и/или ОН) на Луне есть, хотя и в очень ограниченных концентрациях, и присутствуют в трех разных резервуарах: 1) Н2О и другие летучие в магматических системах Луны; 2) Н2О и/или ОН в тонком (первые миллиметры) слое на большей части поверхности Луны; 3) Н2О и дру- гие летучие в реголите полярных областей Луны. Эти три разновид- ности воды также называют вода лунных недр или ювенильная вода, поверхностная вода и захороненная вода. Вода лунных недр. В 2008 г. была опубликована работа [1.139], в ко- торой описываются результаты изучения летучих компонентов, а так- же ряда породообразующих и редких элементов в базальтовых зеле- ных стеклах «Аполлона-15» и оранжевых стеклах «Аполлона-17». Эти стекла представлены шариками и их обломками поперечником в доли миллиметра. Они считаются пирокластическими вулканическими отложениями, образовавшимися при фонтанировании базальтовой лавы [1.140, 1.141, 1.142]. О таком их происхождении свидетельствует сферическая форма слагающих их частиц, которая требует застывания капелек жидкой лавы в свободном полете, а также некоторые особен- ности их химического состава. Эти стекла изучались методом локальной (пятно анализа 10 мкм) масс-спектрометрии вторичных ионов и с помощью микрозонда. В них были определены следующие содержание летучих компонен- тов: Н2О — 4-46 мкг/г, S — 115-576 мкг/г, СО2 — до 18 мкг/г, F — до 40 мкг/г, и С1 до 2 мкг/г. В одном из шариков было исследовано рас- пределение летучих компонентов по радиусу. Оказалось, что количе- ство всех измеренных летучих систематически убывает от центра ка- пельки к ее периферии. Для Н2О это убывание от 30 мкг/г до 14 мкг/г. Такое распределение «летучих» — в центре их содержание выше, чем на периферии, — согласуется с предположением, что шарики зеленых и оранжевых стекол образовались при фонтанировании лавы [1.140, 1.141, 1.142], и вступает в противоречие с высказанным ранее предпо- ложением [1.143], что они возникли в ударном процессе. -85-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Выявленное распределение летучих в капельке расплава использо- валось для оценки исходного содержания летучих компонентов в маг- ме с помощью моделирования их потери за счет дегазации из шарика во время его свободного полета в вакууме [1.139]. В этом моделиро- вании учитывались коэффициенты диффузии и энергии активации исследованных летучих и рассматривались различные скорости осты- вания капельки. Моделирование показало, что наилучшее совпадение модельных и наблюдаемых профилей распределения летучих наблю- дается при скоростях остывания 2-3 К/с и времени между извержени- ем и закалкой капельки от 2 до 5 мин. Наилучшая оценка содержания воды в магме составляет 745 мкг/г при минимальной оценке 260 мкг/г (95% доверительный интервал), что сопоставимо с содержаниями воды в некоторых базальтовых магмах Земли. Информацию о содержании воды в лунных магмах также дает изу- чение содержащегося в лунных породах минерала апатита. Последний представляет собой фосфат кальция, в структуру которого также вхо- дит фтор, нередко частично замещаемый хлором и гидроксилом (ОН). Количество ОН в апатите зависит от содержания в магме воды. Авторы работ [1.144, 1.145] методом локальной масс-спектрометрии вторич- ных ионов измерили концентрации ОН, а также отношения дейтерия к водороду, в апатите из пяти образцов морских базальтов, двух об- разцов материковых брекчий и обломка анортозита из одной из этих брекчий. Отношения дейтерия к водороду в исследованных апатитах оказалось очень изменчивым. В ряде исследованных образцов отноше- ние дейтерия к водороду гораздо выше того, что типично для земных магматических систем, что, по мнению авторов работы [1.145], может указывать на существенную примесь воды комет. Пирокластические отложения, представителями которых являют- ся упомянутые зеленые и оранжевые стекла «Аполлонов-15 и -17», на Луне обычно образуют темные покровы, концентрирующиеся по периферии лунных морей. До начала 90-х годов было с помощью дис- танционных исследований найдено более 100 мест, где идентифици- рованы пирокластические отложения [см., например, 1.146-1.150]. В работе [1.151] по результатам спектрозональной съемки поверхнос- ти Луны КА «Clementine» исследованы 75 мест, где наиболее часто описывались пирокластические отложения. Они были разделены на три спектральных класса, а также по размеру: 20 наиболее крупных имеют площадь от 1001 до 49000 км2, 15 — от 401 до 1000 км2, а самые маленькие — менее 100 км2. -86-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Таким образом, работы последних лет в сочетании с результатами более ранних исследований показали, что в период развития морского вулканизма на Луне, по крайне мере, некоторые лунные магмы содер- жали воду (и другие «летучие») в количествах соизмеримых с нижними пределами содержаний в базальтовых магмах срединно-океанических хребтов Земли. Это сильно меняет наши представления о магматиче- ских процессах на Луне и требует более углубленного изучения потен- циальных носителей лунной воды, например, других, не охваченных исследованиями [1.139], пирокластических стекол Луны. Очевидно, должны быть расширены исследования лунных апатитов. Возможно, эти новые данные приведут к пересмотру гипотез формирования Луны. Не исключено, что присутствие воды в количествах десятков мкг/г (т.е. десятков г/т) сделает пирокластические отложения потенциальным источником для добычи воды на Луне, конкурирующим с полярными областями этого небесного тела. Поверхностная вода. В 2009 г. наблюдениями с помощью картирую- щего спектрометра Moon Mineralogy Mapper (М3) на борту КА «Chan- drayan-1» в ИК спектрах освещенной Солнцем поверхности Луны была обнаружена полоса поглощения в области около 3 мкм, что свидетель- ствует о присутствии Н2О и/или ОН в самом верхнем (миллиметры) слое поверхности Луны [1.152]. В результате обработки данных спек- трометра М3 для видимой части Луны было установлено, что полоса поглощения Н2О/ОН характерна почти для всей освещенной Солнцем поверхности Луны. Она более выражена в высоких широтах и менее выражена или неразличима в экваториальной части Луны. Было также обнаружено усиление этой полосы поглощения в материковых облас- тях на выбросах из морфологически свежих ударных кратеров. Соот- ветствующая выраженности полосы поглощения максимальная мо- дельная оценка концентрации Н2О 4- ОН составляет 770 мкг/г [1.152]. Авторы этой работы не делают вывода об источнике обнаруженных ими Н2О/ОН, указывая, что это может быть эндогенный (внутрилунный) ис- точник, вода, привносимая ударами комет и астероидов, или Н2О/ОН могут образовываться при взаимодействии протонов солнечного ветра с кислородсодержащим веществом лунной поверхности. Еще один массив данных, подтверждающих наличие Н2О/ОН в ма- териале поверхности Луны, был получен при дополнительной калиб- ровке данных, полученных в 1999 г. оптическим спектрометром VIMS (спектральный диапазон 0,35-5 мкм) КА «Cassini» на его пути в систему Сатурна [1.153]. По этим данным широкая полоса поглощения в райо- -87-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО не 3 мкм, характерная для связи ОН в молекуле Н2О, наиболее сильна в южной полярной области и непосредственно к северу от Моря Кри- зисов. Более узкие полосы ОН вблизи 2,7-2,9 мкм были закартированы в полярных областях и на материках. Полосы поглощения гидроксила наиболее сильны в полярных областях и слабее, хотя и различимы, на низких широтах и вдоль терминатора. Модельные пересчеты приводят к содержаниям воды от 10 до 1000 мкг/г, а местами даже выше. Наблюдения с борта КА Deep Impact I EPOXI [1.154] также подтверди- ли измерения [1.152]. Было обнаружено, что полоса поглощения наиболее сильно выражена вблизи северного полюса, где ее интенсивность соот- ветствует содержанию <0,5 масс. % Н2О. Найдено, что степень гидратации скорее зависит от температуры, чем от кумулятивного потока солнечного излучения. Найдены суточные изменения концентраций Н2О, которые оказались более выражены в морях (-70%), чем на материках (-50%). Су- точные изменения с потерей воды и восстановлением ее содержаний со- гласуются с предположением о том, что источник этой воды протоны сол- нечного ветра. Авторы работы [1.154] считают, что суточная гидратация и дегидратация могут приводить к миграции ОН и Н+ к лунным полюсам, а там накапливаться в постоянно затененных участках. Вода в полярных областях Луны. В полярных областях Луны из-за малого наклона оси вращения этого тела к плоскости эклиптики (1,5°), дно многих кратеров находится в постоянной тени и температура там может опускаться до -40 К [1.155]. Как сказано выше, много лет назад авторы [1.137] предположили, что в эти холодные ловушки мог посту- пать пар ювенильной воды или воды, выделяющейся при ударах мете- оритов и комет по Луне, и накапливаться там в виде льда. Первые исследования проблемы наличия летучих в полярных об- ластях Луны были проведены в 1994 году. Космический аппарат «Кле- ментина», запущенный в рамках программы «Дискавери», провел би- статический радарный эксперимент по изучению радиолокационных свойств поверхностного слоя Луны [1.156]. Бистатическая радиоло- кация проводилась с помощью бортового передатчика этого искус- ственного спутника Луны, который работал на длине волны 13 см, на орбитах 234-237 над южным полюсом и на орбитах 299-301 над север- ным полюсом Луны. Приемником прямого и отраженного сигнала был радиотелескоп в Аресибо. В районе южного полюса Луны на площади 6300 км2 был получен аномальный отраженный радиосигнал, связан- ный с эффектом когерентного оппозиционного рассеяния. При биста- тическом угле, равном нулю, наблюдалось увеличение коэффициента -88-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита рассеяния и значение круговой поляризации отраженного сигнала. Сходные радарные свойства имеют ледяные галилеевые спутники Юпитера. Авторы [1.156] интерпретируют результаты радарного экс- перимента в рамках неординарной гипотезы строения поверхностного слоя реголита в полярных областях Луны — смеси льда с реголитом, причем концентрация льда составляет величину порядка 0,3-1% по массе. Оценивается масса лунных льдов — 1012 кг. Эффект когерентного оппозиционного рассеяния может наблю- даться не только от смеси воды с реголитом, но и от случайно ориен- тированных граней реголита с различными показателями преломле- ния радиоволн, поэтому радиолокационные измерения не доказывают наличия льда в полярных областях Луны. Данные наземной радиоло- кации с помощью радиотелескопа в Аресибо не подтвердили резуль- таты «Клементины», так как в ходе проведения этого эксперимента аномальный радиосигнал был получен не только от постоянно зате- ненных областей, но также и при радиолокации освещаемых Солнцем участков лунной поверхности, где заведомо исключатся существова- ние льда [1.157]. Существование льда в полярных регионах Луны было показано вновь в ходе проведения нейтронной спектроскопии лунной поверх- ности с помощью аппарата «Лунар Проспектор» с орбиты высотой 100 ± 20 км над лунной поверхностью [1.158]. Идея этого эксперимента состоит в том, что водородсодержащий реголит лучше рассеивает мед- ленные тепловые нейтроны по сравнению с лишенными водорода ми- нералами, что позволяет на основе измерений средней энергии тепло- вых нейтронов от лунной поверхности оценить содержание водорода в лунном реголите. Расчеты потока и энергетического спектра нейтро- нов, образующихся при взаимодействии частиц солнечного ветра и космических лучей с лунным веществом, показали, что характеристи- ки излучаемых Луной нейтронов зависят не только от содержания в лунных материалах водорода, но и от содержания Fe, Ti, Gd, Sm [1.159]. Поэтому определение содержания водорода возможно, только если известно содержание этих металлов. На аппарате «Лунар Проспектор» с помощью спектрометра гамма-частиц можно определить содержа- ние металлов в лунном грунте. По предварительным данным изме- рений «Лунар Проспектора» было обнаружено, что над северной по- лярной областью поток эпитепловых нейтронов на 4,6% ниже, а над южной полярной областью — на 3% ниже, среднего значения потока над низкими широтами. Погрешность измерений энергии нейтронов -89-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО значительно меньше, чем величина наблюдаемого эффекта, что позво- ляет надежно утверждать об обнаружении водородсодержащих соеди- нений в полярных областях Луны. Более поздний анализ [1.160, 1.161] учитывал также результаты измерений с более низкой орбиты (30 ±15 км) и улучшение про- странственного разрешения съемки: с 53 км до 13 км. Он показал, что поток эпитепловых нейтронов в южной полярной области ниже, чем это следовало из предыдущих измерений, и в этой области ста- ло различимо уменьшение потока быстрых нейтронов. Для северной полярной области оценки потоков эпитепловых и быстрых нейтронов остались прежними. Из результатов анализа следовало, что в север- ной полярной области уменьшение потока эпитепловых нейтронов, по-видимому, связано с наличием в реголите небольших обогащен- ных водородом «карманов» или реголит там характеризуется равно- мерно распределенным в нем водородом, среднее содержание кото- рого 100 мкг/г. А в южной полярной области в относительно толстом слое реголита содержится 1670 ± 890 мкг/г водорода, что эквивалентно 1,5 ± 0,8 масс. % воды. Авторы [1.160] заявили, что только на основании измерений нейтронного потока невозможно решить, является ли водород полярных областей имплантированными протонами солнечного ветра, входит ли он в состав гидратированных минералов, или он входит в состав Н2О. Если же принять что это лед воды, то, по их оценкам, в южной полярной области может быть 1,35 х 108 т льда воды на площади 2250 км2, а северной полярной области может быть 0,62 х 108 т льда воды на площади 1030 км2. Эти же авторы заключают, что из совокупности их измерений следует, что на полюсах Луны до глубины зондирования этим методом (~1 м) залежей чистого льда воды нет. Еще более поздняя интерпретация данных нейтронного спектрометра КА «Lunar Prospector» сделана с использованием моде- лирования с помощью кода MCNPX всей цепочки процессов: от об- разования нейтронов в материале поверхности Луны до измерения их потока [1.162]. Авторы работы приходят к выводу, что средние содер- жания водорода в полярных областях составляют 50-100 г/т, а водо- род-содержащий слой реголита находится под «сухим» слоем толщи- ной 10 ± 5 см. Содержания водорода в пересчете на воду в постоянно затененных участках поперечником менее 20 км могут составлять от 1800 г/т до 400 кг/т, и это не разброс измеренных значений, а пределы неопределенности нашего знания. -90-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита В июне 2009 г. на орбиту Луны был выведен американский КА Lunar Reconnaissance Orbiter с российским нейтронным спектрометром LEND, обладающим более высоким (10 км с высоты 50 км) простран- ственным разрешением [1.163]. Измерения продолжаются и сейчас доступны лишь их некоторые предварительные результаты. Один из очень важных результатов упомянут в работе [1.164]. Суть его в том, что при измерениях нейтронного потока в южной полярной области с пространственным разрешением около 10 км выяснилось, что распре- деление значений нейтронного потока по площади более сложное, чем считалось раньше: не все постоянно затененные участки характери- зуются значительным понижением нейтронного потока, а некоторые понижения потока нейтронов находятся за пределами постоянно за- тененных участков. Причины такого явления непонятны. Вопрос о существовании воды в полярных районах Луны привле- кает особо пристальное внимание. Вывод о достоверности существо- вания холодных ловушек в полярных районах Луны, позволяет рас- смотреть реальные возможности формирования отложений летучих в условиях низкотемпературной среды. Предложено несколько эффективных источников летучих в холодных ловушках: взаимодействие солнечного ветра с реголитом, микрометео- ритная бомбардировка, столкновения с Луной комет и астероидов, дега- зация лунных недр. Каждый из них, по-видимому, мог, частично или пол- ностью, обеспечить наполнение полярного резервуара. Их относительная роль, вероятно, может быть выявлена из ассоциаций с другими летучими компонентами и определения изотопного состава полярных летучих. Для дальнейшего прогресса необходимы, как минимум, исследования in situ, что планируется в рамках миссий «Луна-Глоб» и «Луна-Ресурс», а лучше с помощью доставки на Землю образцов из полярных областей Луны. Наименее исследованной является гипотеза эндогенной природы летучих на Луне. Информация о возможных наблюдениях современ- ной дегазации лунных недр противоречива. Сохранение в холодных ловушках в течение нескольких миллиардов лет остатков ранней де- газации лунных недр проблематично, поскольку сведения о тепловой эволюции Луны не вполне достоверны. Более определенны сведения об образовании воды при двустадий- ном восстановлении железа в лунных силикатах протонами солнечно- го ветра. Продукт протекания этой реакции — металлическое желе- зо — присутствует, в основном, в агглютинатах в виде частиц размером 30-300 ангстрем, весовая доля которых в лунном реголите составляет 0,4%. -91-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Согласно другому предположению мелкие металлические частицы могут образоваться при восстановлении железа в ударном паре, воз- никающим при ударах микрометеоритов. По предварительной оценке общего количества воды, образованной по данному механизму в те- чение последних 2 млдр лет, общая масса ее может достигать 2х1014 г. Во время метеоритных ударов молекулы воды могут перейти в газо- вую фазу, а затем попасть в холодную ловушку в ходе случайных блуж- даний по лунной поверхности. Отношение D/Н в такой воде должно быть очень низким, что можно использовать для экспериментальной проверки эффективности механизма образования воды при взаимо- действии солнечного ветра с лунным железом. Подобный механизм объясняет наличие только воды на поверхнос- ти холодных ловушек. Наличие в холодных ловушках других льдов на поверхности или воды под поверхностью может свидетельствовать об образовании этих отложений по другому сценарию. Другим источником летучих в лунной среде могут быть микроме- теориты. Современные оценки потока микрометеороидов на Землю в интервале масс от 10 12 до 107 кг дают величину (40-20)х106 кг/год. Поток межпланетного вещества на Луну составляет соответственно ~2х106 кг/год. Доля летучих, основным компонентом которых являет- ся вода, достигает в метеороидах от 0,05 до 0,1. При столкновении микрометеоритов с лунной поверхностью выде- ляются Н2О, СО, СО2, S, SO2, Н2. Согласно принятой модели практически все «летучие» после столкновения удерживаются в поле тяготения Луны. Наиболее эффективным источником доставки летучих на Луну с большой степенью вероятности являются кометы. Наибольшее коли- чество летучих, по-видимому, доставляется на Луну во время комет- ных ливней [1.136]. Оценка частоты столкновений комет с Луной во время кометных ливней предполагает 1-2 падения за 106 лет при продолжительности ливня в несколько миллионов лет. Следами последного кометного лив- ня, прошедшего ~10 млн лет назад, возможно, являются диффузные структуры, образующиеся при контакте с лунной поверхностью газо- пылевой комы кометы. Наиболее близко к южному полюсу расположена диффузная структу- ра в Море Мечты, общая площадь которой превышает 5х1О10 м2. Расчет- ная скорость столкновения с Луной кометы, образовавшей эту структуру, составляет 40 км/с и близка к средней скорости столкновений с Луной долгопериодических комет. Если плотность ядра кометы принять равной -92-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита 0,6 г/см3, то при размерах, необходимых для образования наблюдаемой диффузной структуры, его масса достигнет величины около 2х1021 г. Таким образом, для возникновения диффузных структур требуется падение ~10 кг кометного вещества на 1 м2 лунной поверхности. Сле- довательно, при образовании диффузной структуры в Море Мечты на Луну выпало ~1012 кг кометного вещества. Наиболее актуальной задачей в настоящее время является под- тверждение положения о наличии отложений «летучих» на Луне. Если водяной лед присутствует на лунной поверхности, то, прежде всего, его можно идентифицировать по наличию Н2О и ОН в лунной экзосфере. При падении микрометеоритов на ледяную поверхность со скоростями, типичными для случая столкновения микрометеорита с Луной, в лунную экзосферу выбрасывается масса воды, равная ~10 масс микрометеорита. Концентрация Н2О и ОН в экзосфере вблизи полюсов в таком слу- чае должна быть заметно выше, чем в экваториальных районах Луны. При падении крупных метеоритов (D>0,5 м) в холодные ловушки, что происходит, вероятно, один раз за несколько десятков лет, концентрация Н2О и ОН в экзосфере вблизи полюсов должна резко увеличиваться. Та- кие события, по-видимому, можно обнаружить при постоянном мони- торинге эмиссии ОН на длине волны спектрального излучения 3085 А. Поток воды из холодных ловушек в предположении, что вся поверх- ность ловушки покрыта водяным льдом, описывается выражением: Ff = k xF xS /S ~Зх103 кг/год, from 2 met tr m где k2 — доля водной составляющей в метеоритном веществе, Fmet — поток межпланетного вещества на Луну, S / Sm — отношение площади холодной ловушки к общей площади поверхности Луны. В пределах ошибок эта оценка совпадает с оценкой потока Н2О в лунные холодные ловушки. Подобное совпадение, по-видимому, не случайно, и свидетельствует в пользу возможного установления некое- го динамического равновесия в круговороте воды на Луне. Концентрацию Н2О в лунной экзосфере можно оценить, исходя из следующей зависимости: N(HO) = {Ff +F +F }xNxtf{S хНхМ(НО)}, v 2 7 1 from sw mJ a f 1 m rv 2 /J’ где Na = 6xl023 — число Авогадро, Mr(H2O) = 0,018 кг/моль — молярная масса воды; другие обозначения соответствуют использованным выше. -93-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО При времени фотолиза для спокойного Солнца tf = 105 с и шкале высот Н для молекул воды в дневной лунной экзосфере, равной 105 м, концентрация частиц воды в дневной экзосфере может достигать N(H2O) ~2х109 м3, что совпадает в пределах ошибки с верхним пределом измерений концентраций молекул в лунной экзосфере современными методами. Увеличение точно- сти измерений концентраций газов в лунной экзосфере на 1-2 порядка по сравнению с измерениями, выполненными в месте посадки корабля «Апол- лон-17» комплексом приборов, доставленных на поверхность, позволит су- щественно увеличить достоверность сведений о поведении летучих на Луне. Эффективным методом исследования льдов на поверхности лову- шек может служить ИК-спектроскопия. Возможны два варианта при- менения этого метода: - исследование лунной поверхности в отраженном свете в ближней инфракрасной области спектра, тогда требуется наличие источни- ка ИК-излучения; - исследование собственного излучения лунной поверхности в средней ПК-области спектра. По наличию спектральных особенностей можно будет судить о присутствии летучих на лунной поверхности. Прямые исследования в холодных ловушках с помощью пенетрато- ра в избранной точке могут быть дополнены орбитальными данными. Ряд обсуждаемых проектов предусматривает вариант лунохода для исследования отложений летучих в холодных ловушках. Для построения обобщенной модели реголита в холодных ловуш- ках, учитывающей наличие отложений летучих и, прежде всего, воды, необходимо рассмотреть более подробно процесс конденсации газов ударно-образованной лунной атмосферы в холодные ловушки. В период существования после удара (падения метеорита или ко- меты) временной атмосферы будет существовать поток газа Qm вглубь реголита, который оценивается согласно следующему выражению: Qm = 0,1х{ Mr / (RxT)}0,5 xpx6pxdP I h, где R — универсальная газовая постоянная, р = 0,45 — предполага- емая пористость лунного реголита, 6р ~106 м — средний размер пор, dP — разница между давлениями газа на поверхности Ро и под поверх- ностью Ph на глубине h. Расчет потока газа вглубь реголита затруднен тем обстоятельством, что при конденсации газов в ловушках температурный режим реголи- -94-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита та будет существенно отличаться от известного режима из-за выделе- ния скрытой теплоты конденсации на поверхности ловушки. Кометный источник летучих является единственным из предпо- лагаемых источников, действием которого можно объяснить сущест- вование льдов на глубине порядка нескольких метров из-за образо- вания временной лунной атмосферы. Отличить льды кометного и эндогенного происхождения на такой глубине можно по анализу их изотопного состава. У свободной серы давление насыщенных паров в условиях ловушек незначительно для эффективной диффузии вглубь реголита, поэтому сера будет накапливаться на поверхности ловушек. Из приведенного выше выражения можно получить условие суще- ствования летучих кометного происхождения в ловушках: Р t / Р, < Т / Т , atm h col atm где Р — давление газа над поверхностью холодной ловушки в период существования временной атмосферы, Тсо1 / Tatm ~104 — отно- шение характерного времени между столкновениями комет с Луной к характерному времени существования временной атмосферы. Это условие является значительно более сильным, чем условие конденса- ции газа в ловушке в период существования временной атмосферы. Полученному условию в случае существования уникального теплоизоля- ционного слоя в холодных ловушках удовлетворяют только наименее лету- чие компоненты временной атмосферы, то есть S, Н2О и SO2. При отсутствии изолирующего слоя к этому списку добавляются СО2, следы H2S и HCN. Дополнительным аргументом в пользу существования теплоизо- ляционного слоя является то, что летучие на глубине до нескольких сантиметров эффективно разрушаются протонами солнечного ветра и энергичными частицами галактического фона. Существенной является оценка изменения температуры с глубиной в условиях холодных ловушек. Общая зависимость средней температуры от глубины в планетном веществе определяется температурным градиентом: grad Т = Q /р, где Q — поток тепла из планетных недр, р — теплопроводность пла- нетного вещества. -95-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Следовательно, средняя температура Th на глубине h определяется выражением: Th=T0+\h^-dh, h 0 p(h) где То — средняя температура на поверхности. При оценке роста температуры лунного реголита с глубиной были приняты несколько предположений: - теплопроводность лунного вещества не зависит от температуры; - теплопроводность р смеси водяного льда с реголитом определяется как р = кхр н + (1 - к )хр г смеси г льда Н2О ' 7 г реголита где к — мольная доля водяного льда в реголите; - содержание водяного льда в реголите в холодных ловушках не за- висит от глубины; - теплопроводность лунного реголита в освещаемых Солнцем по- лярных регионах Луны такая же, как в экваториальных районах, что, скорее всего, верно, так как нет оснований полагать, что про- цессы формирования реголита в данных областях различны. Первое предположение выполняется с точностью до полупорядка. Например, известно, что для кристаллического водяного льда тепло- проводность при 153, 178, 273 К равна 3,8, 3,5 и 2,2 Вт/(мхК) соответ- ственно. При расчетах было принято, что теплопроводность водяно- го льда составляет 4,0 Вт/(мхК), поскольку водяной лед находится в кристаллической форме (хотя при низких температурах конденсации Т < 100 К возможно образование из водяного пара аморфного водяно- го льда с существенно более низкой теплопроводностью). Второе, третье и четвертое предположения, по-видимому, оправда- ны при современном уровне знаний о летучих на Луне. При оценке роста температуры реголита с глубиной в холодных ло- вушках, одной из главных проблем является возможность существова- ния в этих областях поверхностного слоя с высокими теплоизоляцион- ными свойствами. Теплопроводность поверхностного слоя в экваториальных районах в 4х104раз меньше, чем теплопроводность кристаллического водяно- го льда. Поэтому наличие даже 0,1% кристаллического льда в поверх- ностном слое существенно уменьшит разницу между средними темпе- ратурами на поверхности и на глубине 1-2 см. -96-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита С другой стороны, нет полной уверенности в том, что возникающий в процессе микрометеоритной бомбардировки раздробленный слой силикатно-ледяной смеси обладает теми же механическими свойства- ми, что и обычный реголит. Условия в холодных ловушках — низкое давление и постоянно низ- кие температуры — предполагают, что в случае возникновения лунно- го полярного льда, он будет относиться к типу «лед I», который встре- чается в земных условиях. Согласно обычной диаграмме состояния воды лед этого типа образуется при небольших давлениях и темпера- турах от 273 К до, примерно, 30 К. В лунных условиях, по-видимому, будет преобладать лед 1с (с куби- ческой кристаллической структурой). В отличии от льда Ih (с гексаго- нальной кристаллической структурой), который встречается в повсед- невной жизни на Земле, лед 1с существует лишь в метастабильной фазе, которая может образовываться только при температурах ниже 170 К. Лед 1с имеет плотность 0,92 г/см3 и относительную диэлектриче- скую проницаемость 99. Характер физико-механических свойств лунных полярных льдов достоверно не известен. На основании изложенных выше фактических данных и наиболее вероятных оценок можно предложить некоторые модели строения поверхностного слоя в холодных ловушках. Общая площадь лунной поверхности, от которой был получен сиг- нал, содержавший усиление правовращающей круговой поляризации на орбите 234 (эксперимент на аппарате «Клементина»), составляла около 45000 км2. Величина усиления достигала около 1 децибела, что по аналогии с результатами радиолокационного обнаружения полярных льдов на Меркурии было интерпретировано авторами бистатического радарного эксперимента как указание на наличие ледяной составляю- щей, доля которой не превышает 0,3%. Эти данные характеризуют некоторый слой поверхностного мате- риала. Принято считать, что радиоволны способны проникать на глу- бину, кратную от 50 до 100 длин волн. В данном эксперименте исполь- зовалась волна длиной 13,19 см. Следовательно, поверхностный слой, к которому можно отнести полученные результаты, имеет глубину относительно поверхности от 7 м до 13 м. При дальнейших оценках было принято среднее значение, равное 10 м. Тогда общий объем ис- следованного лунного вещества составит 450 км3. В соответствии с на- званной долей ледяной составляющей объем «чистого» льда составит 1,35 км3 (или 1,35х1015 см3). -97-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО При указанной выше плотности льда 1с = (0,92 г/см3) общая масса ледяной составляющей может достигать 1,24x1015 г. Гипотетически можно предположить случай, когда на характер от- раженного радиосигнала сказалась масса льда, сосредоточенная в од- ном объеме — некое «ледяное озеро». Площадь поверхности подоб- ного скопления льда составит около 135 км2, а соответствующий слой монолитного ледяного блока достигнет толщины примерно 10 м, т. е. будет простираться непосредственно от поверхности до эффективной глубины проникновения зондирующих радиоволн. Реально в области, перекрываемой следом радиолуча, можно указать на кратер Шаклтон (Shackleton), расположенный практически в самой точке южного полюса, внутри которого расположена постоянно затенен- ная область, имеющая площадь, примерно равную указанной площади «ледяного озера». На рис. 1.30 приведен снимок кратера Шаклтон, полу- ченный КА «СМАРТ-1» с разрешением около 64 м/элемент изображения. Однако реальная площадь холодных ловушек, попавших в исследо- ванную зону, значительно больше. Кроме того, исходя из механизмов формирования полярных льдов Луны, проанализированных выше, представляется маловероятным избирательный характер конденсации Рис. 1.30. Холодная ловушка на южном полюсе Луны - кратер Шаклтон (снимок с космического аппарата «СМАРТ-1») -98-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита «летучих» в практически очень близких областях, полностью анало- гичных по температурным условиям. Что касается конкретно кратера Шаклтон, то в этом случае вероятность избирательного появления ле- дяных отложений еще меньше. Форма кратера явно свидетельствует в пользу его молодого возраста, что, очевидно, резко уменьшает период накопления ледяных отложений. Поэтому, в качестве более реального варианта можно предложить модель примерно равномерного распределения ледяной составляю- щей внутри всех областей постоянного затенения — холодных лову- шек, попавших в зону радарного облучения. В зависимости от геомет- рической формы следа луча на лунной поверхности общая площадь облученных холодных ловушек колеблется от 4x103 км2 до 6x103 км2. Авторы эксперимента называют долю затененных участков от 14% до 33% от общей площади зондирования (6,Зх103 км2 и 14,85х103 км2 соответственно). Однако, если рассматривать только области, посто- янно, т. е. при любых условиях освещения, находящиеся в тени, эти оценки следует признать слишком завышенными. При более строгих оценках, по-видимому, наибольшая площадь хо- лодных ловушек составляет 6x103 км2. В этом случае равномерное рас- пределение предполагаемой массы «чистого» льда приведет к толщине сплошного слоя, равной примерно 30 см. В действительности значение этой эффективной мощности слоя не будет повсеместно одинаковой, поскольку существенную роль играет временная шкала формирова- ния льда. В наиболее древнем кратере Шумейкер, возраст которого около 3 млрд лет, мощность отложений может оказаться более значительной. В этом случае мощность эффективного слоя может превышать 100 см. Тогда местная доля ледяной составляющей может возрасти до 6%. В наиболее молодом кратере Шеклтон ледяные отложения могут достигать нескольких сантиметров. В то же время, скорость переработки поверхностного слоя лунного реголита по разным оценкам такова, что глубина слоя перемешивания равна или превышает приведенные величины эффективного слоя льда. Согласно разным оценкам за 1 млрд лет 50% лунной поверхности пе- рерабатывается метеоритной бомбардировкой на глубину от 3 до 20 см. Сопоставление зрелости лунного грунта на поверхности и на раз- ных глубинах по данным исследований экспедиций «Аполлон» пока- зали, что скорость переработки поверхностного слоя реголита может достигать 1 м за период 1 млрд лет. -99-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО По другим оценкам, основанным на тех же данных, скорость есте- ственной переработки реголита соответствует перемешиванию ма- териала на глубину от 2 до 3 см за время порядка от 105 до 106 лет. При неравномерном характере скорости переработки это приводит к полному перемешиванию вещества в слое до 50 см за 1 млрд лет. Для возраста кратера Шумейкер эти оценки приводят к глубине полного перемешивания около 80 см. Таким образом, если исходить из реальности результатов, полу- ченных в процессе бистатического радарного эксперимента с косми- ческого аппарата «Клементина», наличие сплошного слоя льда внутри холодных ловушек можно считать маловероятным. Более реальным может быть существование раздробленной смеси льда и силикатных пород поверхностного слоя Луны. К такому же выводу склоняются и сами авторы более позднего экс- перимента, проведенного по другой методике с аппарата «Лунар про- спектр» [1.159], предполагая, что характер местного реголита более соответствует модели «небольших включений льда, перекрытых ка- менистым материалом, или перемешанным с ним». Ледяные отложе- ния могут формироваться разнесенными по времени периодическими вбросами в лунную экзосферу летучих, что предполагает модель си- ликатно-ледяной смеси, располагающихся слоями. Стратиграфически разделенные слои, соответствующие периодам максимально интен- сивных процессов формирования льдов, могут перемежаться слоями типичного реголита силикатного состава. Приведенный выше краткий обзор природы холодных ловушек в полярных областях Луны и конкретные оценки характеристик соответ- ствующих областей вблизи южного лунного полюса являются лишь пред- варительным всесторонним исследованием подобного рода и содержат начальные сведения фундаментального и прикладного характера. Теоретические оценки и анализ имеющихся фактических данных показывают, что существование постоянно затененных областей вбли- зи южного полюса Луны реально. Температурный режим этих обла- стей определяется постоянно низкими температурами поверхности — не более 90К. Основные выводы проведенного обзора заключаются в следующем. В настоящее время изучение аномальных по природе областей, к которым относятся зоны постоянного затенения в приполярных об- ластях, имеют весьма важное значение для решения фундаментальных задач исследования природы планетных тел и Солнечной системы в -100-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита целом, а также для решения прикладных задач, связанных с развити- ем ракетно-космической техники, освоением Луны и использованием внеземных природных ресурсов. Анализ вероятных источников поступления в экзосферу Луны лету- чих подтверждает принципиальную возможность многократных перио- дов существования временной атмосферы с последующим формирова- нием отложений льда в полярных холодных ловушках. Обобщены оценки состава подобных льдов (в основном Н2О) и общей массы (до 1016 г). Основные типы аппаратуры для разведки указанных природных ресурсов могут разделяться на три вида: дистанционные (орбиталь- ные), прямые ограниченного действия — сбрасываемые с орбиты пе- нетраторы и прямые широкого использования — луноходы. Гелий-3. В реголите Луны содержатся повышенные концентрации изотопа гелия-3. В ряде исследований лунный гелий-3 рассматрива- ется как возможный источник термоядерной энергии, которая может покрыть существенную часть энергетических потребностей человече- ства во второй половине XXI века [1.165,1.166]. Гелий-3 привлекателен тем, что некоторые термоядерные реакции с его участием, например, D + 3Не = р (14,68 МэВ) + 4Не (3,67 МэВ) и 3Не + 3Не = 2р + 4Не (12,9 МэВ), проходят без выделения нейтронов и потому не приводят к накопле- нию радиоактивных отходов. Источник лунного гелия-3 — солнечный ветер, который за миллиарды лет привнес в реголит этого безатмос- ферного тела значительные количества гелия. Основные типы захваченного гелия. В зависимости от механизма удержания в лунном реголите захваченных инертных газов солнечно- го ветра выделяется два основных типа гелия — имплантированный в пространство между частицами лунного реголита (слабосвязанный) и атомы гелия, имплантированные в частицы лунного реголита. Содер- жание слабосвязанного гелия в лунном реголите определяется двумя основными параметрами — дегазацией, которая зависит от темпера- туры поверхности и концентрации насыщения реголита при данной температуре, и падающим потоком солнечного ветра, который зависит от географической долготы и широты. Разница между максимальным и минимальным значением плотности потока на поверхности Луны незначительна и составляет около половины порядка [1.167]. Слабо- связанный гелий выделяется при температурных и механических воз- действиях на лунный реголит и его накопление в лунном реголите в значительной степени зависит от температуры поверхности. Содержа- ние этого типа гелия должно существенно возрастать в высоких широ- -101-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО тах, характеризующихся низкой дневной температурой и минималь- ной амплитудой суточного хода температур. Согласно оценке [1.167], объемное содержание слабосвязанного гелия-3 в высоких широтах может достигать 44 ppb. В отличие от слабосвязанного гелия, концен- трация гелия имплантированного в частицы реголита определяется иными механизмами захвата. При облучении частиц реголита иона- ми солнечного ветра на поверхности минеральной фазы образуются радиационные дефекты, которые связывают внедренные атомы гелия. Влияние минерального состава. Замечено, что рудные минералы с относительно высокой электропроводностью, например, такие как ильменит, содержат более высокие концентрации гелия [1.168]. Счи- тается, что при облучении заряженными частицами такие минералы сохраняют кристаллическую структуру на поверхности в отличие от неэлектропроводных породообразующих минералов, у которых по- верхностный слой в результате облучения теряет свою кристалличе- скую структуру и становится аморфным. Более выраженные много- численные дефекты кристаллической решетки в рудных минералах связывают внедренные атомы гелия значительно сильнее [1.169]. Энер- гия связи гелия в таких ловушках-вакансиях кристаллической решет- ки составляет порядка 1 эВ и более. Соответственно, даже высоких температур экваториальной области Луны в лунный полдень, дости- гающих 400 К, недостаточно для диффузии и освобождения имплан- тированного гелия. Избирательность захвата инертных газов разными минералами приводит к обогащению изотопами гелия реголита высо- котитанистых, ильменитовых базальтов по сравнению с другими мор- скими и материковыми породами Луны [1.168]. Зависимость от зрелости реголита. Кроме зависимости от содер- жания рудных минералов (ильменита) содержание гелия зависит и от степени радиационной дефектности кристаллической решетки ми- нерала, которая определяется временем экспозиции частиц реголита на лунной поверхности, т.е. степенью зрелости реголита. Наличие в частицах реголита значительного количества захваченного Н и С из солнечного ветра создает резко восстановительную среду. Последняя способствует переходу большинства ионов Fe+2 в силикатном растворе в нейтральное Fe°, которое образует многочисленные сферы размером 40-250А в стеклах агглютинатов [1.170]. Степень зрелости лунного ре- голита оценивают по интенсивности сигнала ферромагнитного резо- нанса (/), нормализованного к содержанию FeO (//FeO) [1.171]. Для описания суммарной зависимости содержания 3Не от содержания руд- -102-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита ных минералов Ti и степени зрелости реголита Тэйлор [1.172] предло- жил использовать параметр (TiO2x//FeO) (рис. 1.31). Рис. 1.31. Содержание 3Не в лунном реголите в зависимости от параметра (TiO2xl/FeO) [1.121] Зависимость от гранулометрического состава. Исследование кон- центрации 3Не по размерным фракциям реголита также показало об- ратную зависимость от гранулометрического состава — чем меньше размер частиц реголита, тем больше концентрация гелия-3 [1.172]. До 80% всего захваченного Не содержится во фракции размером <50 мкм, которая составляет около 50% реголита. Около 90% захваченного Не содержится во фракции реголита размером <100 мкм [1.173] и лишь около 10% гелия приходится преимущественно на фракцию размером от 0,1 до 1 мм и крупнее. Эта зависимость объясняется концентраци- ей газов в поверхностном слое отдельных зерен: чем меньше размер частиц, тем больше их удельная поверхность. Методом последователь- ного травления поверхности частиц ильменита было установлено, что практически почти весь захваченный гелий концентрируется в по- верхностном слое толщиной 0,2 мкм (2000А) [1.168]. Необходимо так- же отметить, что величина отношения изотопов гелия (4Не/3Не) также изменяется в зависимости от размера частиц. С увеличением размера частиц абсолютное содержание гелия-3 уменьшается, но увеличивает- ся его содержание по отношению к изотопу 4Не [1.174]. В основном же отношение изотопов 4Не/3Не в лунном реголите близко к солнечному. Валовые содержания гелия-3 в реголите. Измерения концентраций захваченных инертных газов солнечного ветра проводились в образ- цах, доставленных как советскими автоматическими лунными станци- ями, так и американскими пилотируемыми экспедициями «Аполлон». -103-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Данные по содержанию 3Не известны по разным литературным источ- никам и представляют как валовые пробы реголита, так и их размер- ные фракции [1.175,1.176,1.177]. Для оценок запасов гелия-3 наиболее применимы оценки, полу- ченные для образцов реголита без разделения их на фракции и мине- ральные компоненты. Эти измерения позволяют оценить содержания гелия-3 в реголите на всю глубину его залегания [1.178]. Средние со- держания 3Не в лунном реголите в разных местах посадок представле- но в табл. 1.10 [1.179]. Таблица 1.10. Средние содержания 3Не в местах посадок автоматиче- ских лунных станций и пилотируемых экспедиций «Аполлон» [1.159,1.160] Станция Содержание 3Не, ppb Описание района места посадки «Аполлон-11» 17,4 Высокотитанистые базальты Моря Спокойствия. «Аполлон-12» 7,1 Базальты Океана Бурь с пониженным содержанием ильменита. «Аполлон-14» 5,7 Низкотитанистые базальты провинции Фра Мауро. «Аполлон-15» 4,4 Низкотитанистые базальты Моря Дождей. «Аполлон-16» 1,4 Материковые породы. «Аполлон-17» 8,0 Базальты Моря Ясности с пониженным содержанием ильменита. «Луна-16» 7,9 Базальты Моря Изобилия с пониженным содержанием ильменита. «Луна-20» 3,1 Материковые породы. «Луна-24» 3,3 Низкотитанистые базальты Моря Кризисов. Распределение по регионам и прогнозные запасы. Зависимость кон- центраций изотопов гелия от минералогического состава частиц рего- лита приводит к неоднородному распределению по регионам: они мак- симальны в районах, где развиты высокотитанистые базальты. Карты распределения содержания TiO2 и степени зрелости реголита по види- мому полушарию Луны были получены по данным оптической съемки видимого полушария Луны. В основе методики лежит корреляция со- -104-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита Места посадок космических аппаратов | | 3-5 масс. %ТЮ2 (II категория) Ц| 0-1 масс. %ТЮ2 (IV категория) Рис. 1.32. Схематическая карта категорий прогнозных запасов гелия-3 в лунном реголите (на основе распределения содержания ТЮР по данным аппарата «Клементина») держания основных хромофорных элементов Fe и Ti с альбедо и по- казателями цвета в видимом и ближнем ИК диапазонах спектра [1.85, 1.180]. Процентное содержание TiO2 варьирует в пределах от 0,01 до 10% (рис. 1.32). Области распространения повышенного содержания окислов Ti (5-10%) фактически отражают распределение высокотита- нистых морских базальтов, которые распространены в Море Спокой- ствия, в Море Паров, в Море Дождей, в Океане Бурь и в подчиненном значении в Море Влажности и в Море Облаков (см. рис. 1.32). Области распространения высокотитанистых морских базаль- тов характеризуются наиболее высоким содержанием 3Не (в среднем, 17,4 ppb) и умеренной мощностью реголита (в среднем, 4,4 м). Это пре- имущественно равнинные области. Прогнозные запасы 3Не в областях распространения высокотитанистых морских базальтов относятся к наиболее высокой категории I и оцениваются в 65000 тонн на видимой стороне Луны (табл. 1.11). В целом по всей поверхности Луны прогноз- ные запасы этой категории оцениваются в 74600 тонн (см. табл. 1.11) [1.179]. Прогнозные запасы категории II относятся к областям распро- странения морских базальтов с умеренным содержанием TiO2 (3-5%), характеризующихся умеренным содержанием 3Не (в среднем, 8 ppb) и средней мощностью реголита 4,8 м (см. рис. 1.32). Прогнозные запа- сы категории II на видимой стороне Луны оцениваются в 109500 тонн. Это почти в два раза больше, чем запасы категории I, но площадь, где -105-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Таблица 1.11. Прогнозные запасы 3Не в лунном реголите Категория прогнозных запасов ТЮ2, масс.% Площадь на видимой сто- роне, км2 Площадь на всей поверх- ности, км2 Содержание 3Не, ppb Мощность реголита, м Плотность реголита, кг/м3 Прогнозные запасы 3Не на видимой стороне, т Прогнозные запасы 3Не на всей поверх- ности, т Прогнозные запасы 3Не, % 1 5-10 424830 487110 17,4 4,4 1900 65050 74590 3 II 3-5 1500940 1518590 8,0 4,8 1900 109510 110800 4 III 1-3 1550700 1586310 5,7 8,1 2000 143190 146480 6 IV Сумма 0-1 15489700 34340310 3,1 10,1 2000 969970 1287720 2150390 2482260 87 100 они подсчитаны, почти в 4 раза больше, чем площадь, где подсчитаны запасы категории I (см. табл. 1.11). Площади с прогнозными запасами категории III охватывают обла- сти распространения низкотитанистых морских базальтов с понижен- ным содержанием 3Не в реголите (в среднем, 5,7 ppb) и с повышенной средней мощностью реголита (8,1 м). Прогнозные запасы этой катего- рии оцениваются в 143200 т на видимом полушарии Луны. В сумме прогнозные запасы первых трех категорий оцениваются в 317750 т на видимом полушарии Луны и располагаются на площади, за- нимающей около 12% всей площади полушария (см. рис. 1.32). Прак- тически все прогнозные запасы первых трех категорий располагаются на территории лунных морей, площадь которых по морским геологи- ческим комплексам оценивается примерно в 13% всей площади Луны. Четвертая категория прогнозных запасов характеризуется более низкими значениями содержания 3Не (в среднем, 3,1 ppb) и повышен- ной средней мощностью (10,1 м), характерной для материковых райо- нов Луны. Прогнозные запасы этой категории охватывают всю мате- риковую область Луны (см. рис. 1.32) и оцениваются на всей лунной поверхности в 2150000 т (см. табл. 1.11). Общие прогнозные запасы 3Не в лунном реголите на всей поверхности Луны оцениваются примерно в 2500000 т [1.179]. На видимой стороне Луны общие запасы 3Не оце- ниваются в 1290000 т (см. табл. 1.11). Итак, без учета данных по слабосвязанному гелию-3, широко рас- пространенного в высоких широтах, оценка запасов имплантирован- ного гелия-3 в 2500000 т, по-видимому, может достаточно уверенно рассматриваться в качестве минимального нижнего значения общих запасов гелия-3 на Луне. С учетом слабосвязанного гелия-3 сумма об- щих запасов должна существенно увеличиться. Наиболее перспектив- ными районами для разведки и последующей добычи гелия-3 являют- -106-
1.6. Состав лунных горных пород и реголита ся Море Спокойствия, центральная часть Моря Дождей, значительная часть территории Океана Бурь и частично Море Влажности, Море Об- лаков и Море Кризисов, а с учетом потенциальных запасов слабосвя- занного гелия-3 районы Северного и Южного полюсов. Редкие металлы, соединения и минералы [1.181]. Ученые из Инсти- тута геологии рудных месторождений РАН (ИГЕМ) исследовали около 2,5 грамм лунного грунта, который был доставлен на Землю советскими автоматическими станциями в 1970,1972 и 1976 гг. и с тех пор хранится в музее Института Вернадского, и обнаружили в нем настоящие сокровища. В таком небольшом количестве вещества содержалось 20 видов редких металлов, соединений и минералов, большая часть которых практически не встречается в земных условиях. Результаты их пятилетних исследова- ний состава лунного грунта (реголита), опубликованные в журнале «До- клады Академии наук», могут возродить бум 1970-х гг., когда ближайшая соседка Земли была в центре внимания ученых и широкой публики. В начале 1980-х гг., после того как привезенные образцы реголита были в основном исследованы, возникло много вопросов. Прежде все- го: некоторые полученные данные не вписывались в общепринятую концепцию о том, что лунный рельеф формировался под воздействием метеоритных бомбардировок, а не в результате внутренних геологиче- ских процессов. Сейчас, на новом витке исследований, ученые пыта- лись понять, как это происходило на самом деле. Исследователям удалось найти в грунте очень интересные соединения металлов, которые просто не могли образоваться от ударов метеорита. Это произошло в результате неких процессов, аналогов которых на Зем- ле пока не наблюдалось. Эти предположения подтверждаются снимка- ми, сделанными сканирующим электронным микроскопом с гигантским увеличением. Вот, например, смесь самородной сурьмы и самородного вольфрама — низкоплавкий и тугоплавкий материалы — на Луне пред- ставляют из себя единое целое, на Земле же такое соединение просто не- возможно. Другие не менее удивительные соединения, которые также не встречаются на нашей планете: сульфид золота, йодид родия, «сплав» же- леза с оловом. А есть настоящие «сэндвичи»: золото-медь-цинк-серебро, или олово-свинец-золото. В пробах обнаружен и самородный молиб- ден — в микроскоп видна его структура, состоящая из нанокристаллов. Результаты исследований говорят о том, что часть лунных по- род была действительно образована под воздействием метеоритов, часть — в результате вулканической деятельности, но помимо этого более 3 млрд лет назад на ближайшей соседке Земли происходили со- -107-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО вершенно особые процессы так называемого «низкотемпературного синтеза из газовой фазы», когда друг с другом напрямую соединялись группы атомов различных металлов. То есть, в отличие от нашей пла- неты, на Луне образование минералов происходило на микроуровне. Оказывается, различные элементы на Луне могли не менее загадоч- ным образом не только соединяться, но и разъединяться. Исследова- тели нашли в грунте шесть фактически новых минералов гадолиния, химического элемента из группы лантаноидов, которые в земных усло- виях практически не существуют по отдельности, а только в виде со- единений. (Хотя попытки создания технологии фракционирования — выделения отдельных лантаноидов — предпринимаются постоянно, поскольку это весьма ценное сырье для лазерной промышленности). В фрагментах лунного грунта, были найдены частицы самородного золота и самородного серебра. Все образцы, исследованные в лаборатории, взяты из разных при- возов и, следовательно, происходят из разных частей Луны — Моря Изобилия, материка и Моря Кризисов (места посадки станций). Такая выборка дает возможность судить о лунной поверхности в целом. 1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны опре- деляется тремя основными факторами: - исследование Луны дает ключ к пониманию ранней истории и эволюции планет земной группы и многих спутников других пла- нет. Луна имеет древнюю поверхность, хорошо сохранившуюся за 4,5 миллиарда лет существования Солнечной системы; - выявление происхождения Луны. Ввиду тесной связи между Луной и Землей, установление происхождения Луны может дать знание про- цессов, которые, в частности, формировали Землю и, в общем, плане- ты земной группы. Для космологии изучение поверхности Луны даст летопись соседнего с Землей космического пространства; - близость Луны к Земле и доступность, по сравнению с другими не- бесными телами, которые делают ее привлекательной для проведе- ния не только фундаментальных, но и прикладных исследований. Из-за того, что атмосфера и гидросфера изначально отсутствовали на Луне, многочисленные следы различных процессов на ее поверхности сохранились с древности до наших дней. Современные представления о природе Луны позволяют говорить о возможности наличия на ее поверх- -108-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны ности образований, являющихся следствиями процессов, протекавших в Солнечной системе в первые 500 миллионов лет ее существования. Луна является наиболее доступным местом, где существует воз- можность изучать следы столь отдаленных во времени событий. Дру- гие ближайшие соседи Земли — Венера и Марс — продвинулись на- много дальше в своем развитии как планетные тела, а разрушительные воздействия поздней вулканической и тектонической активности и агрессивных факторов среды уничтожили, или необратимо изменили их первоначальный облик. Луна сравнительно легко достижима для современной ракетно-кос- мической техники, что выгодно отличает ее от Меркурия, по-видимому, близкого по природе поверхности к земному спутнику. За истекший период изучения Луны с использованием автомати- ческих КА и пилотируемых космических кораблей получен большой материал, позволивший лучше познать ближайшего соседа по космосу. Получены фотографии обратной стороны Луны, выявлен базальтовый состав лунных морей, открыт и изучен реголит — слой раздроблен- ных пород, сформировавшихся в результате воздействия на коренные горные породы условий космического пространства (вакуума, элек- тромагнитного излучения Солнца, солнечного ветра, галактического космического излучения, частиц материи различной дисперсности), определены физико-механические параметры грунта и его химический состав, оценен возраст лунных пород и обнаружена его остаточная намагниченность, открыты масконы и масмины (подповерхностные концентрации тяжелого и легкого вещества, соответственно), измерен тепловой поток из недр Луны, выявлено ее внутреннее строение, об- наружено пылевое облако вокруг Луны. Все это расширило, а в ряде случаев и изменило представления, как об отдельных свойствах, так и о Луне в целом и, особенно, о ее происхождении, возрасте и эволюции. Перечень требующих решения научных задач. Расширение пред- ставлений о Луне поставило массу новых задач, как фундаментального, так и прикладного характера. Перечень актуальных научных проблем и задач, решение или более тщательное исследование которых целесообразно осу- ществить в ближайшие по крайней мере два десятилетия, следующий. Фундаментальные научные проблемы: - происхождение и эволюция Луны, Земли и Солнечной системы в целом; - мониторинг Земли и Луны, как системы небесных тел; - появление и распространение жизни. -109-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Задачи исследования поверхности Луны: - картирование поверхности в различных диапазонах длин волн (видимый, ИК и УФ-диапазоны, гамма-спектрометрия, нейтроно- спектрометрия, рентгеноспектрометрия, альтиметрия); - воздействие пыли и метеоров на поверхность; - радиация (галактическая, солнечная, лунная, взаимодействие по- верхности Луны с полями и плазмой солнечного ветра); - детальное исследование районов Луны с аномальными условиями; - теплообмен; - электростатика; - оптические, механические и физико-химические характеристи- ки грунта; - доставка образцов вещества Луны на Землю и их исследование в лабораторных условиях; - морфология Луны. Формирование реголита. Задачи исследования внутреннего строения Луны: - минеральный состав среды внутри Луны (в частности, минеральный состав коры, содержание тугоплавких и сидерофильных элементов); - размер ядра; - содержание в ядре железа; - масконы и масмины; - температурный профиль; - электрические токи. Задачи исследования окололунного пространства: - тонкая структура гравитационного поля. Аномалии силы тяжести. - магнитное поле (механизм и источник энергии поля, простран- ственно-временные корреляции магнитных и гравитационных аномалий); - корпускулярная обстановка; - параметры экзосферы; - метеорная обстановка; - пылевое облако вокруг Луны; - электромагнитная обстановка (в частности, распространение ра- диоволн различных диапазонов длин волн); Разведка лунных ресурсов: - поиск и оценка запасов лунных ресурсов (водорода, кислорода, воды, гелия-3, металлов, строительных материалов и др.); - эксперименты для отработки технологий на Луне; - получение газов, воды, металлов, ракетного топлива, энергии; -ПО-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны - производство строительных материалов; - добыча полезных ископаемых. Задачи в обеспечение отработки технических средств на Луне: - экспериментальная оценка воздействия факторов космической и лунной сред; - разработка инженерно-технических моделей отдельных областей Луны. Использование Луны в качестве инструмента проведения исследований: - наблюдение за Землей и космическим пространством; - астрофизические исследования с Луны (в частности, поиск пла- нет вне Солнечной системы). Исследование фундаментальных научных проблем мироздания. Наиболее интересными и важными научными проблемами в исследо- вании Луны являются ее происхождение и взаимосвязь с эволюцией Земли, так как это имеет прямое отношение к формированию совре- менного облика Земли, а возможно и к ее происхождению. Исследование происхождения Луны и взаимосвязи с эволюцией Земли. Как уже отмечалось в разделе 1.1, наибольшее распространение полу- чила гипотеза, которая рассматривает образование Луны как результат столкновения Земли с крупным космическим телом, размером пример- но с планету Марс. В результате этого столкновения на околоземную орбиту было выброшено вещество мантии Земли, которое затем акку- мулировалось в спутник. Она приемлема с точки зрения динамики про- цесса и получила поддержку геохимиков, поскольку объясняла сходство в соотношении ряда химических элементов в Луне и мантии Земли. Возможная альтернатива состоит в том, что Луна образовалась не из вещества Земли, а также как и Земля, из вещества космического со- става (материально ближе всего к этому составу вещество углистых хондритов CI). Иначе говоря, формирование Земли и Луны проистека- ло не последовательно, а параллельно путем аккумуляции пылевидных сгущений. В образовавшейся двойной системе Земля аккрецировала основную массу протопланеты и получила состав, близкий к среднему космическому, в то время как состав Луны остался близким к составу высокотемпературного зародыша. Этим может быть объяснен дефи- цит железа на Луне, и наблюдаемые геохимические соотношения. В зависимости от того, какой из вышеупомянутых механизмов имел место, совершенно меняется представление о ранней истории Земли [1.3]. Исследование пород, отсутствующих на Земле. В процессе форми- рования Луна подверглась интенсивной метеоритной бомбардировке, -111-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО в результате чего от ударов крупных тел образовались морские впа- дины (Большие Бассейны), которые затем были заполнены базаль- тами. Период магматической активности длился около 1,5 млрд лет. После этого внешняя оболочка Луны затвердела и стала нарастать со скоростью примерно 200 км в миллиард лет. Из-за интенсивной бом- бардировки поверхности крупными метеоритами и гравитационному сжатию, внешний слой формирующегося планетного тела оказался расплавленным на значительную глубину (до 200 км). С ростом планет- ного тела зона ударного расплава перемещалась все дальше от его цен- тра, сохраняясь в его приповерхностной части. Кристаллизационная дифференциация в этой зоне способствовала всплытию и накоплению на поверхности легких минералов (плагиоклаз), и одновременно опу- сканию и накоплению на дне расплава тяжелых минералов (оливин, ильменит). В результате на поверхности растущего тела происходило накопление, отличного от исходного, относительно легкого минераль- ного вещества. Затем сила ударного воздействия стала недостаточной, и поверхность Луны стала покрываться твердой материковой корой габбро-анортозит-норитового состава с преобладанием анортозитов на поверхности. Подобных пород нет на поверхности Земли. Отсюда возникает ряд вопросов по уточнению процесса их образования на поверхности Луны. Почему их нет на поверхности Земли? Быть может, в далеком прошлом именно они составляли поверхность земной коры? Ответы на эти вопросы могут быть получены в процессе продолжительных комплексных исследований поверхности и подповерхностных слоев на достаточно большую глубину. Исследования по определению возраста Луны. Возраст верхней части этой оболочки по изотопному анализу свинца в доставленных на Землю породах не более 4,1 млрд лет. По содержанию изотопа аргона-40 воз- раст этой части оболочки оценивается в 7 млрд лет (для Земли возраст оценивается также от 4,5 до 7,5 млрд лет). По современным представ- лениям возраст Солнечной системы составляет 4,7 млрд лет. Для объ- яснения расхождения выдвинута гипотеза о том, что аргон выделился из глубины Луны и затем был внедрен в реголит солнечным ветром. Достоверное решение вопроса о возрасте Луны возможно более глубо- ким изучением ее как небесного тела, а также расширением области кос- мических исследований на всю Солнечную систему с целью получения достоверных сведений о ее компонентах. Это позволит разобраться во всем многообразии явлений, выдвинуть новые достоверные гипотезы и -112-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны уточнить правомерность старых, рассмотреть всю совокупность явле- ний и затем уже расставить их в хронологическом порядке. Все это имеет большое научное и прикладное значение для уточ- нения происхождения Земли и ее эволюции как планеты и развития таких наук о Земле, как геология, геофизика, геохимия, геоморфология. Исследования процессов образования некорродирующих металлов. На основе анализа лунного грунта обнаружено явление образования некор- родируемых в атмосфере металлов, формирующихся в условиях Луны под действием солнечного ветра. Это в принципе может быть воссозда- но в условиях Земли и представляет непосредственную практическую ценность для технологии производства металлических изделий [1.3]. Задачи исследования поверхности Луны. Фотографирование с КА позволило построить карты видимой и обратной сторон Луны. Они позволяют распознавать различные образования на поверхности Луны и являются основой при проведении практически всех исследований Луны. Выявлена асимметрия рельефа поверхности видимой и обрат- ной сторон Луны. На видимой стороне основное место занимают моря (обширные холмистые равнины с поперечником до 500-1000 км при перепаде высот порядка 150 м, имеющие округлую форму и окружен- ные кольцевыми горами) и материки (горные хребты и долины, про- резанные трещинами и сбросами, при среднем превышении гор над морями около 3 км). Моря и материки видимой стороны усыпаны кра- терами округлой формы с поперечником от 100 км и менее. Обратная же сторона в основном материковая и представляет собой холмистую равнину с множеством кратеров. Причина такой асимметрии не вы- яснена, не имеет убедительных гипотез и требует изучения и научного объяснения. Установлено, что моря видимой стороны Луны представляют собой застывшую базальтовую лаву, напоминающую земной базальт. Мате- риковые районы сложены в основном анортозитами. Сверху каменные породы морей и материков покрыты рыхлым грунтом толщиной от нескольких десятков метров (в районе впадин) до нескольких санти- метров (на склонах крутых гор). Этот грунт не имеет аналогов среди природных земных образований и назван реголитом. Сформировав- шись в условиях метеоритной бомбардировки коренных горных по- род и воздействий солнечного ветра и космических лучей в высоком вакууме, реголит прошел фазы переплавок и спекания с метеорным веществом поверхности Луны, чему способствовала сравнительно малая величина ускорения ее силы тяжести. Поэтому химический со- -113-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО став реголита в основном отражает состав ниже залегающих пород, но в нем присутствует и вещество, не содержащееся в коренных породах, которое сформировалось в описанных выше условиях. Большая часть реголита раскрошена до фракции порошка. Бомбардировка микро- метеоритами снова соединяет определенные порции такого порошка в остеклованные агрегаты частиц материковых пород и минералов. Такие агрегаты обычно называются агглютинатами. Было установлено, что химический состав пород в определенном месте может соответ- ствовать, а может и не соответствовать тем породам, которые могут получиться при смешивании локальных брекчий или вулканических материковых пород. Это может означать образование реголита из раз- ных лунных источников. Перемешивание реголита изучалось на основе доставленных об- разцов, но такие детали, как интенсивность переноса, перемешивание в вертикальном и горизонтальном направлениях еще тщательно не рассматривались. Эти процессы усложняют обработку получен- ной дистанционными методами информации, а поэтому их следует изучить во всех подробностях в различных областях Луны. Установлено, что коренные лунные породы по минеральному со- ставу в основном схожи с земными. Только три минерала в поро- дах, доставленных с Луны на Землю, оказались неизвестны геологам. Остальные лунные минералы пироксен, плагиоклаз, оливин, кристо- балит, ильменит широко распространены на Земле. В лунных породах больше содержится тугоплавких материалов, чем в земных. Этим же отличаются и породы лунных морей от материковых. Кроме того, об- наружено относительно большое количество инертных газов в лунном грунте. Предполагается, что они занесены на Луну солнечным ветром. Изотопный анализ доставленных с Луны пород показал, что среди них нет образцов моложе 3,1 млрд лет и старше 4,6 млрд лет. Это мо- жет свидетельствовать о том, что примерно 3 млрд лет назад на Луне закончилось затопление базальтами Больших Каньонов видимой сто- роны и наступило относительное спокойствие. Образовавшийся в те времена рельеф, испещренный кратерами от метеоритной бомбарди- ровки, сохранился до наших дней. Все эти выводы о химическом и минеральном составе лунных по- род и реголите, в частности, получены на основе исследований сред- неширотных и приэкваториальных районов видимой стороны Луны. Неохваченными остались и требуют изучения приполярные области и обратная сторона. -114-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны Исследование радиации на поверхности Луны (галактическая, сол- нечная, лунная, взаимодействие поверхности Луны с полями и плаз- мой солнечного ветра) имеет не только научное, но и большое практи- ческое значение, прежде всего применительно к созданию обитаемых лунных баз и деятельности экипажа на поверхности. Облучение лунной поверхности происходит по сложной системе. На рис. 1.33 приведена схема положения Луны в процессе ее орбиталь- ного движения по отношению к Солнцу и Земле [1.3]. Основная осо- бенность — периодические погружения Луны в магнитосферу Земли (в магнитный хвост земной магнитосферы) и выходы в положение между Землей и Солнцем, когда поверхность Луны подвержена пря- мому облучению потоком частиц солнечного ветра. Если при этом еще учесть осевое (суточное) вращение Луны, то станет очевидным слож- ный характер пространственно-временного влияния солнечной радиа- ции на лунную поверхность. Низкая отражательная способность лунного поверхностного слоя приводит к тому, что около 90% падающей на Луну солнечной радиации переходит в тепло. В результате этого Луна имеет собственное тепловое излучение в инфракрасной области спектра и частично в радиодиапазоне. Тепловое поле Луны в глобальном масштабе можно представить по результатам инфракрасной съемки видимого диска Луны при различ- ных фазовых углах. Рис. 1.33. Схема периодического погружения Луны в магнитосферу Земли -115-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Экспериментально поглощательная способность различных участ- ков лунной поверхности может быть оценена по интенсивности соб- ственного излучения Луны в инфракрасной области спектра, посколь- ку в этом случае речь идет о переизлученной солнечной радиации, поглощенной поверхностным слоем лунного реголита. Фотометрическая неоднородность поверхности Луны в инфракрас- ной области спектра формируется пересеченностью рельефа, тепло- проводностью поверхностного слоя и условиями освещения и съем- ки. Высокоточные измерения теплового излучения поверхности Луны, выполненные с помощью современных германиевых детекторов вы- сокого разрешения, показали значительные отклонения фактических температур от существовавших ранее эмпирических моделей. Расхож- дения эмпирических данных с фактическими измерениями возрастает до 50% при косом падении лучей и значительно увеличиваются к краю диска. Все это требует дополнительного детального изучения, в том числе, непосредственно на поверхности Луны. Исследование нейтронной компоненты радиационного фона Луны. Нейтронная компонента радиационного фона Луны возникает в при- поверхностном слое вещества в ядерных реакциях под воздействием энергичных заряженных частиц галактических и солнечных косми- ческих лучей. Нейтроны с энергиями от 1 до 20 МэВ образуются при раскалывании ядер вещества в приповерхностном слое толщиной в 1-2 м. Нейтроны практически не проникают на глубину более 2 м, и их значительная часть выходит с поверхности, образуя поток нейтрон- ного излучения Луны. Поток и энергетический спектр нейтронов на заданной глубине в веществе грунта и на поверхности формируется в результате большого числа столкновений нейтронов с ядрами в ре- акциях неупругого рассеяния, а также при поглощении нейтронов в ядерных реакциях захвата [1.3]. Расчеты показывают, что энергетиче- ский спектр слабо зависит от состава основных породообразующих элементов, но может существенно изменяться при наличии в грунте водорода, а также зависит от содержания хлора и некоторых других редкоземельних элементов. Все это требует детального исследования. Присутствие в грунте ядер водорода (протонов) приводит к суще- ственному повышению эффективности замедления энергичных ней- тронов и приобретения ими тепловой энергии окружающих ядер. Это связано с тем, что при столкновениях энергичных нейтронов с про- тонами (ядрами водорода) они передают водороду существенную часть своей энергии, так как обе частицы имеют одинаковую массу. -116-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны Рассчитанная зависимость потока надтепловых нейтронов с поверх- ности Луны показывает его существенное ослабление при повышении содержания водорода в веществе грунта. Добавление всего 100 частиц водорода на миллион тяжелых ядер вещества приводит к ослаблению потока надтепловых нейтронов на 4,5%. Интегральный поток нейтронного излучения с поверхности в первом приближении пропорционален внешнему потоку энергичных частиц от галактических космических лучей или от Солнца. Числен- ные оценки показали, что с поверхности Луны выходит примерно 0,1 или 10 вторичных нейтронов в пересчете на один протон с энергией 100 МэВ или 1 ГэВ, попавший в грунт. Известно, что поток галакти- ческих космических лучей во внутренней части Солнечной системе в окрестности орбиты Земли изменяется в течение 11-летнего солнеч- ного цикла. При усилении солнечной активности поток галактических космических лучей ослабляется вследствие расширения плазменной гелиосферы Солнечной системы. Напротив, при ослаблении солнеч- ной активности гелиосфера сжимается, и поток галактических лучей во внутренних областях Солнечной системы возрастает. Измерения показывают, что изменение потока космических лучей может состав- лять 1,5-2 раза. Непосредственные измерения плотности и энергии вторичных нейтронов в течение солнечного цикла имеют как научную, так и сугубо практическую ценность. Кроме галактических космических лучей поверхность Луны под- вергается воздействию потоков заряженных частиц от Солнца, кото- рые могут эпизодически генерироваться во время солнечных вспышек, сопровождаемых солнечными протонными событиями. Следует на- помнить, что измерения вторичного нейтронного излучения от Мар- са приборами КА «Марс Одиссей» показали, что во время наиболее мощных солнечных вспышек (например, в октябре-ноябре 2003 г.) интегральный поток вторичных нейтронов от Марса (так же, как и от Луны), может в течение нескольких дней превысить аналогичный поток в условиях спокойного Солнца более чем в 1000 раз [1.3]. Это означает, что в периоды максимума солнечной активности интеграль- ная радиационная доза на поверхности Луны может в основном опре- делятся вкладом мощных солнечных протонных событий и в десятки раз превышать интегральную дозу от радиационного фона на Луне в условиях спокойного Солнца. Результаты численного моделирования лунного нейтронного из- лучения должны быть сопоставлены с измеренными данными. С этой -117-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО целью на лунную орбиту и на поверхность Луны должны быть достав- лены приборы для лунной радиационной разведки. Результаты изучения элементного состава поверхности Луны по данным наблюдений гамма-лучей и потока нейтронов. Галактические космические лучи представляют собой изотропный поток энергич- ных заряженных частиц. При взаимодействии с поверхностью Луны (и планет, лишенных атмосферы) космические лучи раскалывают ядра вещества и образуют поток вторичных нейтронов высоких энергий около 20 МэВ (рис. 1.34). Напомним, что поверхность Земли не испы- тывает воздействия космических лучей, так как защищена толстым слоем атмосферы и сильным магнитным полем. Вторичные нейтроны в приповерхностном слое Луны сталкиваются с ядрами и теряют свою энергию до тех пор, пока они либо не вылетят с поверхности, либо не произойдет их распад. Время жизни нейтрона составляет около 15 ми- нут, низкоэнергичные нейтроны со скоростью теплового движения 2-3 км/с могут пройти до распада расстояние в 2-3 тысячи киломе- тров. Поэтому под воздействием галактических космических лучей над поверхностью Луны образуется облако вторичных нейтронов с энергиями от тепловой до порядка 20 МэВ [1.3]. Взаимодействие нейтронов с ядрами имеет характер неупругого рассеяния или реакции захвата. В первом случае нейтрон возбуждает ядро, передавая ему часть своей энергии, и возбужденное ядро испу- скает гамма-квант при переходе в основное состояние. Во втором слу- чае вследствие захвата нейтрона образуется новое ядро в возбужден- Галактические Поток нейтронов космические лучи Поток гамма-лучей Рис. 1.34. Схема образования вторичных нейтронов и гамма-лучей под поверхностью Луны под воздействием галактических космических лучей [1.182] -118-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны ном энергетическом состоянии, которое также переходит в основное состояние с излучением гамма-кванта. Таким образом, взаимодействие вторичных нейтронов с ядрами основных породообразующих эле- ментов приводит к генерации этими ядрами линий гамма-излучения, соответствующих квантовым уровням этих ядер. Каждое ядро имеет свой вполне определенный набор линий гамма-излучения, поэтому по измерениям спектральных линий энергетического спектра гамма-из- лучения поверхности Луны можно судить о составе основных породо- образующих элементов вещества ее поверхности (табл. 1.12). Таблица 1.12. Основные ядерные линии породообразующих элементов Элемент Энергия линии (МэВ) Реакция излучения линии Fe 0,847 Реакция неупругого рассеяния нейтрона на ядре Al 1.01 Реакция неупругого рассеяния нейтрона на ядре Мд 1.37 Реакция неупругого рассеяния нейтрона на ядре К 1,46 Радиоактивный распад 40К в 40Аг и 1.76 Радиоактивный распад 238U Si 1.78 Реакция неупругого рассеяния нейтрона на ядре Н 2,22 Реакция захвата нейтрона ядром водорода Th 2,62 Радиоактивный распад 232Th в 208Т1 Fe 7,65 Реакция захвата нейтрона ядром железа Изучение состава основных породообразующих элементов Si, О, Са, Fe, Ti, Mg, Al и других позволит установить набор минералов, из ко- торых состоит поверхность, выяснить природу геохимических и гео- физических процессов образования вещества поверхности. Более того, лабораторное исследование образцов грунта Луны позволит связать распространенность многих редких элементов с количеством основ- ных породообразующих элементов — таким образом, по данным изме- рений основных элементов можно будет провести оценку содержания достаточно большого числа элементов в грунте Луны. Кроме ядер породообразующих элементов (кремний, кислород,угле- род, алюминий, железо и др.) в веществе поверхности Луны (и планет) присутствуют радиоактивные ядра изотопов калия 40К, тория 232Th и урана 238U [1.3]. Эти элементы имеют очень длительный период полурас- пада и поэтому они сохраняются в веществе планет с момента их обра- зования. При распаде этих ядер также излучаются фотоны гамма-линий (см. рис. 1.34). Измерения ядерных линий от радиоактивного распада калия, тория и урана позволят оценить содержание этих изотопов в веществе поверхности. -119-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис. 1.35. Энергетический спектр гамма-излучения Луны по данным гамма-спектрометра на борту орбитальной станции «Луна-10». Кривые 1, 2, 3 и 4 соответствуют данным измерения, оценке фона от космического аппарата на орбите, оценке потока гамма-лучей непосредственно на поверхности и оценке фона от космического аппарата на поверхности, соответственно Таким образом, наблюдения потока гамма-лучей и нейтронов с по- верхности Луны (в принципе и других небесных тел) позволяют ре- шить следующие три задачи космохимических исследований [1.3]: 1) измерить содержание радиоактивных изотопов калия, тория и урана и, тем самым, выяснить отдельные условия образования и эволюции небесного тела; 2) измерить содержание основных породообразующих элементов и, тем самым, выяснить условия формирования и геохимической эволюции поверхности Луны; 3) измерить содержание водорода (соответственно, эквивалентное содержание воды) в приповерхностном слое — и, тем самым, вы- яснить природу гидрологических процессов и/или процесса обо- гащения вещества поверхности водородом или водой вследствие взаимодействия с солнечным ветром или столкновения с кометами. Первая попытка измерить гамма-излучение Луны была предпринята советскими исследователями на борту автоматической станции «Луна-1» и американскими специалистами на борту КА «Рейнджер-3, -4 и -5». Од- нако эти аппараты прошли на слишком большом расстоянии от Луны, и гамма-излучение не было зарегистрировано. Впервые гамма-излучение -120-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны Рис. 1.36. Пики ядерного излучения в энергетическом спектре гамма-лучей с поверхности Луны по данным измерений на автоматической станции «Луна-10»: 1 - спектр пород после вычитания фона, 2 - спектр, обусловленный взаимодействием космических лучей с породой, 3 - спектр естественных радиоактивных элементов с поверхности Луны было измерено с борта советской лунной станции «Луна-10» в 1966 г., в состав научной аппаратуры которой входил сцин- тилляционный гамма-спектрометр, которым были проведены измерения потока гамма-лучей от Луны. Зарегистрированный на окололунной ор- бите поток гамма-лучей (кривая 1 на рис. 1.35.) существенно превышал фоновый поток от станции (кривая 2). На основе физической обработки данных были получены спектры гамма-излучения с грунта для условий непосредственно на поверхности Луны (кривая 3), который существенно превышал оценку фона от КА в условиях на поверхности (кривая 4). В энергетическом спектре гамма-излучения Луны (рис. 1.36) были обнаружены спектральные детали, соответствующие линиям ядерно- го излучения грунта Луны. Это пики от основных породообразующих элементов: 0,847 МэВ (железо), 1,01 МэВ (алюминий), 1,37 МэВ (маг- ний), 1,78 МэВ (кремний) и линия от 2,3-2,6 МэВ от радиоактивного тория (см. табл. 1.12). Основным недостатком измерений на станции «Луна-10» был отно- сительно большой вклад в гамма-излучения локального фона от КА. Для уточнения полученных данных было решено повторить эксперимент по гамма-спектроскопии Луны на автоматической станции «Луна-12» с установкой детектора гамма-лучей на консоли на удалении около 0,5 м -121-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО вне аппарата — это должно было существенно уменьшить локальный фон. Измерения проводились с орбиты с перицентром около 100 км и апоцентром около 1700 км в течение около 2 месяцев. Были получены энергетические спектры гамма-излучения различных районов Луны, в которых были отождествлены основные линии ядерного излучения (рис. 1.37). В результате экспериментов по гамма-спектроскопии Луны на автоматических станциях «Луна-10» и «Луна-12» в 1966 г. были полу- чены следующие основные результаты [1.3]: - во всех «морских» районах Луны, где проводились измерения, уровень гамма-излучения естественных радиоактивных элемен- тов соответствовал данным для земных примитивных или океа- нических базальтов; - над «материками» Луны поток гамма-излучения оказался суще- ственно ниже, чем над лунными «морями». Вероятно, по составу вещество лунных «материков» близко к ультраосновным породам Земли, однако это требует подтверждения. Впоследствии эти результаты были подтверждены на основе пря- мых лабораторных измерений лунного грунта, доставленного на Зем- лю советскими автоматическими станциями «Луна-16» и «Луна-20». Метод изучения состава вещества поверхности Луны на основе изуче- ния спектрального состава гамма-излучения был также реализован аме- риканскими исследователями на борту кораблей «Аполлон-15» (1971 г.), «Аполлон-16» (1972 г.) и КА «Лунар Проспектор» (1998-1999 гг). Задачи исследования внутреннего строения Луны. Верхняя часть Луны — кора, сложена анортозитами, базальтами и подстилающими их анортозитовыми габбро. Она имеет толщину около 65 км. Состав пород в материковых и морских районах Луны отличается коренным образом. На континентах кора однослойная, на морях имеет базальтовый слой толщиной 15 км, а вся остальная толща коры анортозитовая. Верхний слой коры, толщиной до 25 км, отличается очень малой электропро- водностью и теплопроводностью, малыми величинами скоростей рас- пространения сейсмических волн (100-300 м/с в верхнем стометровом слое), быстрым ростом этих скоростей с увеличением глубины коры (предположительно до 4 км/с на глубине 5 км) и слабым затуханием сейсмической энергии, что обусловливает наблюдаемое сверхдальнее распространение сейсмических волн и продолжительный «сейсмозон». Предполагается, что нижняя кора имеет преимущественно норито- вый состав, а верхняя кора более анортозитовая. Однако предположе- ние о наличии вертикальной слоистости коры требует больше данных -122-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны Рис. 1.37. Пример энергетического спектра гамма-излучения, измеренного с борта станции «Луна-12». Стрелками показаны линии ядерного излучения для обоснования. Морские породы представлены оливиновыми, гли- ноземистыми и титанистыми (до 12% содержания TiO2) базальтами с различным содержанием щелочей в каждой из этих групп. В настоящий момент в породах Луны изучено более 50 минералов и около 40 еще недостаточно охарактеризованных минеральных фаз. Этот вопрос требует дополнительного изучения и более детальной диагностики. Сейсмозондирование позволило выявить еще ряд слоев внешней оболочки Луны, названных по аналогии с Землей литосферой: верх- няя мантия (до глубины 300 км), средняя мантия (до 600 км) и пере- ходный слой (до 900 км). Горизонтальная неоднородность плотностей приводит к возникновению напряжений в породах, которые должны вызывать тектонические лунотрясения на глубинах от 25 до 300 км. Эти напряжения должны быть в десятки раз меньше горизонтальных сил, определяющих тектоническую активность литосферы Земли, по- этому тектонические лунотрясения очень слабы по сравнению с зем- летрясениями. По резкому ослаблению энергии поперечных волн на глубинах бо- лее 900 км выявлена нижняя граница литосферы. Допускается, что вещество этой внутренней части Луны находится в расплавленном -123-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО состоянии и что возможно имеется очень малое (менее 1% по массе) железное ядро или ядро из силикатных пород. Средний удельный вес Луны показывает, что она должна быть обеднена железом, поэтому ее ядро должно быть небольшим или его не существует вовсе. Решение этого вопроса поможет разобраться в моделях происхождения Луны. Знание количества сегрегированного металла на Луне поможет вы- числить первоначальное количество сидерофильных элементов. Эту информацию можно использовать для решения вопроса, образовалась ли Луна из недифференцированной солнечной туманности или из дифференцированного вещества, такого как вещество мантии Земли. Геофизические данные о наличии и размерах лунного ядра пока очень неопределенные. Ранняя информация давала возможность предполо- жить наличие у Луны обогащенного железом ядра с радиусом от 170 до 360 км. Однако при последующей оценке, вопрос об отсутствии или наличии металлического ядра с радиусом менее 500 км не полу- чил никаких реальных сейсмических доказательств. Ряд методов, для которых замеряется индуцированный дипольный момент Луны, дал возможность предположить наличие сильно проводящего ядра с ра- диусом более 400 км. Дополнительный ряд свидетельств о наличии у Луны центрального жидкого ядра был получен лазерными замерами параметров физической либрации. Для частных моделей совместно- го ламинарного и турбулентного движения коры и мантии были при- менены данные физической либрации, которые дали грубую оценку в 330 км для радиуса такого ядра. В целом некоторые геофизические данные свидетельствуют, однако, не безоговорочно, о наличии метал- лического ядра Луны с радиусом в диапазоне 330-450 км. Если допу- стить что в составе ядра преобладает железо, то ядро должно состав- лять 2-4% массы Луны. Если Луна образовалась из материала земной мантии, которая уже содержала значительно меньше сидерофилов, то для сегрегации потребуется только 0,1-1% металла, отвечающего современным оценкам содержания сидерофильных элементов Луны. При этом радиус железного ядра с наибольшей вероятностью соста- вит менее 285 км. Таким образом, лишь определение размеров ядра геофизическими способами поможет сделать выбор среди существую- щих гипотез происхождения Луны. Тепловые потоки внутри Луны. Для правильного понимания терми- ческих процессов, протекающих на Луне, необходимо выяснить суще- ствующие в настоящее время тепловые потоки и радиальный темпера- турный профиль Луны. Среднестатистический температурный поток -124-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны может быть использован для определения общего содержания на Луне урана. Правильная оценка параметров поверхностного теплового по- тока в глобальных масштабах дает возможность резко ограничить ко- личество существующих моделей эволюции термических процессов. Измерения теплового потока на данный момент слишком малочис- ленны, и по ним сложно вывести средние величины, способные стать показательными в глобальном масштабе. Измерения теплового потока в долине Хэдли на окраине Моря Дождей и в долине Гавр-Литтров, примыкающей к Морю Ясности, температурными зондами на глубине 1,5-2,5 м, где не чувствуются суточные колебания, показали рост тем- пературы с глубиной и наличие сравнительно высокого (всего в два раза меньшего, чем из недр Земли) теплового потока из недр Луны, равного 3,3x106 Дж/(см2с). Учитывая пропорциональное соотношение радиоактивных элементов и статический баланс между теплообразо- ванием и тепловыми потерями, получаем, что среднее значение тепло- вого потока на поверхности Луны составляет 1,1 и 1,8 мкВт/см2. Эти величины дают содержание урана на Луне равным 29 и 46 частям на млрд соответственно. Допустив существование статического балан- са и определив поверхностную плотность теплового потока, равной 1,8 мкВт/см2, получим, что температуры на глубине около 300 км на- ходятся в пределах от 800° до 1100°С. В действительности возможный температурный диапазон, обусловленный непостоянством в значени- ях усредненного глобального потока и некоторыми другими фактора- ми, значительно шире этих величин. Предполагается, что на глубинах ниже 1100 км температуры приближаются или даже превышают тем- пературу затвердевания для глубоких недр. Предпринимаемые в настоящее время попытки перенести преде- лы профиля лунной электрической проводимости в соответствующие пределы на лунной геотерме являются предварительными, а сопостав- ление с моделями термических процессов в историческом аспекте, по- прежнему остаются на начальной стадии. Необходим более правиль- ный выбор достоверных моделей химического состава мантии, более детальное изучение зависимости электрической проводимости от тем- пературы, более точное определение профиля лунной электрической проводимости. Таким образом, определено, что характерной особенностью вну- треннего строения Луны является наличие мощной жесткой и хо- лодной литосферы, практически полностью парализующей ее текто- ническую жизнь, и разогретой, частично расплавленной, внутренней -125-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО области, в которой могут существовать слабые конвективные потоки вещества, однако недостаточные для того, чтобы расколоть и пере- двинуть литосферу. Они могут вызвать лишь слабые растрескивания литосферы при контакте с ней. Давление и температура недр Луны не- достаточны для фазовых превращений минералов. На Земле же эти превращения служат мощным источником ее тектонической активно- сти [1.3]. Задачи исследования окололунного пространства. Газовая оболочка вокруг Луны, как показали наблюдения, состоит из водорода, гелия, не- она и аргона и имеет концентрацию, на 3-4 порядка превышающую кон- центрацию частиц в солнечном ветре. Наиболее вероятным источником лунной атмосферы (экзосферы) являются солнечный ветер и дегазация Луны. Уточнение этого предположения возможно на основе комплек- са данных о химическом составе экзосферы Луны над различными ее районами, характере взаимосвязи динамики изменений экзосферы с солнечной активностью, механизме взаимодействия солнечного ветра и других факторов с поверхностью Луны, о процессах в недрах Луны. Такие данные могут быть получены только на основе исследований с ис- пользованием космических средств, прежде всего напланетных. Лунная атмосфера и насыщение лунного поверхностного вещества продуктами солнечного ветра. Лунная атмосфера является частичным источником летучих в лунной среде. Значительное количество летучих находится в лунном грунте в адсорбированном состоянии. Газовая оболочка Луны начинается непосредственно у поверхности. Процессы, протекающие в ней, в значительной мере определяются те- пловым движением частиц, а температурный режим задается степе- нью нагрева лунного поверхностного слоя. Поэтому состояние лунной экзосферы во многом зависит от теплового режима поверхности. Современные данные о составе и плотности лунной атмосферы по- лучены с помощью спектральных измерений с окололунной орбиты и непосредственных измерений ионизационным манометром и масс- спектрометром на лунной поверхности. Некоторые данные получены также при изучении газов, содержащихся в лунных образцах, достав- ленных на Землю. Основными компонентами лунной газовой оболочки оказались во- дород, гелий, неон и аргон. Водород находится в лунной атмосфере, главным образом, в молекулярном виде. Орбитальная ультрафиолето- вая спектрометрия показала, что дневная концентрация атомарного водорода менее чем 10 см'3. Для молекулярного водорода вблизи под- -126-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны солнечной точки верхний предел числа молекул Н2 в 1 см3 составляет 6х103. В условиях лунной ночи самое низкое значение концентрации Н2 составило 3,5х104 см 3, т.е. почти в шесть раз выше. Концентрация гелия достигает максимума также в ночное время лунных суток и равна 4x104 см'3. С наступлением дня эта величина уменьшается примерно в 20 раз. Доминирующим компонентом лунной атмосферы является неон, а точнее, ионы 20Ne. Его максимальная концентрация приходится на ночное время лунных суток и составляет 8x104 см'3. В дневное время суток концентрация неона падает до 4x103 см'3, что примерно вдвое выше концентрации Не. Наличие аргона в лунной атмосфере зарегистрировано по содержа- нию двух изотопов:36Аг и40Аг. Наибольшая концентрация40Аг отмечается перед местным восходом Солнца и достигает величины 4x104 см'3. Другой суточный пик концентрации 40Аг наблюдается около момента местного захода Солнца и составляет 8x103 см'3. После захода Солнца концентрация аргона-40 снижается до величины 3,5x103 см'3. В ночное время минималь- но регистрируемое количество40Аг составляет около 102 см'3. Максимальная концентрация 36Аг достигает 3x103 см3. Суточные вариации этой величины происходят по той же схеме, что и для 40Аг, сохраняя примерное отношение 1:10. Особенностью существования разреженной газовой оболочки Луны является миграция газовых частиц с освещенной части поверх- ности на темную. Располагая данными о концентрации частиц вблизи лунной поверхности, можно оценить длину свободного пробега ато- мов и молекул, т.е. расстояния между двумя последовательными стол- кновениями частиц. В ночное время, когда общая концентрация всех газовых составля- ющих лунной атмосферы достигает 2x105 см'3, длина свободного про- бега равна 8,8х108 см. Днем, при концентрации частиц 104 см'3, длина свободного пробега увеличится до 1,8x1010 см. Таким образом, ночью длина свободного пробега почти на порядок, а днем более чем на два порядка превышает величину лунного радиуса. Следовательно, взаим- ные столкновения частиц оказывают очень незначительное влияние на форму траектории атома или молекулы газа в лунной атмосфере. По- этому можно рассматривать как типичный случай движение единич- ной частицы в гравитационном поле. Расчеты траекторий движения одиночных частиц показали, что днем атомы водорода свободно диссипируют из лунной атмосферы, а -127-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО молекулы Н2 выходят на высокую, близкую к круговой, окололунную орбиту. Ионы гелия также выходят на орбиту, близкую к круговой, но поскольку большая и малая полуоси этого эллипса мало отличаются по величине от лунного радиуса, частицы возвращаются на лунную поверхность и начинают новый цикл теплового движения. Орбиты ионов неона и аргона представляют собой более вытянутые эллипсы, которые входят в лунный шар на еще меньших расстояниях от точ- ки выхода на орбиту. В ночное время атомы водорода движутся по эллиптическим орбитам, возвращающим их на лунную поверхность. Процесс миграции частиц с дневной стороны на ночную идет более интенсивно, чем в обратном направлении. Эта особенность движения частиц в лунной атмосфере служит дополнительным объяснением бо- лее высокой ночной концентрации легких газов и всплесков ионов ар- гона вблизи восхода и захода. Большая величина утреннего пика объ- ясняется еще и процессами освобождения аргона, адсорбированного поверхностными породами в ночное время. Очевидно, что отклонения реальных скоростей движения частиц от средних значений неизбежны. За счет того, что какая-то доля атомов или молекул движется со скоростями большими, чем средняя тепло- вая, в лунной экзосфере (как и в экзосфере других планет) происходит процесс диссипации, захватывающий не только легкие, но и тяжелые газы. В табл. 1.13 приведены результаты проведенных расчетов по вре- менам диссипации различных компонентов лунной атмосферы с ука- занием средних скоростей теплового движения газовых частиц при максимальных температурах (Т = 400 К). Время t, приведенное в таблице, определяется лишь тепловой дис- сипацией. Однако, для элементов более тяжелых, чем водород и гелий, существенную роль играет процесс фотоионизации и связанное с ним увеличение интенсивности рассеивания ионов. Лунная атмосфера практически полностью находится в ионизиро- ванном состоянии, так как нейтральные молекулы и атомы газов, по- являющиеся в окололунном пространстве, под воздействием жесткого ультрафиолетового излучения Солнца приобретают заряд. Поскольку Таблица 1.13. Средние скорости теплового движения газовых частиц V при температуре 400 К и время диссипации t различных компонентов лунной атмосферы Н Н? Не Ne 36Аг 40Аг V,cm/c 2,76x105 1,95x105 1,38x105 0,62x105 0,46x105 0,44x105 t, лет Ю'6 10'6 Ю'5 10'2 105 106 -128-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны Луна не обладает собственным магнитным полем значительной на- пряженности, ионы лунной атмосферы захватываются межпланетным магнитным полем, и двигаясь по спирали вокруг силовых линий, по- кидают лунную экзосферу. Следовательно, с учетом фотоионизации процесс диссипирования Ne и Аг идет более интенсивно и время дис- сипации t следует несколько сократить [1.3]. Согласно оценкам максимальной плотности ранней лунной ат- мосферы в эпоху наиболее активной дегазации недр концентрация газов достигала Ю^-Ю11 см'3. Если предположить, что эти процессы происходили в период наиболее интенсивного лунного вулканизма (4,0-3,5)х109 лет назад, то современная концентрация с учетом вре- мени диссипации должна быть на 6-7 порядков ниже наблюдаемого значения. Следовательно, можно сделать принципиально важное пред- положение, что в настоящее время газовая оболочка Луны не является остатками ранней атмосферы. Только постоянное пополнение могло бы сохранить плотность лунной атмосферы на ее современном уровне, и такое пополнение постоянно происходит. Наиболее очевидным ис- точником, пополняющим содержание водорода, гелия и неона в лунной атмосфере, является солнечный ветер. Измерения на искусственных спутниках Земли показали, что на уровне земной орбиты поток ча- стиц солнечного ветра (главным образом протонов) составляет около 2,5 108 протонов/(см2с). В зависимости от солнечной активности поток протонов может колебаться от 5x107 до 5x108 протонов/(см2с). Кроме протонов и электронов в солнечном ветре присутствуют ядра гелия (от 2 до 20%) и ионы других газов. Поскольку магнитное поле Луны не может служить препятствием, частицы солнечного ветра полностью достигают поверхности и за длительное время (более 4 млрд лет) в зна- чительной мере насытили поверхностные слои лунного реголита. Предположения о происхождении лунного аргона двояко. Изо- топ 36Аг также приносится потоком солнечного ветра, как и более легкие газы. Но 40Аг, несомненно, внутрилунного происхождения и является радиогенным, возникающим в результате распада 40К. В лунную атмосферу 40Аг попадает в результате дегазации твердого вещества Луны. Было подсчитано, что потеря атмосферного аргона в результате ускорения частиц процессом фотоионизации составит лишь 0,4% от общего количества радиогенного 40Аг, что эквивалент- но выделению в атмосферу всего аргона, образованного в результа- те распада 40К в верхних трех километрах пород лунного шара. Всего же в лунную атмосферу может выделяться около 8% радиогенного 40Аг. -129-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Полагают, что аргон может поступать в атмосферу с довольно больших глубин и даже из частично расплавленного лунного ядра [1.3]. Однако все это требует тщательного исследования непосредственно на Луне. Исследования магнитного поля Луны. Исследования магнитного поля Луны выявили несоответствие орбитальных данных и измере- ний на поверхности. По орбитальным данным напряженность магнит- ного поля Луны весьма слаба и составляет доли процента от земного. Оценки показывают, что для модели дипольного магнитного поля его напряженность на экваторе по данным орбитальных измерений со- ставляет порядка единиц гамм. Вместе с тем измерения на поверхно- сти дали величину напряженности до 327 А/м. Такое несоответствие в настоящее время объясняется остаточной намагниченностью лунной породы и требует дополнительных исследований. Луна имеет очень слабое магнитное поле, и оно не могло вызвать сильную намагниченность отдельных образцов, а так же крупномас- штабного явления намагничивания. Встает вопрос, что в далеком про- шлом Луны вызвало подобные явления? Если это можно полностью или частично приписать существовавшему прежде генератору в виде ядра, то это явится подтверждением наличия в настоящее время металлического ядра у Луны и даст возможность получить новые факты об истории раз- вития внутренних динамических процессов. В качестве первоначального внутреннего источника магнитного поля в этом случае рассматривается механизм динамо, аналогичный земному, который затем был практиче- ски полностью выключен из-за термических изменений в недрах Луны. Твердые породы коры остались намагниченными. Если же источником возникновения преобладающей части палеомагнитных лунных полей окажутся такие процессы на поверхности, как метеоритная бомбарди- ровка, то это даст возможность исследовать палеомагнетизм сходных космических силикатных тел, не имеющих атмосферы. Существует несколько основных доказательств в пользу существо- вания в прошлом генератора магнитного поля в виде ядра: 1) возможное отождествление стабильного естественного остаточ- ного магнетизма многих вулканических базальтов с термоостаточны- ми явлениями в первозданном виде (это предполагает существование относительно постоянного магнитного поля во время формирования и остывания базальтов); 2) вероятное подтверждение временных изменений максимальных амплитуд палеонапряженности под влиянием более сильных полей, что происходило во временном интервале от 3,9 до 3,6 млрд лет назад. -130-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны В то же время было найдено несколько молодых (возраст менее 100 млн лет) образцов со значительной палеонапряженностью, образо- вавшейся при падении метеорита. Они вряд ли могли быть намагничены до такой степени собственным магнитным полем Луны. Точно так же, обна- руженные орбитальным магнитометром, магнитные аномалии очень часто ассоциируются с образующимся при метеоритной бомбардировке релье- фом поверхности. Существует и другая вероятная причина образования постоянных магнитных полей на поверхности Луны — термоэлектрические токи между остывающими обнажениями на поверхности вулканической магмы и находящимися под поверхностью источниками генерирования. Если источником генерирования магнитных полей крупнейших аномалий является все же ядро, то эти источники с примерно оди- наковым возрастом должны идеально намагничиваться вдоль линий магнитных полей, сориентированных в виде диполя с направлением на центр Луны. К сожалению, орбитальными магнитометрами исследо- вана лишь незначительная часть поверхности Луны, и для того, чтобы получить прямые доказательства в пользу или против существования ядра — генератора магнитных полей необходимы еще продолжитель- ные детальные исследования с поверхности Луны. В качестве возможных внешних источников магнетизма рассматри- ваются следующие: - поле (порядка нескольких сотен ампер на метр) протопланетно- го облака, которое до своего распада намагнитило застывающую кору Луны; - солнечный ветер на стадии формирования коры Луны, когда на- пряженность магнитного поля, как предполагается, была порядка 1000 А/м; - магнитное поле Земли. Для решения вопроса о происхождении лунного магнетизма необ- ходимо проведение измерений напряженности и ориентации вектора магнитного поля в различных точках поверхности Луны, равномерно распределенных по поверхности, а также локальные измерения намаг- ниченности коренных пород в их естественном залегании и образцов, доставленных на Землю. Это даст возможность получить информацию о структуре пространственного распределения вектора напряженно- сти магнитного поля и выявить его взаимосвязь со структурой по- верхности, ориентацией относительно оси вращения Луны, плоскости эклиптики и с другими факторами, что создает весомые предпосылки для решения рассматриваемой проблемы. -131-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Магнитное поле Луны стало одним из первых свойств Луны, иссле- дования которого были предприняты с использованием КА. Бортовые приборы автоматической станции «Луна-2» (1959 г), впервые достиг- шей поверхности Луны, установили отсутствие у нее магнитного поля в пределах от 50 до 100 нТл. Трехкомпонентный феррозондовый маг- нитометр станции проводил измерения до высоты над лунной поверх- ностью, равной 50 км. Последующий анализ этих измерений показал, что Луна не обладает дипольным магнитным моментом, превышаю- щим, по крайней мере, 10’4 магнитного момента Земли. Эти результа- ты были подтверждены измерениями с борта первого искусственного спутника Луны — «Луна-10» (1966 г). На высотах 350 км и выше под- робно исследовались эффекты возмущений и особенности распреде- ления магнитного поля и межпланетной плазмы в окрестностях Луны. Исходя из наблюдаемой топологии поля, был сделан предварительный вывод о его межпланетном характере с учетом деформирования Луной. Более подробные исследования напряженности лунного магнитного поля были начаты в 1967 г. с борта искусственного спутника Луны «Экс- плорер-35». Установленные на борту магнитометры не обнаружили ни ударной волны, ни наличия лунного поля в периселении, а верхний предел центрированного дипольного момента был оценен величиной, соответствующей напряженности дипольного поля на лунной поверх- ности менее 4 нТл. Последующие магнитометрические исследования Луны с использованием КА окончательно подтвердили отсутствие ре- гулярного магнитного поля, но обнаружили локальные протяженные остаточные поля различной ориентации в интервале напряженности от 3 до 327 нТл. Особый интерес представляли измерения вариаций остаточной намагниченности лунных пород при использовании трех- компонентного феррозондового магнитометра в процессе движения по лунной поверхности самоходного аппарата «Луноход-2». Магнит- ная съемка осуществлялась вдоль всего 30-километрового маршрута аппарата с целью подробного изучения местных аномалий. В целом магнитное поле в кратере Лемонье, где осуществлялись измерения, ока- залось слабым, и его напряженность не превосходила 20-30 нТл. Однако измерения обнаружили наличие характерных аномалий в 10-15 нТл, связанных с кратерами, размеры которых достигали 50 м и более. При этом напряженность магнитного поля возрастала с увеличением диа- метра пересекаемого луноходом кратера. Этот существенный результат оказался первым экспериментальным указанием на возможную удар- ную природу локальных магнитных аномалий на Луне. -132-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны С иной природой локальной намагниченности лунных пород стол- кнулись экспериментаторы при анализе магнитометрических резуль- татов, полученных с использованием стационарных приборов, разме- щенных в местах посадок пилотируемых кораблей «Аполлон». В районе древнего кратера Декарт (область посадки модуля «Аполлон-16») было обнаружено остаточное магнитное поле напряженностью до 327 нТл, существовавшее на Луне в период, когда материал коры остывал ниже точки Кюри, т.е. от 3,7 до 4,2 млрд лет назад. Общий предварительный вывод по результатам стационарных измерений сводился к тому, что поля с характерной протяженностью от 50 до 100 км намагничены однородно в раннюю эпоху формирования лунной поверхности, тогда как анома- лии с линейными размерами примерно 5-10 км имеют намагничивание со случайным направлением, возникшее в результате ударных процессов. Аномалии малых размеров часто имеют большие интенсивности, а их ис- точники расположены относительно близко от поверхности. Следующим этапом изучения магнитного поля Луны стало получе- ние магнитометрических и плазменных данных с борта субспутников кораблей «Аполлон-15» и «Аполлон-16», обращавшихся по самостоя- тельным орбитам с высотами в периселении от менее 100 до 150 км над лунной поверхностью. Многие аномалии, обнаруженные с помощью плазменных датчиков, одновременно отождествлялись с результатами магнитометрической съемки, что обеспечивало надежность выявле- ния локальных полей. Отождествление одних и тех же аномалий при повторных пролетах обеспечивало исключение случайных ошибок, а в случае малой напряженности поля повышало надежность отделения полезного сигнала от шумов. Достоверная природа возникновения лунного палеомагнетизма и наблю- даемых в настоящее время магнитных аномалий остается неустановленной. Исследования гравитационного поля Луны. Исследования гравита- ционного поля Луны с использованием ее искусственных спутников показали, что оно значительно отличается от центрального. Так, эво- люция долготы восходящего узла и углового расстояния перицентра орбит лунных спутников превышает соответствующие эволюции зем- ных примерно в пять раз. Гравитационные исследования позволили выявить сильные аномалии поля тяготения, до (100...200)х 10-5 м/с2, как правило, вблизи геометрических центров морей правильной формы. Эти аномалии названы масконами и им соответствуют избытки массы в приповерхностном слое. Масконы, это древние образования с воз- растом 3-3,5 млрд лет. В связи с тем, что аномалии наблюдаются, как -133-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО правило, над пониженными областями Луны, а не над возвышенными, как это имеет место на Земле, высказано предположение, что они об- условлены концентрацией вещества большей плотности, чем обычные лунные породы, вблизи геометрических центров морей (как прави- ло, диаметром более 200 км). Размеры масконов сравнительно малы (50-200 км) и залегают они на глубине 25-125 км. Причинами концен- трации могут быть остатки падавших на Луну крупных астероидов, отложения плотных осадочных пород на дне лунных морей, которые некогда были настоящими, заполненными водой или вынесенное по- током расплавленной породы из недр Луны на поверхность вещество большой плотности. Кроме того, морские масконы характеризуют- ся еще и большей плотностью образовавшей их лавы по сравнению с материковыми районами, представляющими первичное вещество, никогда в истории Луны не плавившееся. Если масконы образовались вследствие внутреннего перераспределения вещества, то рядом долж- ны быть пониженные концентрации масс, но подтверждение этому факту пока не получено. Решение проблемы масконов связано непо- средственным образом с проблемой происхождения и эволюции Луны как небесного тела. Исследования состава лунных пород и наличия лунных ресурсов. Анализ результатов нейтронных измерений приборами КА «Лунар Проспектор» показал, что ослабление потока эпитепловых нейтронов в окрестности лунных полюсов может соответствовать как среднему повышению содержания водорода в реголите до уровня около 1500 частиц на миллион (водный эквивалент — около 1,0 % водяного льда по массе), так и наличию локальных районов с содержанием водяного льда в реголите выше 10% по массе непосредственно в одном метре вблизи поверхности. Предполагается, что этот лед мог накопиться бла- годаря многочисленным столкновениям Луны с кометами, когда пар воды конденсировался в холодных ловушках на дне вечно-затененных полярных кратеров. Однако нельзя исключить, что эффект ослабления потока надтепловых нейтронов вызван повышенной концентрацией водорода в реголите полярных областей, который был имплантирован потоком солнечного ветра и накопился в холодном веществе вслед- ствие низких температур. Дальнейшие исследования нейтронного и гамма-излучения Луны должны выяснить природу эффекта припо- лярного ослабления потоков нейтронов. Знания рельефа поверхности полярных областей Луны позволили предсказать районы на дне полярных кратеров, на которые никогда не -134-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны попадают солнечные лучи. Согласно оценкам, температуры поверх- ности этих районов составляют около 50 К, и поэтому они являются холодными ловушками для атмосферы из водяного пара, которая об- разуется при столкновении Луны с кометами. Лунный лед, в случае его надежного обнаружения, станет объектом пристального внимания исследователей не только для его использова- ния в технологических процессах, но также как реликтовое вещество комет и астероидов, столкнувшихся с Луной за время ее существо- вания с данной ориентацией оси вращения. Слои льдов представля- ют собой летопись Солнечной системы. По их анализу можно будет восстановить кривую интенсивности столкновений Луны (а значит и Земли) с кометами и астероидами и сопоставить основные этапы их эволюции с эпизодами интенсивных бомбардировок. Химические при- меси в слоях льда выявят состав вещества комет и дадут оценку содер- жания в нем СО, СО2, СН4, NH3 и других компонентов. В этом случае можно сравнить содержание изотопов кислорода О17 и О18 комет с зем- ным и лунным веществом, на основе которого специалисты построят модель солнечного протопланетного облака. Биохимические исследо- вания лунного льда позволят проверить гипотезу панспермии, тогда льды Луны должны содержать споры или их органические фрагменты. Известно, что водород присутствует в реголите. Этот водород им- плантирован в верхнем слое вещества под воздействием солнечного ве- тра. Наиболее перспективным источником кислорода является ильме- нит. Детальные карты распространенности титана на поверхности Луны в этом случае должны будут использоваться для локализации наиболее перспективных районов для выработки кислорода на Луне. По химическому составу морские базальты наиболее явно различа- ются содержанием титана: от 0,5% до 13% TiO2. В табл. 1.14 приведены данные по различным видам лунных морских базальтов [1.3]. Мине- ралогические особенности выделенных классов базальтов следующие. Наиболее древние породы, из приведенных в табл. 1.14, с высоким со- Таблица 1.14 Минералогические особенности различных видов древних лунных морских базальтов Период Т, млрд лет Место обнаружения Группа Доимбрийск 3,95 - 3,85 «Аполлон-12,-14» Высокое содержание AI Имбрийск 3,8 « Аполл он-11,-17» «Луна-16» Высокое содержание Ti Эратосфен 3,36-3,16 «Аполлон-12,-15» «Луна-24» Высокое содержание Ti -135-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО держанием алюминия являются полевошпатовыми базальтами (ос- новные породообразующие минералы — полевой шпат и пироксен). Базальты с высоким содержанием титана подразделяются на обо- гащенные калием и бедные алюминием (К2О — 0,2-0,4 весовых %, А12О3 < 12%) и бедные калием и алюминием (К2О < 0,2-0,4, А12О3 <12%). Высокотитанистые базальты содержат TiO2 > 8 весовых %. Базальты с низким содержанием титана (TiO2 < 6 весовых %) подразделяются на бед- ные калием и алюминием (К2О < 0,2 весовых %, А12О3 < 12%) обогащенные калием и алюминием (К2О — 0,2-0,4 весовых %, А12О3 — 12-15%) и очень низкотитанистые базальты (содержание TiO2 < 1%), обогащенные алю- минием и бедные калием (К2О < 0,2 %, А12О3 — 12-15%). В минералоги- ческом отношении низкотитанистые базальты делятся на очень низко- титанистые базальты, оливиновые базальты, пижонитовые базальты и ильменитовые базальты. Низкотитанистые базальты отличаются более высоким содержа- нием железа (FeO составляет более 20 весовых %). Высокотитанистые базальты и базальты с высоким содержанием алюминия включают меньшее количество железа (FeO составляет от 16 до 19%). Железо встречается также в виде металлических фрагментов в отношении примерно 1% по весу в поверхностном слое грунта. По минеральному составу низкотитанистые базальты отличают- ся от высокотитанистых меньшим содержанием рудных включений, главным образом ильменита. Высокотитанистые породы, в среднем, со- держат до 23% рудных минералов, а низкотитанистые — не более 10%. По степени распространения в поверхностных слоях низкотитанис- тые базальты являются наиболее типичными для морских областей в западном и восточном полушариях в пределах видимой стороны Луны. Высокотитанистые породы встречаются в ограниченных районах, и за- дача выявления таких ареалов является одной из основных в современ- ной постановке проблемы изучения природных ресурсов Луны. Следует учесть, что приведенные данные основываются на резуль- татах изучения образцов лунного грунта, доставленных на Землю из ограниченного числа места посадок КК «Аполлон» и КА «Луна». Дан- ные дистанционных исследований говорят о том, что на самом деле наблюдается значительно большее разнообразие пород морского типа с иными сочетаниями содержания основных элементов, относящихся к лунным сырьевым ресурсам. Например, в отдельных частях морских образований западного полушария выделен неизвестный по образцам тип базальтов, которые не отличаются по содержанию титана от ис- -136-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны следованных районов, но заметно обогащены железом. Такие же раз- личия обнаруживаются по содержанию алюминия. Особое увеличе- ние содержания глинозема в базальтовых породах отмечается в зонах переходных областей «море-материк». Здесь также выделены районы распространения пород, неизвестных из анализов образцов, достав- ленных на Землю. Эти вопросы требуют изучения. Средний химический состав породообразующих минералов мор- ских базальтов включает около 41% кислорода, 19% кремния, 13% же- леза, 6% магния и 6% титана, если основываться на анализах образцов грунта, т.е. сильно размельченного вещества. Однако немногие имею- щиеся исследования скальных фрагментов показывают, что они более чем грунт, обогащены минералами, относящимися к виду лунных по- лезных ископаемых. Некоторые образцы этого типа почти целиком имеют мономинеральный состав. Часть лунных камней включает анортозиты (почти чистый плагиоклаз, алюмосиликат кальция) и ду- ниты (почти чистый оливин, твердый раствор ортосиликатов железа и магния). Из этих фактов можно сделать вывод, что монолитные фраг- менты морских базальтов таким же образом могут оказаться более богатыми титаном, чем измельченная фракция реголита базальтового происхождения. Пока еще нет достаточных данных о составе и распространенности материковых пород для того, чтобы сделать вывод о наличии в опре- деленных местах в нужном количестве мономинеральных пород, кото- рые могут послужить источником рудных запасов. Фрагменты дунита в районах мест посадок кораблей «Аполлон» очень редки. Фрагменты анортозитов являются более распространен- ным материалом в образцах, доставленных на Землю. Анортозитовые осколки сравнительно часто встречаются в образцах из района посад- ки корабля «Аполлон-16». В виде отдельных частиц в реголите и в виде составляющих брекчиевых валунов фрагменты анортозитов были найдены в районе посадки корабля «Аполлон-15». В лунном грунте встречается некоторое количество металлическо- го железа, в основном, представленного в виде остатков метеоритного вещества, механически смешанного с осколками лунных пород, или в виде сплава железа с несколькими процентами никеля и кобальта. Этот материал может быть качественно отсортирован простым извлечени- ем из грунта магнитным уловителем. Однако чистый металл таким пу- тем не будет получен, потому что большинство частиц объединены в спекшиеся агглютинаты. Вместе с тем в лунных изверженных породах -137-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО имеется некоторое количество природного металлического железа, что является следствием недостатка свободного кислорода на Луне для полного окисления выделяющегося в естественных расплавах металла. Обнаруженное по данным измерений КА «Лунар Проспектор» по- вышение яркости линий радиоактивного калия и тория в районе моря Imbrium было объяснено повышенным содержанием элементов, вхо- дящих в группу KREEP (калий К, редкоземельные REE и фосфор Р) [1.3]. Предполагается, что вещество моря Imbrium было вынесено на поверхность из недр Луны во время мощного удара огромного асте- роида о поверхность Луны, во время которого образовалось море Imbrium. Однако это требует экспериментального подтверждения. Оценка распространенности естественного радиоактивного тория 232Th по данным гамма-спектроскопии на КА «Лунар Проспектор» представлена на рис. 1.38 [1.3], где отмечены районы с высокой 8,5 мкг/г (1), умеренной 2,4 мкг/г (2) и низкой 1,2 мкг/г (3) концентрацией тория. Им соответствуют спектры гамма-излучения в окрестности линии то- рия 2,6 МэВ, представленные на рис. 1.39. Вопрос о высокой концентрации естественных радиоактивных изо- топов тория и калия в области Mare Imbrium специально обсуждался в литературе. Предполагается, что на ранних этапах эволюции Луны про- исходило разделение элементов горячего «океана магмы» толщиной несколько сотен километров. Более легкие элементы всплывали вверх к поверхности и образовывали кору с высоким содержанием алюмо- силикатов. Более тяжелые элементы опускались вниз и образовывали мантию с высоким содержанием базальтов (пироксена, оливина и др.). Между затвердевшей корой и магмой накапливалось вещество с высо- ким содержанием элементов группы KREER В результате столкновений Луны с большими астероидами базальтовое вещество пограничных слоев коры и мантии попадало на поверхность, где образовывало ба- зальтовые «моря». Поэтому в некоторых районах лунных морей базаль- ты имеют повышенное содержание элементов группы KREER Оказалось, что базальты Луны также могут иметь повышенное содержа- ние железа Fe и титана Ti по сравнению с земными аналогами. Глобальная карта потока ядерного излучения железа (рис. 1.40) показывает его повы- шенное содержание в обширной области на обращенной к Земле стороне Луны [1.3], которая частично совпадает с областью KREEP-базальтов с вы- соким потоком гамма-лучей от калия и тория (сравни с рис. 1.38). Поскольку ядерное излучение основных породообразующих эле- ментов с поверхности Луны возникает под действием потока вторич- -138-
1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны Рис. 1.38. Оценка распространенности радиоактивного тория по данным измерений линии 2,6 МэВ гамма-спектрометром на борту космического аппарата «Лунар Проспектор»: области 1, 2 и 3 соответствуют высокой, средней и низкой концентрации тория [1.182] Рис. 1.39. Спектр гамма-излучения Луны в окрестности линии тория 2,6 МэВ, измеренный над районами высокой (1), умеренной (2) и низкой (3) концентрации тория [1 182] -139-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО Рис. 1.40. Карта ядерного излучения железа по данным измерений на космическом аппарате «Лунар Проспектор» [1.182]. Белый контур соответствует рельефу поверхности Луны 1 3 5 7 9 11 13 15 17 19 22 Содержание железа (%) РИС. 1.41. Карта распространенности железа на Луне, полученная на основе совместной обработки данных потока линии 7,65 МэВ и потока нейтронов, измеренных на космическом аппарате «Лунар Проспектор» [1.182] -140-
Список литературы к главе 1 ных нейтронов, оценка содержания железа в веществе поверхности должна быть сделана на основе совместной обработки данных измере- ний потока гамма-фотонов от ядерных линий железа и потока вторич- ных нейтронов. Линия 7,65 МэВ возникает в результате захвата ядрами железа тепловых и эпитепловых нейтронов, поэтому поток фотонов в линии пропорционален не только концентрации ядер, но также потоку этих нейтронов в веществе поверхности. Карта концентрации железа, полученная в результате обработки данных по потоку линии железа 7,65 МэВ и по потоку нейтронов, представлена на рис. 1.41 [1.3]. Наблюдается повышенное содержание железа в области моря Дож- дей — океана Бурь, где по содержанию калия и тория были обнаружены базальты со значительным количеством элементов группы KREEP. Од- нако полная корреляция отсутствует — это особенно заметно в области к востоку от нулевого меридиана, поэтому наличие в реголите элемен- тов группы KREEP не следует считать необходимым признаком его обо- гащения железом и титаном. Общим выводом из анализа состава лунных пород в связи с на- личием природных ресурсов Луны является следующее положение. В составе лунных пород в значительном количестве находится кисло- род, железо, алюминий, титан, магний в связанном состоянии. Руды, в земном понятии, обогащенные в промышленных количествах сравни- тельно чистыми материалами, отсутствуют. Поэтому получение кис- лорода и металлов из лунных пород требует применения специальной технологии, а для выбора мест разработок необходимо исследовать и анализировать минералогический состав поверхностных слоев с уче- том их механических свойств (степени раздробленности, перемешан- ное™ вещества различных глубинных слоев и т.д.). Список литературы к главе 1 1.1. Болдун Р. Что мы знаем о Луне?. М.: Мир, 1967. 176 с. 1.2. Рингвуд А. Происхождение Земли и Луны. М.: Недра, 1982. 293 с. 1.3. Галимов Э.М. О происхождении вещества Луны И Геохимия. 2004. №7. С. 691-706. 1.4. Галимов Э.М. Происхождение Луны. Российская концепция про- тив американской И Вселенная и мы. 2005. № 6. С.3-14. 1.5. Шевченко В.В. Современная селенография. М.: Наука, 1980.288 с. 1.6. Куликовский П.Г. Справочник любителя астрономии. Ред. Сур- дин В.Г., М.:УРСС, 2002. С. 74-75. -141-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.7. Lunar sourcebook. Eds. Heiken G.H., Vaniman D.T., French B.M. Cambridge Univ. Press. 1995. P. 236. 1.8. Аким Э.Л. Определение поля тяготения Луны по движению ис- кусственного спутника Луны «Луна-10» И Космические исследования. 1966. Т. 4. №6. С. 823-826. 1.9. Шевченко В. В. «Лунар проспектор» погиб, проблемы оста- лись... И Земля и Вселенная. 2001. №1. С. 23-33. 1.10. Cisowski S.M. and Fuller М. Lunar paleointensities via the IRMs normalization method and the early magnetic history of the Moon, in: Origin of the Moon (W.K.Hartmann et al. eds.) 11 LPI. 1986. P. 411-424. 1.11. Coleman P.J., Lichtenstein B.R., Russell C.T. Sharp, L. R., Schubert, G. Magnetic fields near the moon 11 Proc. Lunar Planet. Sci. Conf. 1972. V. 2. P.2271. 1.12. Lin R. P, Mitchell D. L., Curtis D. W., Anderson K. A., Carlson C. W, McFadden J., Acuna M. H., Hood L. L., Binder A. Lunar surface magnetic fields and their interaction with the solar wind: Results from Lunar Prospector 11 Science. 281. 1998. P. 1480-1484. 1.13. Stern S.A. The Lunar atmosphere: history, status, current problems, and context 11 Rev. Geoph. 1999. V. 34. P. 453-491. 1.14. Hess PC., Parmentier E.M. A model for the thermal and chemical evolution of the Moon's interior: implications for the onset of mare volcanism. Earth and Planetary Science Letters. 1995. V. 134. P. 501-514. 1.15. Crawford D., Schultz P. Laboratory observations of impact-generated magnetic fields 11 Nature. 1988. V. 336. P. 50. 1.16. Hood L.L., Huang Z. Formation of magnetic anomalies antipodal to lunar impact basins — Two-dimensional model calculations 11 J. Geophys. Res. 1991. V. 96. P. 9837. 1.17. Hood L.L., Artemieva N.A. Formation of Magnetic Anomalies Antipodal to Lunar Impact Basins: Improved Numerical and Analytic Analysis 11 37th Annual Lunar and Planetary Science Conference, March 13-17. 2006. League City, Texas. Abstract no. 2137 1.18. Fuller M. Impacts that magnetize 11 Nature. 1987. V. 329. P. 674-675. 1.19. Шевченко В. В. Альбедные аномалии и палеомагнетизм Луны И В кн.: Современные проблемы механики и физики космоса (В.С. Авду- евский, А.В. Колесниченко, ред.). М.: ФИЗМАТЛИТ, 2003. С. 251-254. 1.20. Hodges R. R., Jr. Gravitational and radiative effects on the escape of helium from the Moon. Proc 11 Lunar Planet. Sci. Conf. 1978. V. 9 (2). P. 1749-1764. 1.21. Hodges R. R., Jr. and F. S. Johnson. Lateral transport in planetary exospheres П J. Geophys. Res. 1968. V. 73 (23). P. 7307-7317. -142-
Список литературы к главе 1 1.22. Hodges R. R., and J. Н. Hoffman. Implications of atmospheric Ar escape on the interior structure of the Moon 11 Proc. Lunar Sci. Conf. 1975. V. 6. P. 3039-3047. 1.23. Hunten, D. M., T. H. Morgan, and D. Shemansky, The Mercury atmosphere. Mercury. Eds F. Vilas, C. R. Chapman, and M. S. Matthews — Tucson: Univ, of Ariz. Press. 1988. P. 562-612. 1.24. Potter, A. E., and T. H. Morgan, Discovery of sodium and potassium vapor in the atmosphere of the Moon 11 Science. 1988. V. 241. P. 675-680. 1.25. Potter, A. E., and T. H. Morgan, Observations of the lunar sodium exosphere 11 Geophys. Res. Lett. 1991. V. 18(11). P. 2089-2092. 1.26. Saito Y, Yokota S., Tanaka T, Asamura K., Nishino M. N., Fujimoto M., Tsunakawa H., Shibuya H, Matsushima M., Shimizu H, Takahashi E, Mukai T, Terasawa T Solar wind proton reflection at the lunar surface: Low energy ion measurement by MAP-PACE onboard SELENA (KAGUYA) // Geophys. Res. Letters, 35. L24205. doi:10 1029/2008GL036077. 2008. 1.27. Stern, S. A., Flynn B.C. Narrow-field imaging of the lunar sodium exosphere 11 Astron. J. 1995. V. 109. P. 835-841. 1.28. Smyth, W H, and M. L. Marconi, Theoretical overview and modeling of the sodium and potassium atmospheres of the Moon 11 Astrophys. J. 1995. V. 443. P.371-392. 1.29. Potter, A. E. Chemical sputtering could produce sodium vapor and ice on Mercury 11 Geophys. Res. Lett. 1995. V. 22 (23). P. 3289-3292. 1.30. Hodges, R. R.,J. H. Hoffman, F. S. Johnson, andD. E. Evans. Composition and dynamics of the lunar atmosphere 11 Proc. Lunar Sci. Conf. 1973. V. 4. P. 2864-2865. 1.31. Zook H.A. The state of meteoritic material on the Moon 11 Proc Lunar Sci. Conf. 6th, 1975. P. 1653-1672. 1.32. McDonnell J.A.M. The role of accretionary particles on lunar exposure and aging processes — lunar dust slow lunar clocks 11 COSPAR Plenary Meeting 20th, 1977. P. 6. 1.33. Grun E., Zook H.A., Fechtig H, Giese R. H. Collisional balance of the meteoritic complex 11 Icarus, 62. 1985. P. 244-272. 1.34. Chapman C.R. Surface properties of asteroids. Massach. Inst. Of Tchechnology. 1972. 1.35. Латем Г., Накамура И., Дорман Дж., Дъюнебъе Ф., Юинг М., Лам- лейн Д. Результаты пассивного сейсмического эксперимента по про- грамме «Аполлон» И В кн.: Космохимия Луны и планет. М.: Наука, 1975. С. 299-310. -143-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.36. Duennenbier Т, Dorman Lammlein D., Latham G., Nakamura Y. Meteoroid flux from long period lunar seismic data 11 Lunar Science VI. Houston. LPI. 1975. P. 217-219. 1.37. Berg O.E., Richardson F.F., Auer S., Rhee J.W. Pleriminary results of a cosmic dust experiment on the Moon 11 Geophys. Res. Lett. 1,7.1974. P. 289-290. 1.38. Walker R.M. Interaction of energetic nuclear particles in space with the lunar surface 11 Annu. Rev. Earth Planet. Sci., 3. 1975. P. 99-128. 1.39. Van Hollebeke M. A. L, Ma Sung L. S., McDonald F B. The variation of solar proton spectra and size distribution with heliolongitude 11 Solar Phys., 41. 1975. P. 189-223. 1.40. Reedy R. C., Arnold J. R., Lal D. Cosmic-ray record in solar system matter 11 Annu. Rev. Nucl. Part. Sci., 33. 1983. P. 505-537. 1.41. Heiken G.H., Vaniman D.T., French B.M., eds. Lunar Sourcebok, Cambridge Univ. Press, 736 p., 1995.Ingersoll A. P., Barnet C. D., Beebe R. E et al. Dynamic meteorology of Neptune, in: Neptune and Triton (D.P. Cruikshank, ed.). Univ. Arizona Press. Tucson. 1996. P. 613-682. 1.42. Goldstein B.E. Observations of electrons at the lunar surface 11 J. Geophys. Res. 1974. V. 79. P. 23. 1.43. Sonett C.P. Electromagnetic induction in the moon 11 Rev. Geoph. Space Phys. 1982. V. 20. P. 411. 1.44. Colburn D.S., Currie R.G., Mihalov J.D., Sonett, C.P. Diamagnetic Solar-Wind Cavity Discovered Behind Moon 11 Science. 1967. V. 158. P. 1040. 1.45. Ness N.F., Behannon K.W., Taylor H.E., Whang Y.C. Perturbations of the Interplanetary Magnetic Field by the Lunar Wake 11 J. Geophys. Res. 1968. V. 73. P. 3421. 1.46. Ogilvie K. W., Steinberg J.T., Fitzenreiter R.J., Owen C. Lazarus A. Farrell W M., Torbert R. B. Observations of the lunar plasma wake from the WIND spacecraft on December 27, 1994 11 Geophysical Research Letters. 1996. V. 23. P. 1255-1258. 1.47. Colburn D.S., Mihalov J.D., Sonett C.P. Magnetic observations of the lunar cavity 11 J. Geophys. Res. 1971. V. 76. P. 2940. 1.48. Russell C.T., Lichtenstein B.R. On the source of lunar limb compressions 11 J. Geophys. Res. 1975. V. 80. P. 4700. 1.49. Halekas J. S., Brain D. A., Mitchell D. L., Lin R. P, Harrison L. On the occurrence of magnetic enhancements caused by solar wind interaction with lunar crustal fields 11 Geophys. Res. Letters, 33. L08106. doi:10.1029/2006GL025931. 2006. 1.50. Harnett E.M., Winglee R. Two-dimensional MHD simulation of the solar wind interaction with magnetic field anomalies on the surface -144-
Список литературы к главе 1 of the Moon И Journal of Geophysical Research. 2000. V. 105. P. 24997- 25008. 1.51. Borisov N., Mall U. Interaction of the solar wind with a localized magnetic barrier: application to lunar surface magnetic fields 11 Physics Letters A. 2003. V. 309. P. 277-289. 1.52. Hood L.L., Williams C.R. The lunar swirls — Distribution and possible origins 11 Lunar and Planetary Science Conference, 19th. Houston, TX. Mar. 14-18,1988. Proceedings (A89-36486 15-91). 1.53. Кусков О.Л., Кронрод В.А. Луна: химический состав и внутрен- нее строение И Астрономический вестник. 1999. Т. 33. № 5. С. 437-446. 1.54. Кусков О.Л., Дорофеева В.А., Кронрод В.А., Макалкин А.Б. Систе- мы Юпитера и Сатурна: формирование, состав и внутреннее строение крупных спутников. М.: Изд-во ЛКИ, 2009. 576 с. 1.55. Lognonne Р. Planetary seismology И Annu. Rev. Earth Planet. Sci. 2005.V.33.P. 571-604. 1.56. Wieczorek M.A., Jolliff B.L., Khan A. Shearer C.K. The constitution and structure of the lunar interior. New Views of the Moon 11 Rev. Mineral. Geochem. 2006. V. 60. P. 221-364. 1.57. Taylor S.R., Taylor G. J., Taylor L, A. The Moon: A Taylor perspective 11 Geochim. Cosmochim. Acta. 2006. V. 70. P. 5904-5918. 1.58. Nakamura Y. Seismic velocity structure of the lunar mantle 11 J. Geophys. Res. 1983. V. 88. P. 677-686. 1.59. Khan A., Mosegaard K., Rasmussen K.L. A new seismic velocity model for the Moon from a Monte Carlo inversion of the Apollo lunar seismic data. 11 Geophys Res. Lett. 2000. V. 27. P. 1591-1594. 1.60. Khan A., Connolly J.A.D., Maclennan Mosegaard K. Joint inversion of seismic and gravity data for lunar composition and thermal state 11 Geophys. J. Int. 2007. V. 168. P. 243-258. 1.61. Lognonne P., Gagnepain-Beyneix J., Chenet H. A new seismic model of the Moon: implications for structure, thermal evolution and formation of the Moon П Earth Planet. Sci. Lett. 2003. V. 211. P. 27-44. 1.62. Gagnepain-Beyneix J., Lognonne P., Chenet H., Lombardi D., Spohn T A seismic model of the lunar mantle and constraints on temperature and mineralogy 11 Phys. Earth Planet. Inter. 2006. V.159. P. 140-166. 1.63. Kuskov O.L. Constitution of the Moon: 4. Composition of the mantle from seismic data. 11 Phys Earth Planet. Inter. 1997. V. 102. P. 239-257. 1.64. Kuskov O.L., Kronrod V.A. Constitution of the Moon: 5. Constraints on composition, density, temperature, and radius of a core 11 Phys. Earth Planet. Inter. 1998. V. 107. P. 285-306. -145-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.65. Kuskov O.L., Kronrod V.A. Core sizes and internal structure of the Earths and Jupiter’s satellites 11 Icarus. 2001. V. 151. P. 204-227. 1.66. Kuskov O.L., Kronrod V.A., Hood L.L. Geochemical constraints on the seismic properties of the lunar mantle 11 Phys. Earth Planet. Inter. 2002. V. 134. P. 175-189. 1.67. Konopliv A.S., Binder A.B., Hood L.L., Kucinskas A. B., Sjogren W L., Williams J. G. Improved gravity field of the Moon from Lunar Prospector 11 Science. 1998. V. 281. P. 1476-1480. 1.68. Кусков O.JL, Кронрод В.А. Валовый состав и размеры ядра Луны И В кн.: Проблемы зарождения и эволюции биосферы. М.: Книж- ный дом «Либроком», 2008. С. 317-327. 1.69. Hood L.L., Mitchell D.L., Lin R.P, Acuna M.H, Binder A.B. Initial Measurements of the Lunar Induced Magnetic Dipole Moment Using Lunar Prospector Magnetometer Data 11 Geophys. Res. Lett. 1999. V. 26. P. 2327-2330. 1.70. Williams, J.G., Boggs, D.H., Yoder, C.F., Ratcliff, J.T., Dickey, J.O. Lunar rotational dissipation in solid body and molten core 11 J. Geophys. Res. 2001. V. 106. P. 27933-27968. 1.71. Vaniman D., Reedy R., Heiken G., Olhoeft G., Mendell W. The lunar environment. In Lunar sourcebook. Cambridge Univ. Press. 1991. P. 27-60. 1.72. Gault D. E., Horz E, Hartung J. B. Abrasion and catastrophic rupture of lunar rocks: some implications to the micrometeoroid flux at 1 AU 11 In: COSPAR Space Res. 13 Proc. Open. Meet. Working groups. Phys. Sci. 15th Planetary Meet. COSPAR. Madrid. 1972. V. 2. Berlin. 1973. P. 1085-1093. 1.73. French В. M. The Moon book. Harmondsworth, Middlesex, England. Penguin Books. 1977. 287 p. 1.74. Duennebier E, Sutton G. Thermal moonquakes 11 J. Geophys. Res. 1974. V. 79. P. 4351-4363. 1.75. Галкин И.Н. Геофизика Луны. M.: Наука, 1978. 176 с. 1.76. Wilhelms D.E. The geologic history of the Moon. Washington 11 USGS Professional Paper 1342. 1987. 205 p. 1.77. Swann G.A., Bailey N.G., Batson R.M., Freeman V.L., Halt M.H., Head J.W., Holt H.E., Howard K.A., Irwin J.B., Larson K.B., Muehlberger W.R., Reed V.S., Rennilson J.J., Schaber G.G., Scott D.R., Silver L.T., Sutton R.L., Ulrich G.E., Wilshire H.G., Wolfe E.W. Preliminary geologic investigation of the Apollo 15 landing site. In Apollo 15 preliminary science report. Washington, D.C. 1972.5-1-5-112. 1.78. Head J.W. Lunar volcanism in space and time 11 Revs. Geophys. and Space Phys. 1976. V. 14. № 2. P. 265-300. -146-
Список литературы к главе 1 1.79. Muller Р. М.; Sjogren W L. Mascons: Lunar Mass Concentrations 11 Science. 1968. V. 161. P. 680-684. 1.80. Muller P. M., Sjogren W. L. Lunar gravimetry and mascons 11 Appl. Meeh. Rev. 1969. V. 22. P. 955-959. 1.81. Sjogren W.L., Wimberly R.N., Wollenhaupt W.R. Lunar gravity via the Apollo 15 and 16 subsatellites. The Moon. 1974. V. 9. P. 115-128. 1.82. Sjogren W.L., Smith J.C. Quantitative mass distribution models for Mare Orientale 11 Proc. Lunar Sci. Conf. 7th. 1976. P. 2639-2648. 1.83. Sjogren VK L., Gottlieb R, Muller P. M., Wollenhaupt W Lunar Gravity via Apollo 14 Doppler Radio Tracking 11 Science. 1972. V. 175. P. 165-168. 1.84. Namiki N., Iwata T, Matsumoto K, Hanada H, Noda H., Goossens S., Ogawa M., Kawano N., Asari K, Tsuruta S., Ishihara K, Liu Q., Kikuchi E, Ishikawa T, Sasaki S., Aoshima C., Kurosawa K., Sugita S., Takano T. Farside Gravity field of the Moon from four-way Doppler measurements of SELENE (Kaguya) 11 Science. 2009. V. 323. P. 900-904. 1.85. Blewett D.T, Lucey P.G., Hawke B.R. Clementine images of the lunar sample-return stations: Refinement of FeO and TiO2 mapping techniques 11 J. Geophys. Res. 1997. V. 102. №E7. P. 16319-16325. 1.86. Elphic R.C., Lawrence D.J., Feldman W.C., Barraclough B.L., Maurice S., Binder A.B., Lucey P.G. Lunar Fe and Ti Abundances: Comparison of Lunar Prospector and Clementine Data 11 Science. 1998. V. 281.P. 1493-1496. 1.87. Hiesinger H, Head J. W, Wolf U., Neukum G., Jaumann R. Ages of mare basalts on the lunar nearside: A synthesis 11 Lunar and Planet. Sci. Conf. 39th. 2008. Abstr. No. 1269. 1.88. Horz F, Grieve R., Heiken G., Spudis R, Binder A. Lunar surface processes. In Lunar sourcebook. Cambridge Univ. Press. 1991. P. 61-120. 1.89. Базилевский A.T., Иванов Б.А., Флоренский К.П., Яковлев О.И., Фельдман В.И., Грановский Л.В. Ударные кратеры на Луне и планетах. М.: Наука, 1983.200 с. 1.90. Мелош Г. Образование ударных кратеров: геологический про- цесс. М.: Мир, 1994. 336 с. 1.91. Очерки сравнительной планетологии. М.: Наука, 1981. 326 с. 1.92. Флоренский К.П., Базилевский А.Т., Гурштейн А.А., Зезин Р.Б., Пронин А.А., Полосухин В.П, Попова З.В., Таборко И.М. К проблеме стро- ения поверхности лунных морей. // В кн.: Современные представления о Луне. М.: Наука, 1972. С. 21-45. 1.93. Basilevsky А. Т. On the evolution rate of small lunar craters 11 Proc. Lunar Sci. Conf. 7th. 1976. V. 1. P. 1005-1020. -147-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.94. Shoemaker Е. М. Origin of fragmental debris on the lunar surface and history of bombardment of the Moon. Deputation provincial Barcelona. Instituto de investigaciones geologicas. 1971. V. 25. P. 27-56. 1.95. Первые панорамы лунной поверхности. М.: Наука, 1966. 121 с. 1.96. Флоренский К.П., Базилевский А.Т, Пронин А.А., Попова З.В. Пред- варительные результаты геоморфологического изучения панорам И В сб. «Передвижная лаборатория на Луне Луноход-1». 1971. С. 96-115. 1.97. Флоренский К.П., Базилевский А.Т, Зезин Р.Б., Полосухин В.П. Геолого-геоморфологические исследования лунной поверхности // В сб. «Передвижная лаборатория на Луне Луноход-1». 1978. Т. 2. С. 102-135. 1.98. New Views of the Moon. Reviews in mineralogy and geochemistry. Eds. Joliff B.L., Wieczorek M.A., Shearer C.K., Neal C.R. Mineralogical Society of America 11 Reviews in mineralogy and geochemistry. 2006. V. 60. 721 p.DOI: 10.2138/rmg.2006.60. 1.99. Ivanov B.A., Melosh HJ., Pierazzo E. Basin-forming impacts: Reconnaissance modeling. Geol. Soc. Amer. Special Paper 465: Large Meteorite Impacts and Planetary Evolution IV. (Reimold, W.U., Gibson, R.L. Eds.), in press. 2010. 1.100. http://curator.jsc.nasa.gov/lunar/lsc/15595.pdf. 1.101. Lunar Source Book. Eds. Heiken G.H., Vaniman D.T., French B.M. New York. Cambridge University Press. 1991. 736 p. 1.102. Назаров M.A., Тарасов Л.С., Шевалеевский И.Д. Минералогия материкового реголита («Луна-20») // Грунт из материкового района Луны. Ред. Барсуков В.Л., Сурков Ю.А. М.: Наука, 1979. С. 226-266. 1.103. Jolliff B.L., Gillis J. J., Haskin L.A., Korotev R.L., Wieczorek M.A. (2000) Major lunar crustal terrains: Surface expression and crust-mantle origins 11 J Geophys. Res. 105. E2. P. 4197-4216 1.104. Gillis J.J., Jolliff B.L., Lawrence D.J., Lawson S.L., Prettyman TH. (2002) The Compton-Belkovich region of the Moon: Remotely sensed observations and lunar sample association 11 Proc. Lunar Planet. Sci. Conf. 33.1967. 1.105. Cohen B.A., James O.B., Taylor L.A., Nazarov M.A., Barsukova L.D. (2004) Lunar highland meteorite Dhofar 026 and Apollo sample 15418: Two strongly shocked, partially melted, granulitic breccias П Meteor. Planet. Sci. 39. P. 1419-1447. 1.106. Магматические горные породы. Т.З. Основные породы. Ред. О.А. Богатиков и др. М.: Наука, 1985. С.7-17. 1.107. BVSP (Basaltic Volcanism on the Terrestrial Planets). Pergamon, New York, 1981. 1286 p. -148-
Список литературы к главе 1 1.108. Лунный грунт из Моря Изобилия. Ред. Виноградов А.П. М.: Наука, 1974. 624 с. 1.109. Лунный грунт из Моря Кризисов. Ред. Барсуков В.Л. М.: На- ука, 1980. 360 с. 1.110. Грунт из материкового района Луны. Ред. Барсуков В.Л., Сур- ков Ю.А. М.: Наука, 1979. 708 с. 1.111. Carrier VK D. III. Apollo drill core depth relationships. The Moon 10, 1974. P. 183-194. 1.112. Черкасов И.П., Шварев В.В. Грунтование Луны. М.: Наука, 1975. 144 с. 1.113. Cooper, М. R., Kovach, R. L., and Watkins, J. S. Lunar near-surface structure 11 Rev. Geophys. Space Phys.. 12, 1974. P. 291-308. 1.114. Стренгвей Д.В., Пирс Г.В., Олхофт Г.Р. Магнитные и диэлектри- ческие свойства лунных образцов. Космохимия Луны и планет. М.: На- ука, 1975. С. 712-728. 1.115. Nakamura Y, Dorman J., Duennebier F., Lammlein D., Latham G. Shallow lunar structure determined from the passive seismic experiment. Moon. 1975. V. 13. № 1.Р.З. 1.116. Передвижная лаборатория на Луне. «Луноход-1». Ред. Барсу- ков В.Л. М.: Наука, 1978. 183 с. 1.117. Флоренский К.П., Базилевский А.Т. Процессы преобразования поверхности Луны в районе Лемонье по результатам детального из- учения на «Луноходе-2». Тектоника и структурная геология. М.: Наука, 1976. С. 205-235. 1.118. Shoemaker Е.М., Batson R.M., Holt Н.Е., Morris E.C., Rennilson, J.J., Whitaker, E.A. Observations of the lunar regolith and the Earth from the television camera on Surveyor 7 11 J. Geophys. Res. 1969. V. 74. № 25. P. 6081-6119. 1.119. Базилевский А.Т. Оценка мощности и степени переработки лунного реголита по распространенности кратеров И Космические ис- следования. 1974. Т. 12. Вып. 4. С. 606-609. 1.120. Oberbeck V.R., Quaide W.L. Genetic implication of lunar regolith thickness variations 11 Icarus. 1968. V. 9. № 3. P. 446-465. 1.121. Бондаренко H.B., Шкуратов Ю.Г. Карта толщины реголитового слоя видимого полушария Луны по радиолокационным и оптическим данным И Астрономический вестник. 1998. Т. 32. № 4. С. 301-309. 1.122. Базилевский А.Т, Гребенник Н.Н., Громов В.В., Дмитриев А.Д., Кемурджиан АЛ., Полосухин В.П., Семенов П.С., Флоренский К.П. Зависи- мость физико-механических свойств лунного грунта от особенностей -149-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО рельефа и процессов в районе работ «Лунохода-2» // Космические ис- следования. 1984. Т. 12. Вып. 2. С. 243-251. 1.123. Robie R. A., Hemingway В. S., and Wilson W Н. Specific heats of lunar surface materials from 90 to 350°K 11 Proceedings Apollo 11 Lunar Sci. Conf., Geochim. Cosmochim. Acta. 1970. Suppl. l.V. 3. P. 2361-2367. 1.124. Robie R. A. and Hemingway B. S. Specific heats of the lunar breccia (10021) and olivine dolerite (12018) between 90 and 350° Kelvin 11 Proceedings Second Lunar Sci. Conf., Geochim. Cosmochim. Acta. Suppl. 2. 1971.V.3.P. 2361-2365. 1.125. Hemingway B. S., Robie R.A. and Wilson W.H. Specific heats of lunar soils, basalt, and breccias from the Apollo 14, 15, and 16 landing sites, between 90 and 350°K 11 Proceedings Second Lunar Sci. Conf., Geochim. Cosmochim. Acta.Suppl. 4. 1973. V. 3. P. 2481-2487. 1.126. Pilbeam C.C., Vaisnys J.R. Contact Thermal conductivity in Lunar aggregates 11 J. Geophys. Res. 78. 1973. No. 23. P. 5233-5236. 1.127. Лангсет M.C., Кейм С.Дж. Непосредственные измерения те- плового потока на Луне И Космохимия Луны и планет. М.: Наука, 1975. С. 201-209. 1.128. http://curator.jsc.nasa.gov/antmet/lmc/index.cfm. 1.129. Korotev R.L., Zeigler, R.A., Jolliff, B.L.,Irving, I.J., Bunch, T.E. Compositional and lithological diversity among brecciated lunar meteorites of intermediate iron concentration 11 Meteorit Planet. Sci. 2009. V. 44. No.9. P. 1287-1322. 1.130. Basilevsky A.T., Neukum G, Nyquist L. The spatial and temporal distribution of lunar mare basalts as deduced from analysis of data for lunar meteorites 11 Planet. Space Sci. (2010), doi:10.1016/j.pss.2010.08.020). 1.131. Shih C.-Y, Nyquist L. E., Reese Y, Bischoff, A. Sm-Nd and Rb-Sr isotopic studies of meteorite Kalahari 009: An old VLT mare basalt 11 Lunar Planet. Sci. XXXIX. 2008. P. 2165. 1.132. Terada K., Anand M., Sokol, A.K., Bischoff, A., and Sano Y. Cryptomare magmatism 4.35 Gyr ago recorded in lunar meteorite Kalahari 009 11 Nature. 2007. 450. P. 849-852. 1.133. Friedman I. Water and carbon in rusty lunar rock 66095 11 Science. 185. 1974. P. 346-349. 1.134. Gibson E.K. Hydrogen distributions in lunar materials 11 Lunar and Planet Science 18. 1987. P. 326-327. 1.135. Epstein S., Taylor H.P. The isotopic composition andconcentration of water, hydrogen and carbon in some Apollo 15 and 16 soils, and in the Apollo 17 orange soil // Proc. Lunar Sci. Conf. 4th. 1973. V. 2. P. 1559. -150-
Список литературы к главе 1 1.136. Шевченко В.В., Лейкин Г.А., Санович А.Н. Луна: проблема водо- рода И Астрономический Вестник. 1993. Т. 27. № 3. С. 30-39. 1.137. Watson К., Murray В., Brown Н. On the possible presence of ice on the Moon 11 J. Geophys. Res. 1961. V. 66. No. 5. P. 1598-1600. 1.138. Haskin L. Warren P. Lunar chemistry 11 In: Lunar Sourcebook. A User Guide to the Moon. Eds.: Heiken G.H., Vaniman D.T., French B.M. Cambridge Univ. Press. 1991. P. 357-475. 1.139. Saal A.E., Hauri E.H., Cascio M.L., van Orman J.A., et al. Volatile content of lunar volcanic glasses and the presence of water in the Moon’s interior 11 Nature. 2008. V. 454. No. 7201. P. 192-195. 1.140. Delano J. VK Pristine lunar glasses: Criteria, data, and implications 11 J. Geophys. Res. 1986. V. 91. No. B4. P. D201-D213. 1.141. Delano, J. W, Hanson B.Z., Watson W.B. Abundance and diffusivity of sulfur in lunar picritic magmas 11 LPSC-25. 1994. P. 325-326. 1.142. Shearer C.K., Hess P.C, Wieczorek M.A., et al. Thermal and magmatic evolution of the moon 11 In: New Views of the Moon. Reviews in Mineralogy and Geochemistry. 2006. V 60. Eds.: Jolliff B.L., Wieczorek M.A., Shearer C.K., Niel C.R. Mineralogical Society of America, Chantilly, Virginia. 2006. P. 365-518. 1.143. Яковлев О.И., Диков Ю.П., Герасимов М.В., Влотска Ф., Хут Й. Экспериментальное изучение факторов, определяющих состав стекол лунного реголита // Геохимия. 2003. С. 467-481. 1.144. Greenwood J.P., Itoh S., Sakamoto N., Taylor L.A., Warren P.H., Yurimoto H. Water in Apollo rock samples and the D/H of lunar apatite 11 LPSC-41. 2010a. No. 2439. CD-ROM. 1.145. Greenwood J.P., Itoh S., Sakamoto N., Taylor L.A., Warren P.H., Yurimoto H. Water in Apollo rock samples and the D/H of lunar apatite 11 Nature. 20106. No. 2439. (in press). 1.146. Wilhelms D.E., McCauley J.F. Geologic Map of the Near Side of the Moon 11 USGS Map 1-703 (1:5,000,000 scale). 1971. 1.147. Wilhelms D.E., El-Baz F. Geologic Map of the East Side of the Moon 11 USGS Map 1948 (1:5,000,000 scale). 1977. 1.148. Gaddis L.R., Pieters C.M., Hawke B.R. Remote sensing of lunar pyroclastic mantling deposits 11 Icarus. 1985. V. 61. P. 461-489. 1.149. Hawke B.R., Coombs C.R., Gaddis L.R., Lucey P.G., Owensby P.D. Remote sensing and geologic studies of localized dark mantle deposits on the Moon 11 Proc. Lunar Planet. Sci. Conf. 19th. 1989. P. 255-268. 1.150. Coombs C.R., Hawke B.R., Lucey P.G., et al. The Alphonsus region: a geologic and remote sensing perspective 11 Proc. Lunar Planet. Sci. Conf. 20th. 1990. P. 339-353. -151-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.151. Gaddis L.R., Staid M.I., Tyburczy J.A., Hawke B.R., Petro N.E. Compositional analyses of lunar pyroclastic deposits 11 Icarus. 2003. V. 161. 2. P. 262-280. 1.152. Pieters C.M., Goswami J.N., Clark R.N., et al. Character and spatial distribution of OH/H2O on the surface of the Moon Seen by М3 on Chandrayaan-1 11 Science. 2009. V. 326. No. 5952. P. 568-572. 1.153. Clark R.N. Detection of adsorbed water and hydroxyl on the Moon 11 Science. 2009. V. 326. No. 5952. P. 562-564. 1.154. Sunshine J.M., Farnham T.L., Feaga L.M., et al. Temporal and spatial variability of lunar hydration as observed by the Deep Impact spacecraft 11 Science. 2009. V. 326. No. 5952. P. 565. 1.155. Carruba V., CoradiniA. Lunar cold traps: Effects of double shielding 11 Icarus. 1999. V. 142. P. 402-413. 1.156. Nozette S., Lichtenberg C.L., Spudis, P., Bonner R., Ort W, Malaret E., Robinson M., Shoemaker E.M. Clementine Bi-Static Radar Experiment: Preliminary Results 11 Science. 275. 1996. No. 5292. P. 1495-1498. 1.157. Stacy N.J.S., Campbell D.B., Ford P.G. Arecibo radar mapping of the lunar poles: A search for ice ice deposits 11 Science. 1997. V. 276. P. 1527-1530. 1.158. Feldman W.C, Maurice S., Binder A.B. et al. Fluxes of fast and epithermal neutrons from Lunar Prospector: Evidence for water ice at the lunar poles 11 Science. 1998. V. 281. P. 1496-1500. 1.159. Feldman W.C., Reedy R.C., McKay D.S. Lunar neutron flux as a function of composition and hydrogen content 11 Geophys. Res. Lett. 1991. Vol.18, No.ll, P. 2157-2160. 1.160. Feldman W.C., Lawrence D.J., Elphic R.C. et al. Polar hydrogen deposits on the Moon, 11 J. Geophys. Res. Planets. 2000. V.105. No. E2. P. 4175-4195. 1.161. Feldman W.C., Maurice S., Lawrence D.J. et al. Evidence for water ice near the lunar poles 11 J. Geophys. Res. 2001. V. 106, ЕЮ. P. 23231-23252. 1.162. Lawrence D.J., Feldman W.C., Elphic R.C et al. Improved modeling of Lunar Prospector neutron spectrometr data: Implications for hydrogen deposits at the lunar poiles 11 J. Geophys. Res. 2006. V. 111. CitelD E08001. doi: 10.1029/2005je002637. 1Л63. Mitrofanov LG., Bartels A., Bobrovnitsky Y.I. etal. Lunar Exploration Neutron Detector for the NASA Lunar Reconnaissance Orbiter 11 Space Science Reviews. 2010. V. 150. No. 1-4. P. 183-207. 1.164. Sanin A., Mitrofanov L, Boynton W. et al. Mapping of lunar hydrogen according to the LEND neutron measurements onboard the NASA LRO 11 LPSC-41. 2010. No. 2437. CD-ROM. -152-
Список литературы к главе 1 1.165. Галимов Э.М. Проект «Луна — гелий-3» И Наука в России. №6. 2006. С. 15-23. 1.166. Тейлор Л., Калсинский Дж. Лунный гелий-3 в термоядерной энергетике — Персидский залив XXI века И Астрономический вест- ник. 1999. Т. 33. № 5. С. 386-394. 1.167. Шкуратов Ю.Г., Старухина Л.В., Кайдаш В.Г, Бондаренко Н.В. Распределение содержания ЗНе по видимому полушарию луны // Астрономический вестник. 1999. Т. 33. № 5. С. 466-478. 1.168. Eberhardt Р., Geiss /., Graf Н., Grogler N., Krahenbuhl U., Schwaller H., Schwarzmuller J., Stettler A. Trapped Solar Wind Noble Gases, Kr81/Kr Exposure Ages and К/Ar Ages in Apollo 11 Lunar Material 11 Science. 1970. V. 167. Issue 3918. P. 558-560. 1.169. Шерцер Б. Развитие рельефа на поверхности вследствие им- плантации ионов газов // Сб.: Распыление твердых тел ионной бомбар- дировкой. Вып. II. Ред. Бериш Р. М.: Мир, 1986. С. 360-469. 1.170. Housley R.M., Grant R. W, Paton N.E. Origin and characteristics of excess Fe metal in lunar glass welded aggregates 11 Proc. Lunar Sci. Conf. 4th. 1973. P. 2737-2749. 1.171. Morris R.V., Gose W.A. Ferromagnetic resonance and magnetic studies of cores 6000960010 and 60003: Compositional and surface-exposure stratigraphy 11 Proc. Lunar Sci. Conf. 7th. 1976. P. 1-11. 1.172. Taylor L. Helium-3 on the Moon: model assumptions and abundances. Eng. Constr. Oper. in Space IV. ASCE PubL, Proc, of Space'94,1994. P. 678-686. 1.173. Taylor L.A. Evidence of Helium-3 on the Moon: Model assumptions and abundances 11 Second Wisconsin Symp. on Helim-3 and Fusion Power. Wisconsin. 1993. P. 49-56. 1.174. Hintenberger H., Weber H. W, Voshage H., Wanke H., Begemann E, Vilscek E., Wlotzka E Rare Gases, Hydrogen, and Nitrogen: Concentrations and Isotopic Composition in Lunar Material 11 Science. 1970. V. 167. Issue 3918. P. 543-545. 1.175. Виноградов А.П., Задорожный И.К. Инертные газы в реголите из Моря Изобилия И Сб.: Лунный грунт из Моря Изобилия. М.: Наука, 1974. С. 379-386. 1.176. Виноградов А.П., Задорожный И.К. Инертные газы в реголите и фрагментах пород, доставленных автоматической станцией «Луна-20» И Сб. Грунт из материкового района Луны. М.: Наука, 1979. С. 547-556. 1.177. Задорожный И.К., Иванов А.В. Содержание и изотопный состав инертных газов в базовых пробах реголита «Луны-24» И Сб. Лунный грунт из Моря Кризисов. М.: Наука, 1980. С. 289-299. -153-
Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО 1.178. Slyuta E.N., Abdrahimov А.М., Galimov Е.М. Does helium-3 abundance decrease in dependence on depth at Mare Crisium? 11 Lunar and Planet. Sci. Conf. 39th. 2008. Abstr. No. 1054. 1.179. Slyuta E.N., Abdrahimov A.M., Galimov E.M. The estimation of helium-3 probable reserves in lunar regolith 11 Lunar and Planet. Sci. Conf. 38th. 2007. Abstr. No. 2175. 1.180. Lucey P.G., Blewett D.T., Taylor G.J, Hawke B.R. Imaging of lunar surface maturity 11 J. Geophys. Res. 2000. V. 105 . No. E8 . P. 20377-20387. 1.181. Савина E. Луна — это запыленное окно в прошлое Земли. М.: Приложение к журналу «В мире науки», март 2008. 5 с. 1.182. Митрофанов И. Г. Анализ космических объектов. Примене- ние ядерных физических методов. Сборник «Внелабораторный хими- ческий анализ». Под ред. Ю.А. Золотова. М.: Наука, 2010, с. 444-460. -154-
Глава 2 ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ АВТОМАТИЧЕСКИХ И ПИЛОТИРУЕМЫХ АППАРАТОВ К ЛУНЕ. ЦЕЛИ И ЗАДАЧИ ЕЕ ОСВОЕНИЯ НА СОВРЕМЕННОМ ЭТАПЕ 2.1. Первые исследования Луны автоматическими космическими аппаратами Подготовка и осуществление полетов автоматических космических аппаратов (КА) к Луне явились следующим этапом в практическом освоении космического пространства после запусков первых искусст- венных спутников Земли (ИСЗ). В начале 1958 г. Главный конструктор ОКБ-1 С.П. Королев подгото- вил доклад «О программе исследования Луны» [2.1], в котором были обозначены первоочередные научные задачи, которые предстояло ре- шить в ходе первых полетов к Луне: - обнаружение и изучение магнитного поля Луны; - исследование космического излучения на расстояниях 400-500 тыс. километров, т.е. вне земного магнитного поля; - изучение газовой компоненты межпланетного пространства, электростатических полей, потоков микрометеоров; - фотографирование Луны, включая невидимую с Земли часть лун- ной поверхности. В марте 1958 г. было принято Постановление Правительства СССР, предусматривающее создание автоматических лунных станций (АЛС) и ракеты-носителя (PH) для их запусков. Помимо достижения научных целей, большое значение придавалось обеспечению лидирующих пози- ций СССР в деле освоения космоса. В США тоже шли работы по лунной программе, первый вариант которой был утвержден президентом Эй- зенхауэром весной 1958 г., а 29 июля 1958 г. было создано Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства (НАСА), сосредоточившее под единым руководством целый ряд коллек- тивов, работавших в области аэрокосмической техники [2.2]. Эскизный проект новой PH для первых лунных станций был подго- товлен к 1 июля 1958 г. Первые две ступени, имеющие продольное де- ление, были практически идентичны ступеням PH Р-7, обеспечившей успешные запуски первых спутников Земли. Вторая и новая третья сту- пень имели поперечное деление. Третья ступень запускалась в услови- ях космического пространства, ее отделение от второй осуществлялось -155-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> по «горячей» схеме. Полезная нагрузка, выводимая на отлетную тра- екторию, составляла -360 кг. Для попадания в лунный диск в ОКБ-1 С.П. Королева разрабатывалась станция, имевшая индекс Е1, для съем- ки лунной поверхности — с индексом Е2 [2.3]. Первые этапы исследования Луны автоматическими космически- ми аппаратами. Первую попытку запуска к Луне КА «Эйбл-1» массой -6 кг США предприняли 17 августа 1958 г., однако запуск был неудач- ным, PH «Тор — Эйбл» взорвалась на 77-й секунде полета. В нашей стране первая попытка запуска к Луне была предпринята 23 сентября 1958 г. и тоже оказалась неудачной из-за разрушения ракеты вследст- вие возникновения нарастающих продольных колебаний. 2 января 1959 г. состоялся запуск ракеты, впервые сообщившей ру- котворному телу вторую космическую скорость. Советская лунная стан- ция серии Е1 — «Луна-1» или «Мечта» (рис. 2.1), прошла на расстоянии -6000 км от Луны и превратилась в первую искусственную планету Сол- нечной системы. С помощью нее были получены данные об интенсивно- сти и составе космических лучей, метеорных частицах, корпускулярном излучении Солнца, газовых компонентах межпланетного вещества. Вы- яснилось, что Луна не имеет сильного магнитного поля. В процессе полета был проведен эксперимент по образованию пер- вой искусственной кометы. На расстоянии 113 тыс. километров от Зем- ли специальное устройство, установленное на борту третьей ступени, испарило -1 кг натрия, образовавшееся облако было видно с Земли в те- лескопы. Оптические наблюдения за искусственной кометой дополняли Рис. 2.1. Первая искусственная планета Солнечной системы — советская «Луна-1» («Мечта») [2.3] -156-
2.1. Первые исследования Луны космическими аппаратами контроль за траекторией межпланетного КА, осуществлявшийся ради- отехническими средствами. Научная аппаратура «Луны-1» функциони- ровала вплоть до удаления на 500 тысяч километров от Земли. Первый запуск американского лунного КА «Пионер-4» состоялся 3 марта 1959 г., который прошел мимо Луны на расстоянии 60050 км и стал второй искусственной планетой Солнечной системы. Запуск советской автоматической межпланетной станции «Луна-2» состоялся 12 сентября 1959 г., а 14 сентября в 0 часов 2 минуты 24 се- кунды «Луна-2» впервые достигла лунной поверхности [2.3] в запад- ной части Моря Дождей вблизи кратеров Архимед, Аристилл и Авто- лик. Теперь эта часть Моря Дождей имеет международное наименова- ние «Залив Лунника». На Луну были доставлены вымпелы с надписью «Союз Советских Социалистических Республик. Сентябрь. 1959 год» и пятиугольные вымпелы с гербом СССР (рис. 2.2). Успешное достиже- ние лунной поверхности подтверждалось тем, что сигналы радиопере- датчика, установленного на лунной станции, прекратились в заранее рассчитанный момент времени. 4 октября 1959 г. к Луне была запущена автоматическая станция «Луна-3». По сравнению с предыдущими «лунниками» она была значи- тельно более сложным КА и предназначалась для фотографирования обратной стороны Луны. На АМС была установлена первая отечест- венная система активной ориентации, которая позволила в нужное время нацелить объективы бортовой фотоаппаратуры на лунный диск и поддерживать стабилизацию изделия во время проведения съемки. Рис. 2.2. Вымпелы, доставленные на Луну на борту АМС «Луна-2» [2.3] -157-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> 7 октября 1959 г. состоялось фотографирование Луны. При этом две трети лунного диска, наблюдавшегося с борта КА, приходилось на неви- димую с Земли часть поверхности, а одна треть — на краевую зону. По- сле проведенной на борту обработки фотопленки фототелевизионное устройство передало полученные кадры на Землю. На принятых изо- бражениях удалось «привязать» вновь открытые лунные образования к уже известным объектам видимой стороны. В 1960 г. были составлены первые атлас и карта обратной стороны Луны, изданные АН СССР. Мягкая посадка лунных автоматов и спутники Луны. Полеты трех советских «лунников» и одного американского «Пионера» были первым этапом исследования Луны с помощью космических средств. Следующими шагами должны были стать мягкая посадка лунного автомата и выведение КА на орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ). Для проведения новых запусков, а также для отправки авто- матов к Марсу и Венере, в нашей стране была спроектирована новая PH «Молния», которая была четырехступенчатой модификацией ко- ролевской «семерки». В ее состав входила новая третья ступень, вме- щавшая гораздо больше топлива, и позволявшая выводить на опорную околоземную орбиту связку из КА и четвертой ступени, являвшейся первым отечественным разгонным блоком, который обеспечивал бо- лее благоприятные условия для запуска по сравнению с непрерывным выведением на трехступенчатой ракете-носителе. Запущенная с помощью этой PH советская АМС «Зонд-З» в июле 1965 г. осуществила фотографирование того невидимого с Земли участка лунной поверхности, который не был снят во время полета «Луны-3». В результате было установлено, что на обратной стороне Луны преобладает материковый щит с повышенной плотностью кра- теров и отсутствуют обширные морские районы, характерные для ви- димой стороны. Обратная сторона Луны в целом оказалась более го- ристой. На ней были обнаружены крупномасштабные впадины особой формы, по площади сравнимые с лунными морями. В то же время, дно этих впадин не имеет характерной для лунных морей темной окраски, будучи покрытым множеством кратеров. Такие образования были на- званы талассоидами. Другим типом формаций, не встречающимся на видимой стороне Луны, оказались многочисленные цепочки кратеров протяженностью до 600 км [2.4]. Первым КА, попавшим на невидимую сторону Луны, стал амери- канский «Рейнджер-4», запущенный в апреле 1962 г. Программой по- лета предусматривалось фотографирование Луны и доставка на ее по- -158-
2.1. Первые исследования Луны космическими аппаратами верхность контейнера с сейсмометром, который, как предполагалось, должен был сохранить работоспособность после жесткой посадки [2.5]. Однако вскоре после запуска бортовая аппаратура «Рейнджера» вышла из строя, но «Рейнджер» продолжил движение по траектории, закончившейся падением на загадочном лунном полушарии. Успешными оказались полеты седьмого, восьмого и девято- го «Рейнджеров», состоявшиеся в 1964-1965 г. Вместо отделяемо- го контейнера на них были установлены комплекты телевизион- ных камер. Эти КА выводились с помощью PH «Атлас — Аджена Б» на траекторию попадания в лунный диск, подобно советской «Луне-2». За десять минут до падения, когда станция должна была на- ходиться на расстоянии -1450 км от поверхности, начинался процесс съемки, продолжавшийся в течение 10 мин. Поскольку в то время в США уже широко развернулись работы по пилотируемой программе «Аполлон», «Рейнджеры» направлялись в районы, считающиеся пер- спективными для будущих посадок пилотируемых кораблей. Каждый из трех упомянутых КА передал на Землю несколько тысяч снимков, разрешение на последних кадрах, передаваемых непосредственно пе- ред столкновением с Луной, составляло менее двух метров. Задача мягкой посадки на Луну была успешно решена 3 февраля 1966 г., когда в Океане Бурь западнее кратеров Райнер и Марий впер- вые успешно прилунилась советская автоматическая станция «Луна-9» (рис. 2.3). Работы над АМС нового типа, получившей индекс Е-6, Рис. 2.3. Автоматическая станция «Луна-9», впервые в мире совершившая мягкую посадку на поверхность Луны (музей РКК «Энергия) -159-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> начались в ОКБ-1 в начале 60-х годов. Эта станция состояла из двух ос- новных частей: траекторного блока и АЛС. Траекторный блок включал корректирующе-тормозную двигательную установку с размещенным на ней блоком системы управления, а также два отделяемых перед торможе- нием у Луны отсека с аппаратурой. Такая блочная схема позволяла сбра- сывать выполнившие свои функции отсеки для того, чтобы перед тор- можением для посадки на Луну аппарат обладал минимальной массой. Суммарная масса изделия Е-6 составляла 1580 кг, а масса АЛС-100 кг. В 1965 г. по инициативе С.П. Королева все работы по АМС были переданы из ОКБ-1 на Машиностроительный завод им. С.А. Лавочки- на в Химках. ОКБ Машиностроительного завода им. С.А. Лавочкина, главным конструктором которого был назначен Г.Н. Бабакин, получи- ло весь комплект документации по изделию Е-6. При этом за ОКБ-1 сохранялась ответственность за решение проблемы мягкой посадки. В ходе перелета АЛС была закрыта со всех сторон амортизаторами посадочного устройства из эластичного материала. Устройство состо- яло из двух надувных баллонов, смягчающих удар станции о лунную поверхность. Наддув баллонов начинался после включения двигатель- ной установки на торможение, а перед достижением поверхности АЛС сбрасывалась с двигательной установки с таким расчетом, чтобы ока- заться на чистом участке грунта, не подвергавшемся механическому и тепловому воздействию реактивной струи. После падения связи между баллонами рвались, они отскакивали от станции, которая оказывалась на лунном грунте. Описанная оригинальная схема должна была обеспе- чить посадку практически на любую площадку — как каменистую, так и покрытую толстым слоем пыли. Автоматическая лунная станция «Луна-9» работала на лунной по- верхности около двух суток. Она провела 7 сеансов связи с Землей, пе- редав круговые панорамы с места прилунения (рис. 2.4). Окружающая местность была отснята при различной высоте Солнца над горизон- том, что позволило уточнить детали рельефа, определить размеры и форму впадин и камней. Было окончательно установлено, что никако- го многометрового слоя пыли, способного без следа поглотить косми- ческий корабль, не существует. Вторым советским аппаратом, совершившим посадку на Луну, была «Луна-13», запущенная 21 декабря 1966 г. В отличие от «Луны-9», она была оснащена дополнительной научной аппаратурой для исследова- ния свойств лунного грунта. В ее состав входили: механический грунто- мер-пенетрометр для определения прочности наружного слоя грунта; -160-
2.1. Первые исследования Луны космическими аппаратами Рис. 2.4. Фрагменты панорамы лунной поверхности, переданные автоматической лунной станцией «Луна-9» радиационный плотномер; динамограф для регистрации длительности и значения перегрузки, возникающей при посадке станции; приборы для измерения теплового потока от лунной поверхности, а также счетчики для регистрации корпускулярного излучения. Было установлено, что плотность грунта в месте посадки оказалась меньше плотности земных пород и меньше средней плотности Луны. Также наблюдалось изменение эффективной температуры лунного грунта по мере увеличения высоты Солнца над горизонтом. На основе станции Е-6 были созданы и первые искусственные спут- ники Луны (ИСЛ). Так, «Луна-10», запущенная 31 марта 1966 г., ста- ла первым спутником Луны, т.е. первым КА, ставшим искусственным спутником другого тела Солнечной системы (рис. 2.5). -161-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Рис. 2.5. Автоматическая станция «Луна-10», ставшая первым в мире искусственным спутником Луны [2.4] «Луна-10» состояла из траекторного блока и отделяемого спутника Луны и была выведена на селеноцентрическую орбиту 350x1000 км с наклонением 71,9°. Масса КА после отделения от ракеты-носителя со- ставляла 1582 кг, масса лунного спутника, выведенного 3 апреля 1966 г. на орбиту Луны — 240 кг. На спутнике имелась следующая научная аппаратура: гамма-спектрометр для исследования интенсивности и спектрального состава гамма-излучений лунной поверхности; прибор для изучения радиационной обстановки вблизи Луны; аппаратура для изучения солнечной плазмы; приборы для регистрации инфракрасно- го (ПК) излучения поверхности Луны; регистратор метеорных частиц. Спутник «Луна-10» активно существовал 56 суток, совершив 460 обо- ротов вокруг Луны, при этом было проведено 219 сеансов радиосвязи, получена информация о гравитационном и магнитном полях Луны, магнитном шлейфе Земли, косвенные данные о химическом составе и радиоактивности поверхностных пород Луны. [2.6-2.10]. -162-
2.1. Первые исследования Луны космическими аппаратами В 1966 г. были запущены лунные спутники «Луна-11» и «Луна-12», а в 1968 г. на селеноцентрическую орбиту была выведена «Луна-14». На этих станциях был проведен целый ряд научных и прикладных исследований, связанных с фотографированием Луны, регистрацией космических лучей и потоков заряженных частиц, идущих от Солнца, уточнением моделей гравитационного поля Луны. Были получены уточненные данные об общем химическом составе Луны по характе- ру гамма-излучения ее поверхности. Методом гамма-спектрометрии было измерено содержание естественных радиоактивных элементов (К, U, Th) и определен тип пород, залегающих на поверхности Луны. Спустя 4 месяца после посадки «Луны-9», 2 июня 1966 г., состоя- лась первая мягкая посадка американского КА «Сервейор-1» мас- сой -286 кг, прилунившегося в юго-западной части Океана Бурь. КА этой серии запускались ракетой-носителем «Атлас-Центавр». Эти КА имели амортизирующие стойки и сминаемые опоры на сило- вом каркасе, смягчающие ударную нагрузку [2.5]. «Сервейоры» осна- щались солнечными батареями, что позволяло им пополнять запасы электроэнергии и располагать более длительным сроком активного существования по сравнению с советскими АЛС типа Е-6, на которых устанавливались только химические источники тока. «Сервейор-1» про- работал на Луне около шести недель, передав на Землю более 11 тысяч телевизионных изображений хорошего качества. Всего на поверхности Луны в 1966-1968 г. успешно отработали пять КА типа «Сервейор» (рис. 2.6). Было получено несколько десятков ты- Рис. 2.6. Американский космический аппарат «Сервейор» [2.5] -163-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> сяч телевизионных снимков. Помимо лунных ландшафтов объектами наблюдений «Сервейоров» были Земля, яркие звезды, а также солнеч- ная корона, наблюдаемая после захода Солнца за лунный горизонт. Проводились различные исследования грунта, в том числе с помо- щью специального ковша была сделана выемка с глубины 17,5 см. Ин- тересный эксперимент был проведен аппаратом «Сервейор-6», прибыв- шем на Луну 10 ноября 1967 г. Через неделю после посадки, 17 ноября, на очень непродолжительное время вновь были включены его двигатели, и «Сервейор», приподнявшись над лунной поверхностью, скачком пере- местился вбок на расстояние более двух метров. Этот эксперимент по- зволил получить новые сведения о воздействии ракетного двигателя на лунный грунт в интересах пилотируемой программы «Аполлон». Первым американским искусственным спутником Луны стал «Лу- нар Орбитер-1» массой -387 кг, выведенный на селеноцентрическую орбиту 14 августа 1966 г. Одна из основных задач, решаемых АЛС этого типа, заключалась в поиске площадок, пригодных для будущих посадок лунных пилотируемых модулей «Аполлонов». Для этого проводилось фотографирование лунной поверхности одновременно с помощью двух камер с различными разрешающими способностями. Снимки камеры с разрешением 8 м предназначались для привязки к видимым с Земли ориентирам, а снимки камеры с разрешением 1 м должны были по- зволить определить пригодность данного участка для посадки лунной кабины «Аполлона». Всего в 1966-1967 г. было запущено пять автоматических станций «Лунар Орбитер», которые передали на Землю 833 пары снимков Луны. Было установлено, что горные области Луны отличаются по химиче- скому составу от низменностей. По данным «Лунар Орбитеров», мете- орная и радиационная обстановка вокруг Луны не должна была пред- ставлять опасности для астронавтов. Доставка на Землю лунного грунта. В 1968 г. завершился второй этап исследования Луны автоматическими средствами. Основными результа- тами стали мягкая посадка и выход на селеноцентрические орбиты це- лой серии спутников Луны. США вплотную приблизились к реализации программы «Аполлон», в Советском Союзе также шли работы в облас- ти пилотируемых полетов к Луне. Однако к этому времени наметилось отставание нашей страны в области разработки сверхтяжелой ракеты- носителя, которая обеспечила бы осуществление лунной экспедиции. Исходя из сложившейся ситуации, были разработаны АЛС, предназна- ченные для взятия образца лунного грунта и доставки его на Землю. -164-
2.1. Первые исследования Луны космическими аппаратами Были созданы более совершенные, с точки зрения конструкционно- го построения, насыщенности научной и служебной аппаратурой и их функциональных возможностей, АМС, получившие индекс Е-8. Компо- новка этих изделий базировалась на унифицированной платформе тре- тьего поколения, послужившей основой целому семейству лунных авто- матов. В их состав входили орбитально-посадочный блок (ОПБ) и ком- плекс полезной нагрузки, который менялся в зависимости от целевой задачи: у искусственных спутников — это приборы для дистанционного исследования Луны, у КА для доставки грунта Луны на Землю — взлет- ная ракета, у КА, обеспечивающих длительные и широкомасштабные контактные исследования лунной поверхности — «Луноходы». По сравнению с лунными станциями второго поколения их масса существенно возросла и в момент старта с околоземной орбиты со- ставляла -5700 кг. Для запуска таких станций стали использовать тя- желую PH «Протон» (УР-500К). Первой, успешно выполнившей свою задачу, стала «Луна-16» (рис. 2.7), запущенная 12 сентября 1970 г., которая 17 сентября выш- ла на начальную селеноцентрическую орбиту с высотой в апоселении 118,6 км, в периселении 102,6 км, наклонением относительно плоскости лунного экватора 70° и периодом 1 час 58 минут 53 секунды. Коррекция Двигателная установка посадочного блока Посадочный блок Рис. 2.7. Лунная станция «Луна-16», впервые доставившая лунный грунт на Землю [2 4] -165-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> орбиты обеспечила прохождение над выбранным районом посадки с одновременным понижением высоты периселения сначала до 20,8 км, а затем — до 11,86 км. 20 сентября была вновь включена двигательная установка, и «Луна-16» совершила мягкую посадку в районе Моря Из- обилия. Масса станции при посадке составила 1880 кг. После посадки было определено положение станции на лунной повер- хности, а с помощью телефотометров были предприняты попытки получить изображения места бурения. Всего было три включения телефотометров, однако из-за недостаточной освещенности изображения места бурения по- лучено не было. На двух изображениях видна Земля в виде светлого пятна. По команде с Земли было включено грунтозаборное устройство, и начались операции по забору грунта, включая бурение грунта до глубины 35 см, при- чем без разворота грунтозаборного устройства по азимуту. Взятые образ- цы грунта были помещены в контейнер возвратной ракеты и загерметизи- рованы. Старт возвратной ракеты с образцами лунного грунта состоялся 21 сентября. Продолжительность обратного перелета составила 84 часа и 24 сентября за 8 часов до входа спускаемого аппарата в атмосферу Земли про- изошло его отделение от возвратной ракеты. Скорость входа в атмосферу со- ставила 10950 м/с, а максимальные перегрузки, действующие на спускаемый аппарат в процессе аэродинамического торможения, достигали 315 единиц. При снижении вертикальной скорости до 250 м/с на высоте 14,5 км была введена в действие парашютная система, и спускаемый аппарат, содержащий 105 г лунного вещества, совершил мягкую посадку в 80 км юго-восточнее Джезказгана (рис. 2.8). Таким образом, впервые автоматическая межпланет- ная станция доставила образцы грунта иного небесного тела на Землю. Рис. 2.8 Возвращаемая капсула советского КА «Луна-16», впервые в автоматическом режиме доставившая лунный грунт на Землю [2.4] -166-
2.1. Первые исследования Луны космическими аппаратами Затем образцы лунного грунта были доставлены из районов Моря Изобилия и Моря Кризисов. В Море Изобилия в феврале 1972 г. успешно отработала «Луна-20», привезшая 55 г лунного грунта, а в августе 1976 г. в район Моря Кризисов была направлена «Луна-24», оснащенная усо- вершенствованным грунтозаборным устройством, которое по команде с Земли произвело бурение лунного грунта на глубину около 2 м, после чего 22 августа 1976 г. возвращаемый аппарат с образцами лунного грун- та массой 170,1 г совершил мягкую посадку в расчетном районе Земли. Автоматические луноходы. Задача проведения длительных кон- тактных исследований лунной поверхности с помощью подвижных исследовательских зондов, управляемых с Земли, — луноходов — вы- полнена в экспедициях «Луна-17» и «Луна-21». Луноход (рис. 2.9) мас- сой -760 кг состоит из герметичного приборного отсека с аппаратурой и самоходного шасси. Приборный отсек, изготовленный из магниевых сплавов, имел форму усеченного конуса. Верхнее днище использует- ся как радиатор-охладитель в системе терморегулирования и закры- вается крышкой. В течение лунного дня крышка открыта, и элементы солнечной батареи, расположенные на ее внутренней стороне, обес- печивают подзарядку аккумуляторов. В период лунной ночи крышка закрывает радиатор и препятствует отводу тепла из отсека. В приборном отсеке размещены системы электропитания, терморегу- лирования, приемники и передатчики радиокомплекса, приборы системы Рис. 2.9 Советский «Луноход-1» [2.7] -167-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> дистанционного управления, электронные блоки научной аппаратуры. Снаружи в передней части расположены: иллюминаторы телевизионных камер; подвижная остронаправленная антенна, служащая для передачи на Землю телевизионных изображений, с электрическим приводом; ма- лонаправленная антенна для приема команд и передачи телеметрии; на- учные приборы. По левому и правому бортам установлены панорамные телефотокамеры, штыревые антенны для приема радиокоманд с Земли. Бортовой радиокомплекс обеспечивал прием команд из Центра управления и передачу информации на Землю. Ряд систем радиоком- плекса используется не только при работе на поверхности Луны, но и на участке перелета с Земли на Луну. Две телевизионные системы лунохода служат для решения самосто- ятельных задач. Система малокадрового ТВ предназначена для переда- чи на Землю изображений местности, необходимых экипажу, управля- ющему с Земли движением лунохода. Вторая ТВ система служит для получения панорамного изображения окружающей местности и съем- ки участков звездного неба, Солнца и Земли с целью астроориентации. Шасси состоит из 8 колес диаметром -510 мм, ширина — 200 мм. Шасси обеспечивает передвижение лунохода вперед (с двумя скоро- стями) и назад, повороты на месте и в движении. Оно состоит из ходо- вой части (упругая подвеска и движитель), блока автоматики, системы безопасности движения. Поворот осуществляется за счет различной частоты вращения колес правого и левого бортов и изменением на- правления их вращения. Управление луноходом осуществляется из Центра дальней косми- ческой связи экипажем в составе командира, водителя, штурмана, опе- ратора, бортинженера. Схема посадки на Луну аналогична соответствующему этапу в эк- спедициях КА для забора образцов лунного грунта. Порядок работы после посадки был следующим: по информации с гироскопических приборов определялись углы наклона посадочной платформы; затем трапы раскрывались и опускались на поверхность Луны; при помощи телефотометров лунохода снимались панорамы поверхности и по ним определялось, по каким трапам проводить сход лунохода с платформы. После этого луноход спускался на поверхность, и начиналось его авто- номное от КА существование [2.6-2.10]. «Луноход-1» был отправлен к Луне 10 ноября 1970 г. в составе АМС «Луна-17», совершившей 17 ноября посадку в Море Дождей. Научная аппаратура «Лунохода-1» обеспечивала: -168-
2.1. Первые исследования Луны космическими аппаратами • изучение топографических и селено-морфологических особенно- стей местности; • определение химического состава и физико-механических свойств грунта; • исследование радиационной обстановки на трассе перелета к Луне, в окололунном пространстве и на поверхности Луны; • изучение рентгеновского космического излучения; • проведение экспериментов по лазерной локации Луны. «Луноход-1» курсировал по поверхности около 300 земных суток (11 лунных), детально обследовал лунную поверхность на площа- ди 80000 м2. С помощью телевизионных систем было получено более 200 панорам и свыше 20000 снимков поверхности. В 25 точках про- веден анализ химического состава грунта. Пройденное расстояние — 10 км 540 м. Прекращение работы было вызвано выработкой ресурсов его изотопного источника энергии. В конце работы он был установлен на практически горизонтальной площадке в такое положение, при ко- тором уголковый отражатель обеспечил многолетнее проведение ла- зерной локации его с Земли [2.6-2.10]. 8 января 1973 г. была запущена «Луна-21», которая прилунилась 15 января в Море Ясности. Выбор района посадки диктовался целесо- образностью получения новых данных из сложной зоны сочленения моря и материка. На поверхность был выведен «Луноход-2» с усовер- шенствованным оборудованием. Усовершенствование конструкции и бортовых систем, а также установка дополнительных приборов и рас- ширение возможностей аппаратуры позволили повысить маневрен- ность и выполнить большой объем научных исследований. Он про- работал около 150 земных (5 лунных) суток, и в условиях сложного рельефа прошел расстояние 37 км [2.4-2.7]. Среди КА третьего поколения были и два специализированных искусственных спутника Луны — КА «Луна-19» и «Луна-22». Первый был запущен 28 сентября 1971 г. и предназначался для проведения кар- тографической съемки Луны. 3 октября КА переведен на окололунную круговую орбиту высотой 140 км, наклонением 40°35', совершив 4000 витков в течение года. Было исследовано гравитационное поле и про- ведены замеры магнитного поля Луны, на Землю были переданы фото- снимки лунной поверхности [2.6-2.10]. «Луна-22» массой 5700 кг стар- товала 29 мая 1974 г., а 2 июня вышла на селеноцентрическую орбиту с параметрами: периселений 219 км, апоселений 222 км, наклонение орбиты к плоскости лунного экватора 19°35’. Были проведены: картог- -169-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> рафическая съемка Луны, топографическая съемка при помощи высото- мера, измерения химического состава при помощи гамма-спектрометра; переданы на Землю изображения лунной поверхности [2.6-2.10]. Исследовательские КА «Эксплорер». Анализируя запуски к Луне беспилотных устройств, следует отметить и запуски нескольких аме- риканских КА «Эксплорер». Большинство аппаратов этой серии выво- дилось на геоцентрические орбиты с целью проведения самых разно- образных исследований (название «Эксплорер» переводится как «Ис- следователь»). Некоторые исследования, связанные, например, с из- учением свойств межпланетных электромагнитных полей, оказалось удобно проводить на селеноцентрических орбитах. Поэтому летом 1967 г. на орбиту вокруг Луны был выведен «Эксплорер-35», создан- ный по программе LIMP (лунная платформа наблюдения межпланет- ного пространства) [2.2], а летом 1973 г. на селеноцентрической орбите начал работу «Эксплорер-49», предназначенный для исследований в области радиоастрономии и оснащенный антеннами, длина которых в развернутом положении составляла 230 м. В ходе исследований Луна служила экраном от техногенных помех, идущих от Земли [2.5]. Исследования Луны автоматическими КА в 90-е годы XX в. и в на- чале XXI в. После 1976 г. наступил длительный перерыв в полетах к нашему естественному спутнику. Лишь в январе 1990 г. ракетой-носи- телем «Мю-3811-5» была запущена японская автоматическая станция «Хитен» со стартовой массой -197 кг. Станция двигалась по сильно вытянутой эллиптической орбите вокруг Земли. Цель полета состоя- ла в отработке методов управления движением с помощью маневров в верхних слоях атмосферы Земли и использованием гравитацион- ных полей небесных тел. Вытянутая орбита обеспечивала регулярные сближения «Хитена» с Луной. Во время одного из таких сближений от основного КА был отделен субспутник «Хамагоро» массой 12 кг, пе- реведенный на селеноцентрическую орбиту. А спустя три года после запуска и основной аппарат «Хитен» также стал спутником Луны. Его полет по селеноцентрической орбите продолжался около двух меся- цев, после чего «Хитен» был сведен с орбиты и упал на лунную повер- хность в районе кратера Фурнерий [2.11]. 25 января 1994 г. с помощью ракеты-носителя «Титан-23С» (кон- версионный вариант межконтинентальной баллистической ракеты «Титан-2») была запущена американская автоматическая станция «Клементина-1». Это изделие любопытно не только тем, что являет- ся первым американским аппаратом, запущенным к Луне после 6о- -170-
2.1. Первые исследования Луны космическими аппаратами лее чем двадцатилетнего перерыва, но и тем, что некоторые научные приборы, установленные на станции, были разработаны в интересах американской так называемой программы Стратегической оборонной инициативы (СОИ). Так, безо всяких нарушений Договора по противо- ракетной обороне (ПРО) в составе «Клементины-1» прошли испыта- ния сверхлегкие датчики, первоначально созданные для обнаружения баллистических ракет. Кроме того, полет станции продемонстрировал конверсионное применение военных технологий. После ряда маневров «Клементина-1» массой -227 кг вышла на полярную селеноцентриче- скую орбиту (высота 401x2952 км, наклонение 89,3°) и выполнила фо- тографирование лунной поверхности, передав на Землю 1,6 млн сним- ков, что позволило составить уточненную карту Луны, включавшую те полярные районы, детальная съемка которых до тех пор не была сделана [2.12]. Следующий запуск состоялся 7 января 1998 г. С помощью ракеты- носителя «Афина-2» к Луне была направлена автоматическая станция «Лунар Проспектор-1» [2.13] стартовой массой 296 кг. В течение полу- тора лет «Лунар Проспектор-1» работал на низкой полярной орбите. Одним из основных полученных результатов стало выявление призна- ков наличия водяного льда в грунте полярных районов [2.14]. Уста- новленный на борту «Лунар Проспектора» нейтронный спектрометр регистрировал нейтроны, возникающие при взаимодействии лунного вещества с космическим излучением. Параметры потока нейтронов свидетельствовали о наличии в грунте водорода, который, вполне ве- роятно, входит в состав льда. С целью получения подтверждения этой гипотезы, по завершении программы полета, 31 июля 1999 г. станция была направлена в заранее выбранный кратер в районе Южного по- люса Луны. Расположение этого кратера таково, что его дно никогда не освещается Солнцем, и поэтому в нем мог присутствовать лед. Паде- ние искусственного метеорита должно было вызвать появление обла- ка выбитого лунного вещества, спектральный анализ которого мог бы подтвердить наличие льда. За падением «Лунар Проспектора» наблю- дало 20 телескопов, включая космический телескоп «Хаббл». Однако итог наблюдений оказался обескураживающим: никакого облака вооб- ще зарегистрировано не было. Вероятно, все лунное вещество, подня- тое взрывом при падении зонда, осело внутри кратера [2.15]. 27 сентября 2003 г. состоялся запуск европейского лунного зонда «SMART-1» [2.16]. SMART — это аббревиатура английской фразы «Ма- лые миссии для перспективных исследований в области технологий». -171-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> КА был оснащен электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) и был запущен ракетой-носителем «Ариан-5» в качестве попутной нагрузки вместе с двумя спутниками связи на так называемую геопере- ходную орбиту с диапазоном высот 656x35844 км и с наклонением 5°. Стартовая масса зонда 367 кг, при этом запас ксенона (рабочего тела ЭРДУ) составлял 82 кг. «SMART-1» оказался первым КА, выполнившим все этапы лунного перелета (за исключением, разумеется, выведения) с помощью двигательной установки малой тяги. Максимальное значе- ние тяги ионного двигателя было равно 70 мН при удельном импульсе 16,7 км/с. Путешествие с геопереходной орбиты на селеноцентрическую орбиту на малой тяге заняло тринадцать с половиной месяцев. Большая продолжительность полета оказалась платой за малый расход рабочего тела (всего 16,5% от стартовой массы). Работа на полярной окололунной орбите продолжалась до 3 сентября 2006 г., когда «SMART-1» был сведен с орбиты и упал в южном полушарии Луны. В ходе реализации этого проекта на Землю было передано 20 тысяч снимков Луны. 14 сентября 2007 г. с помощью ракеты-носителя H-IIA к Луне была за- пущена японская автоматическая межпланетная станция «Кагуя» [2.17]. Это самый крупный КА, направленным к Луне после завершения полетов американских «Аполлонов» и советских «Лун» третьего поколения. Стар- товая масса японской станции, предназначенной для выхода на полярную селеноцентрическую орбиту, составляла -3000 кг. В ее состав входили два отделяемых субспутника, обозначаемые как Relay и VRAD (другие назва- ния — Rstar и Vstar) массой 53 кг каждый. В программу работ на селе- ноцентрической орбите включены исследования минерального состава, изучение состояния окололунной среды, уточнение параметров гравита- ционного поля Луны, в том числе при помощи наблюдения за движением отделившихся субспутников. Изображения Луны и Земли передавались на Землю в формате телевидения высокой четкости. 24 октября 2007 г. к Луне была запущена первая китайская автома- тическая станция «Чанъэ-1» [2.18] стартовой массой 2350 кг. Для за- пуска использовалась ракета-носитель CZ-3A («Великий поход-ЗА»). Среди научных приборов на станции были установлены лазерный вы- сотомер, а также система мониторинга космической среды. В 2008 г. к странам, исследующим Луну космическими средствами, присоединилась Индия. 22 октября стартовала ракета-носитель ин- дийского производства PSLV-C11 с первым индийским лунным зондом «Чандраяан-1» [2.19] стартовой массой 1380 кг. Подобно другим лунным зондам, запущенным в текущем десятилетии, «Чандраяан-1» предназна- -172-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну чался для работы на полярной окололунной орбите. Он несет комплект приборов, разработанных как в самой Индии, так и в других странах — в Болгарии, Великобритании, Германии, США и Швеции. В результате исследований, проведенных индийской станцией, должны быть состав- лены трехмерный атлас лунной поверхности и детальные карты, ото- бражающие минеральный состав лунной поверхности. После того, как «Чандраяан-1» стал искусственным спутником Луны, от него был отде- лен ударный зонд, сброшенный в район Южного полюса Луны. 2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну Первые экспедиции на Луну американских астронавтов. После за- пуска 4 октября 1957 г. Советским Союзом первого искусственного спутника Земли, в декабре 1957 г. Агентство баллистических снарядов Армии США предложило проект тяжелой ракеты-носителя (PH), пре- восходящей по ряду характеристик советскую Р-7 [2.20]. Это предло- жение основывалось на материалах, подготовленных группой Вернера фон Брауна, работавшего в то время в Редстоунском арсенале Армии США в Хантсвилле. Позиции фон Брауна еще более укрепились, ког- да 1 февраля 1958 г. с помощью разработанной под его руководством ракеты состоялся успешный запуск первого американского спутника. Летом 1958 г. группа фон Брауна получила контракт от Министерства обороны США на проектирование новой мощной PH. Первоначаль- но этот проект носил название «Юнона-5» или «Юпитер-5», поскольку в его основу были положены результаты, достигнутые при создании баллистической ракеты «Юпитер». Однако, для обеспечения амери- канского превосходства в космосе требовалась качественно иная PH, и этот факт отразился в том, что новому детищу команды фон Брауна было присвоено обозначение «Сатурн». В 1958 г. фирма «Рокетдайн» получила заказ на создание ракетного двигателя Н-1 (Эйч-1), работающего на керосине и жидком кислороде, впоследствии устанавливаемом на первых ступенях PH «Сатурн-1» и «Сатурн-1 Б». Этот двигатель отличался сравнительной простотой кон- струкции для достижения высокой надежности. В дальнейшем анало- гичный подход был реализован при проектировании двигателей F-1 (ке- росин и жидкий кислород) и J-2 (жидкий водород и жидкий кислород), использованных для осуществления пилотируемых лунных экспедиций. В середине 1960 г. были обнародованы предложения о создании не- скольких вариантов трехместного космического корабля (КК) [2.2]: -173-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> «Аполлон-А» для орбитальных полетов, «Аполлон-В» для облета Луны, «Аполлон-С» для высадки на Луну [2.21]. Сначала этот проект не нашел поддержки у президента США Д. Эйзенхауэра. Однако после успешного полета первого в мире советского космонавта Юрия Гагарина 12 апре- ля 1961 г., оказавшегося сильным ударом по американским амбициям, работам по проекту «Аполлон» была предоставлена «зеленая улица» и 25 мая 1961 г. новый президент США Д.Ф. Кеннеди обратился к Кон- грессу с посланием «О неотложных национальных потребностях», в ко- тором говорилось, что «страна должна поставить перед собой цель до окончания текущего десятилетия высадить человека на Луне и благопо- лучно вернуть его на Землю. Ни один космический проект в этот период не будет более важным в плане долгосрочного освоения космоса». К этому времени НАСА еще не определилось со схемой полета к Луне и с компоновкой ракетно-космической системы. В «прямом» варианте [2.22] огромная ракета должна была стартовать с Земли и выводить на трассу полета к Луне КК «Аполлон-С» массой 68 т. При подлете к Луне этот корабль, имеющий двухступенчатую компо- новку, должен был развернуться «хвостом вперед», включением дви- гателей нижней ступени погасить скорость и опуститься на опоры посадочного устройства. После того, как астронавты исследуют район посадки и вернутся в свой модуль, верхняя ступень должна стартовать с Луны и лечь на обратный курс. Командный модуль с астронавтами затормозился бы в атмосфере Земли, выпустил парашюты и сел в океан. Подобный полет по «прямой» схеме требовал создания сверхмощ- ной PH для выведения всего комплекса на околоземную орбиту. Па- раметры такой PH выходили за пределы возможностей семейства PH «Сатурн» и ей было присвоено наименование «Нова». В 1959 г. НАСА оценивало стартовую массу «Новы» в -4500 т, а более тщательные оценки дали -6000 т., причем сроки создания этой гигантской PH ото- двигались за 1970 г., что было для США неприемлемо. При переходе к двухпусковой схеме в рамках варианта «Аполлон- С» следовало с помощью двух PH типа «Сатурн С-5» (взлетной масса каждой -3000 т.) запустить на опорную околоземную орбиту по от- дельности пилотируемый корабль и разгонный блок (РБ), состыковать их, а затем уходить на отлетную траекторию к Луне. Однако в НАСА Дж. Хуболт настойчиво продвигал идею, впервые предложенную рус- ским ученым Ю.Кондратюком еще в 1916 г. о том, что на Луну нужно садиться в небольшом посадочном модуле, оставив на орбите вокруг Луны главный корабль с командным модулем и ракетной ступенью -174-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну для полета к Земле. Реализация этой идеи позволяла существенно сэкономить доставляемую к Луне массу. После продолжительных споров противников и сторонни- ков полета по предложенной схе- ме, 11 июля 1962 г. было принято решение лететь с расстыковкой и стыковкой на орбите Луны. Вы- бор такого сценария полета позво- лял уменьшить затраты времени и денег на отработку. Вся лунная экспедиция могла быть реализова- на посредством одного пуска PH «Сатурн-5» (рис. 2.10). Корабль «Аполлон», предназ- наченный для достижения Луны по однопусковой схеме, состоял из основного блока и лунной кабины (рис. 2.11) и лунного модуля (рис. 2.12) [2.2, 2.6]. В свою очередь, ос- новной блок или командно-слу- жебный модуль, разделялся на от- сек экипажа и двигательный отсек, а лунная кабина — на посадочную и взлетную ступени. Численность экипажа составляла 3 человека. Масса отсека экипажа, являвшего- ся спускаемым аппаратом для воз- вращения на Землю посредством приводнения, составляла -5,56 т (данные относятся к кораблю «Аполлон-11»). Полностью заправ- ленный топливом служебный от- сек имел массу -23,3 т. В этом отсе- ке устанавливался маршевый ЖРД тягой до 9,94 тс, предназначавший- ся для коррекции траектории по- лета к Луне, вывода «Аполлона» на Рис. 2.10. PH «Сатурн-5». 1 - ДУ САС; 2 - командный модуль СМ корабля «Аполлон»; 3 - переходник; 4 - ступень S-2 с двигателями RL-10; 5 - ступень S-4B с двигателем J-2; 6 - ступень S-2C с двигателями J-2; 7 - ступень S-1C с двигателями F-1; 8-двигатели F-1; 9 - хвостовые стабилизаторы -175-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Рис. 2.11. Пилотируемый космический корабль «Аполлон» [2.22]. 1 - штырь стыковочного узла; 2 - теплозащитный аэродинамический обтекатель, закрывающий командный модуль при запуске; 3 - кабина астронавтов; 4 - блок четырех двигателей ориентации SM; 5 - баки с топливом для маршевого ЖРД; 6 - сопло маршевого двигателя; 7 - донный теплозащитный экран; 8 - остронаправленная антенна диапазона S; 9 - радиатор СТР; 10 - бачки с жидким кислородом и водородом для топливных элементов Лунный модуль [2.22]. 1 - люк стыковочного узла отсека экипажа СМ и лунного корабля LM; 2 - две антенны метрового диапазона; 3 - баллоны со сжатым кислородом; 4 - терморегулирующая панель; 5, 15 - блоки микро-ЖРД системы ориентации; 6 - баки с компонентами топлива микро-ЖРД системы ориентации; 7 - сферический бак горючего ЖРД взлетной ступени; 8 - посадочная опора; 9 - щуп отключения ЖРД посадочной ступени; 10 - баки с компонентами топлива ЖРД посадочной ступени; 11 - блоки аппаратуры в грузовом отсеке посадочной ступени; 12 - ЖРД посадочной ступени с регулируемой тягой; 13 - трап для схода астронавта на поверхность Луны; 14 - площадка с поручнями для схода на трап; 16 - посадочные иллюминаторы; 17 - система жизнеобеспечения; 18 - пульт управления LM; 19 - антенна радиолокатора сближения; 20 - остронаправленная антенна связи дециметрового диапазона -176-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну селеноцентрическую орбиту, перевода корабля на траекторию полета к Земле и для проведения коррекции этой траектории. Лунный модуль корабля «Аполлон» обеспечивал перелет двух человек (командира и пилота лунного модуля) с селеноцентрической орбиты на поверхность Луны, пребывание астронавтов на Луне в течение трех суток, возвра- щение на селеноцентрическую орбиту и стыковку с основным блоком, на борту которого оставался третий член экипажа — пилот командно- го модуля. Масса лунного модуля составляла ~15 т. В его составе было две ступени, имевшие отдельные двигательные установки — посадоч- ную и взлетную. ЖРД посадочной ступени развивал максимальную тягу до 4,49 тс, а ЖРД взлетной ступени — 1,59 тс. Посадочная ступень оставалась на Луне, являясь стартовым устройством для взлетной сту- пени. На командно-служебном и на лунном модулях также устанавли- вались блоки вспомогательных управляющих ЖРД. Суммарная стар- товая масса КК «Аполлон» составляла -44 т. В качестве основных источников электрической энергии на основ- ном блоке использовались водородно-кислородные топливные элемен- ты, сгруппированные в три батареи, каждая по 1,42 кВт с максимальной мощностью одной батареи 2,2 кВт. В результате химических реакций, протекавших в топливных элементах, образовывалась вода, пригодная для питья астронавтами. Электропитание лунного модуля осуществля- лось с помощью серебряно-цинковых аккумуляторных батарей. Газовая среда в отсеках «Аполлона» значительно отличалась от обыч- ной земной атмосферы и в полете состояла практически из чистого ки- слорода под давлением 0,35-0,39 атмосфер. Однако при наземных испыта- ниях, при старте и на участке выведения газовая среда в кабине состояла из 60% кислорода и 40% азота с целью уменьшения опасности пожара. Первоначально на всех этапах планировалось использовать кислородную атмосферу, однако 27 января 1967 г. во время наземных испытаний в ка- бине «Аполлона-1», заполненной чистым кислородом, произошел пожар, и погиб экипаж этого корабля — Вирджил Гриссом, Эдвард Уайт и Роджер Чаффи. После случившейся трагедии было принято решение заполнять кабину чистым кислородом уже после выхода на орбиту. Старт лунной экспедиции на корабле «Аполлон» осуществлялся с космодрома на мысе Канаверал с помощью трехступенчатой ракеты- носителя «Сатурн-5». Деление ступеней — поперечное. Первая сту- пень, S-IC, оснащена пятью ЖРД F-1, каждый из которых, работая на керосине и жидком кислороде, развивал тягу на уровне моря -690 тс, а в пустоте -793 тс. На второй ступени S-II установлены пять кислород- -177-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> но-водородных ЖРД J-2, развивающих в пустоте тягу -104 тс каждый. На третьей ступени S-IV устанавливался один ЖРД J-2. Далее, между третьей ступенью и основным блоком корабля «Аполлон», находился переходник, в котором на начальных этапах полета размещался лун- ный модуль. Над отсеком экипажа, на ферме, монтировалась двига- тельная установка системы аварийного спасения. Стартовая масса «Сатурн-5» с космическим кораблем «Аполлон» составляла -2950 т. После отделения первой и второй ступеней и ча- стичной выработки топлива третьей ступенью корабль с третьей сту- пенью суммарной массой -130 т. выходил на околоземную орбиту вы- сотой -185 км. В течение двух витков проводились проверки основных систем, после чего снова запускалась третья ступень, обеспечивающая переход на отлетную траекторию, затем следовала операция перестро- ения. Основной блок, управляемый пилотом командного модуля, от- делялся от третьей ступени, разворачивался на 180° и стыковался к лунному модулю. Таким образом обеспечивалась возможность пере- хода астронавтов в лунный модуль по герметичному туннелю. Далее следовало отделение корабля от третьей ступени и выполнение манев- ра увода. Спустя -76 часов после старта с Земли «Аполлон» с помощью мар- шевого двигателя основного блока переходил на селеноцентрическую орбиту — вначале эллиптическую 310x110 км, а затем — близкую к кру- говой высотой -110 км. После расстыковки модулей лунный модуль пе- реводился на траекторию посадки с высотой периселения -15 км [2.23]. В периселении выполнялось основное торможение, после чего следо- вало прилунение. После завершения работ на Луне взлетная ступень доставляла ко- мандира экипажа и пилота лунного модуля на борт основного блока. Обратный перелет с селеноцентрической орбиты к Земле завершался отделением отсека экипажа от служебного отсека за -20 мин. до вхо- да в атмосферу. При движении в атмосфере отсек экипажа обладал аэродинамическим качеством, максимальное значение которого со- ставляло -0,45. Отработка элементов системы «Сатурн» — «Аполлон» осуществля- лась поэтапно. Летные испытания отдельных элементов «Аполлона» при полетах по баллистической траектории и на околоземной орби- те проводились с помощью ракет-носителей «Сатурн-1» (первый пуск 25 октября 1961 г.) и «Сатурн-1Б» (первый пуск 26 февраля 1966 г.). 9 ноября 1967 г. состоялся первый запуск PH «Сатурн-5», в котором -178-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну беспилотный корабль, получивший обозначение «Аполлон-4», вышел на околоземную орбиту с апогеем -18100 км. С помощью включения двигателя на нисходящей ветви орбиты корабль разогнался до скоро- сти 11,1 км/с, впервые войдя в атмосферу со второй космической ско- ростью. Следует отметить, что ряд операций в космосе, в частности, стыковка, были отработаны во время пилотируемых полетов космиче- ских кораблей семейства «Джемини» [2.6]. Первый пилотируемый полет по программе «Аполлон» начался 11 октября 1968 г., когда PH «Сатурн-1 Б» вывела на околоземную орби- ту основной блок корабля массой -18,8 т [2.23]. «Аполлон-7» пилоти- ровал экипаж: Уолтер Ширра, Донн Эйзел и Уолтер Каннингэм. После отделения от PH корабль сближался со второй ступенью «Сатурна-1 Б», имитируя подход к лунному модулю. Астронавты вернулись на Землю 22 октября, проведя в полете почти 11 суток. Основной результат око- лоземного полета «Аполлона-7» заключался в том, что бортовые систе- мы основного блока оказались пригодными для полета к Луне. НАСА, обеспокоенное запусками советских кораблей «Зонд» по лун- ной программе Л1 («Зонд-4» — 02.03.68, «Зонд-5» — 15.09.68, «Зонд-6» — 10.11.68), приняло решение направить следующий пилотируемый «Аполлон» в орбитальный полет вокруг Луны. В переходнике между ос- новным блоком корабля и третьей ступенью «Сатурна-5» был установ- лен макет лунной кабины массой -9,0 т [2.22]. «Аполлон-8» стартовал 21 декабря 1968 г. с экипажем: командир — Фрэнк Борман, пилот коман- дного модуля — Джеймс Ловелл, пилот лунного модуля — Уильям Ан- дерс. Эти трое были людьми, которые впервые покинули околоземную орбиту и отправились к другому небесному телу. Спустя 69 часов после старта с Земли астронавты включили маршевый двигатель и перевели корабль на селеноцентрическую орбиту с параметрами: апоселений — 312 км, периселений — 111 км, наклонение к плоскости лунного эквато- ра — 12°. Спустя два оборота орбиту снизили, сделав ее почти круговой: 111x113 км. Экипаж «Аполлона-8» отрабатывал методику навигации при полете в окололунном пространстве и фотографировал Луну. После 10 оборотов вокруг Луны корабль перешел на траекторию возвращения к Земле. Впервые пилотируемый корабль входил в атмосферу со второй космической скоростью, и отсек экипажа 27 декабря приводнился в Ти- хом океане в 2,6 км от расчетной точки. 3 марта 1969 г. стартовал «Аполлон-9», который пилотировал экипаж: командир — Джеймс МакДивитт, пилот командного моду- ля — Дэвид Скотт, пилот лунного модуля — Рассел Швейкарт. Про- -179-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> грамма этой космической экспедиции предусматривала полет только по околоземной орбите. Для запуска использовалась PH «Сатурн-5», поскольку впервые одновременно вместе с основным блоком был вы- веден лунный модуль. Его следовало для начала испытать в ближнем космосе, отработав ряд основных операций лунной экспедиции, за исключением, разумеется, посадки на Луну. В течение 10 суток полета был выполнен выход в открытый космос с целью испытания лунного скафандра, а затем модули разделились, выйдя на различные орбиты. Максимальное удаление модулей друг от друга составило 182 км. По- лет «Аполлона-9» был успешно завершен 13 марта 1969 г., приводнение состоялось в Атлантическом океане. Генеральной репетицией первой высадки людей на поверхность Луны стал полет «Аполлона-10», запущенного 18 мая 1969 г. с экипажем в со- ставе командира Томаса Стаффорда, пилота командного модуля Джона Янга и пилота лунного модуля Юджина Сернана. Спустя почти 76 часов после старта корабль вышел на начальную эллиптическую орбиту во- круг Луны, которая спустя 4 часа была заменена на близкую к круговой. В начале пятых суток полета лунный модуль «Снуппи», пилотируемый Стаффордом и Сернаном, отстыковался от основного блока «Чарли Бра- ун», на борту которого оставался Янг. Космические аппараты летели ря- дом 35 минут, а затем разошлись по разным орбитам. Лунный модуль перешел на орбиту высотой 15,7x112,8 км и его экипаж провел испы- тания посадочного локатора. Оказалось, что такая селеноцентрическая орбита подвержена сильным возмущениям из-за аномалий гравитаци- онного поля Луны. Эти аномалии недостаточно точно учитывались при- менявшимися на тот момент моделями лунного гравитационного поля. Незадолго до разделения ступеней началось вращение лунного модуля, причем после разделения вращения взлетной ступени усилилось. При- чиной такой ситуации стало, по-видимому, ошибочное переключение экипажем режимов аварийной навигационной системы. Стаффорд су- мел выйти из этой ситуации, и спустя 8 часов 10 минут после разделения «Чарли Браун» и «Снуппи» состыковались. Всего полет по окололунным орбитам продолжался 61,5 часа. Отсек экипажа «Аполлона-10» привод- нился в Тихом океане 26 мая 1969 г. Были проведены фотосъемки с близ- кого расстояния предполагаемых мест посадки первой пилотируемой экспедиции в Море Спокойствия. Первая пилотируемая экспедиция на поверхность Луны началась 16 июля 1969 г. в 13 час. 32 мин. по Гринвичу запуском космическо- го корабля «Аполлон-11» с экипажем (рис. 2.13): командир корабля — -180-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну Нейл Армстронг, пилот командного модуля — Майкл Коллинз, пилот лунного модуля — Эдвин Олдрин. Перелет к Луне и выход на селено- центрическую орбиту осуществлялись практически аналогично тому, как это было при предыдущих полетах. 20 июля Армстронг и Олдрин перешли на борт лунного модуля «Орел», а Коллинз оставался на бор- Рис. 2.13. Старт «Аполлона-11» (фото НАСА) [2.5] -181-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> ту основного блока, который назывался «Колумбия». Спустя, пример- но, полтора часа после расстыковки был выполнен маневр понижения периселения, который был достигнут еще через 57 минут. «Орел» от- деляло от лунной поверхности 14,4 км и примерно 12 минут полета, в течение которых требовалось осуществить все операции по прилуне- нию. Подробное описание этих операций приведено в работах [2.22, 2.25]. Здесь лишь отметим, что на протяжении этого достаточно не- большого промежутка времени экипаж должен был отработать три режима ориентации модуля относительно лунной поверхности. При этом возник сбой бортового компьютера, к счастью, не повлекший се- рьезных последствий. Последние 75 м спуска были названы «кривой мертвеца», поскольку в случае отказа двигателя посадочной ступени у астронавтов не хватило бы времени на отделение взлетной ступе- ни и запуск ее двигателя. Тем не менее, эти метры были благополучно пройдены, и 20 июля 1969 г. в 20 часов 17 минут 40 секунд по Гринви- чу первый пилотируемый корабль совершил мягкую посадку на Луну. Успеху этого беспримерного предприятия немало способствовало то обстоятельство, что астронавты хорошо знали основные ориентиры на лунной поверхности. Район посадки был тщательно изучен как с помощью автоматических лунных станций, так и во время предшест- вующих орбитальных полетов пилотируемых кораблей. После полета по фотоснимкам, привезенным астронавтами, были уточнены коорди- наты точки посадки: 0°4Г15”с. ш. и 23°26' в. д. 21 июля в 2 час. 57 мин. по Гринвичу Армстронг первым из людей ступил на поверхность Луны, быстро собрав ~1 кг образцов лунного грунта на случай аварийного возвращения в лунный корабль. Олдрин вышел на поверхность Луны в 3 час. 14 мин. по Гринвичу. Астронавты перенесли телекамеру на 20 м от точки посадки, установили государственный флаг США, по радио доложили Президенту США о благополучной посадке на Луну; развер- нули рулон алюминиевой фольги и, установили его на шесте вблизи корабля для регистрации частиц инертных газов в солнечном ветре; на расстоянии 20 м установили лазерный отражатель, а на расстоянии 25 м — пассивный сейсмометр, после чего собрали ~28 кг образцов лунного грунта. Время пребывания Армстронга вне корабля на повер- хности Луны составило 2 часа 13 минут, а Олдрина — 1 час 46 минут (рис. 2.14). Затем, в течение более 12 часов астронавты оставались на Луне вну- три «Орла», проводили сеансы связи с Землей, а потом отдыхали. Старт на селеноцентрическую орбиту состоялся спустя 21 час 40 минут после -182-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну Рис. 2.14. Американский астронавт Э. Олдрин на поверхности Луны (фото НАСА) [2.5] посадки. После стыковки с основным блоком Армстронг и Олдрин пе- решли на борт «Колумбии», командный отсек которой приводнился в Тихом океане 24 июля 1969 г. Из опасения, что астронавты могут за- нести на Землю гипотетические болезнетворные микробы с Луны, им пришлось пройти карантин в специальном герметичном фургоне. 14 ноября 1969 г. был запущен «Аполлон-12», старт состоялся в до- ждливую погоду, и в течение первой минуты полета, с интервалом менее 16 с, в PH «Сатурн-5» попали две молнии. В результате отключились то- пливные элементы в служебном отсеке базового блока «Янки Клипер», в кабине экипажа погас свет, а также отказала гироплатформа управления полетом ракеты. Тем не менее, аварийного прекращения полета не по- следовало. В корабле оставались исправными аккумуляторы, и несмотря на отказ гироплатформы, продолжала работать система управления PH. Вскоре после отделения первой ступени PH экипаж смог заново включить топливные элементы и 19 ноября лунный модуль «Интрепид» совершил мягкую посадку в Океане Бурь. В —180 м восточнее места посадки «Апол- лона-12» находилась АЛС «Сервейер-3», отправленная на Луну в апреле 1967 г. Астронавты Ч. Конрад и А. Бин отправились к этой станции, отре- зали кусок кабеля, сняли кусок стеклянной облицовки, и телевизионную -183-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> камеру и взяли эти предметы на корабль. За время выходов было пешком пройдено -2 км. Возвращение «Аполлона-12» на Землю состоялось 24 но- ября 1969 г., кабина с астронавтами приводнилась в Тихом океане. Запуск «Аполлона-13» был осуществлен 11 апреля 1970 г. в 19 час. 13 мин. по Гринвичу. Когда шли третьи сутки полета, в служеб- ном отсеке основного блока «Одиссей» взорвался бак с кислородом для топливных элементов, поэтому высадка на Луну была отменена. Дж. Ловеллу, Дж. Свайгерту и Ф. Хейзу пришлось провести в лунном модуле «Аквариус» («Водолей»). Тем не менее, благодаря самоотвер- женной работе астронавтов на борту «Аполлона-13» и многих специа- листов на Земле, катастрофы удалось избежать. Приводнение кабины с астронавтами состоялось 17 апреля 1970 г. в Тихом океане. Невыполненная задача экипажа «Аполлона-13» по высадке в рай- оне кратера Фра Мауро перешла к экипажу «Аполлона-14», запущен- ного 31 января 1971 г. 5 февраля лунный модуль «Антарес», пилотиру- емый А. Шепардом и Э. Митчеллом, совершил посадку на площадке с уклоном 8°. Для транспортировки научных приборов и других грузов по лунной поверхности астронавты могли использовать двухколесную тележку. Однако из-за пересеченной местности в районе посадки тя- жести, в основном, приходилось нести на руках. Командный отсек с астронавтами приводнился в Тихом океане 9 февраля 1971 г. Это была последняя лунная экспедиция, участников которой подвергали после- полетному карантину. Последующие три экспедиции характеризовались существен- ным расширением программы выполняемых научных исследований. Астронавты могли ездить по Луне на луноходах (роверах). Луноходы были оснащены телевизионной камерой, кинокамерой, антеннами для связи с Землей, навигационной системой, указывающей скорость, курс, дальность до лунного корабля, пройденное расстояние. По завершении работ на Луне, незадолго до перехода на траекторию полета к Земле, от основного блока отделялся малый спутник массой -35 кг. На спутнике были установлены магнитометр и детектор косми- ческого излучения. Наблюдения за эволюциями орбит этих спутников способствовали уточнению аномалий гравитационного поля Луны. Стартовая масса «Аполлонов», используемых в таких экспедициях, воз- росла до -47 т, при этом начальная масса лунного модуля составляла -16,5 т. Для осуществления запуска этих кораблей была уменьшена вы- сота опорной околоземной орбиты, изменен азимут пуска, а также про- ведены мероприятия по снижению остатков топлива в баках PH [2.22]. -184-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну Рис. 2.15. Д. Скотт управляет ровером на поверхности Луны (фото НАСА) [2.5] Рис. 2.16. Профессиональный геолог X. Шмитт работает на Луне (фото НАСА) [2.5] -185-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> «Аполлон-15» был запущен 26 июля 1971 г. При всех выходах астро- навтов на поверхность Луны использовался луноход. Максималь- ное удаление Д. Скотта и Дж. Ирвина от лунного модуля составило -5 км (рис. 2.15). На этапе перелета к Земле пилот командного модуля А. Уорден совершил выход в открытый космос. Приводнение в Тихом океане произошло 7 августа 1971 г. Запуск «Аполлона-16» состоялся 16 апреля 1972 г. Посадка на Луну состоялась в районе кратера Декарт в точке на высоте 7830 м. над по- верхностью сферической Луны радиуса 1738 км. Астронавты Дж. Янг и Ч. Дьюк совершили три выхода на поверхность Луны с использо- ванием лунохода, скорость которого при спуске со склона достигала 17 км/ч. «Аполлон-17», запущенный 7 декабря 1972 г., оказался последним кораблем, летавших к Луне. Особо отметим, что только в завершающем полете по лунной программе в состав экипажа удалось ввести профес- сионального геолога, кем являлся X. Шмит (рис. 2.16). Посадка лунного модуля состоялась в районе Тавр — Литров. Район был выбран как наиболее интересный для проведения селенологических исследований, в ходе которых астронавты пробурили скважины глубиной до 3 м и собрали 113 кг образцов лунных пород. В ходе осуществления программы «Аполлон» на поверхности бли- жайшего к Земле небесного тела успешно работали двенадцать человек в составе шести экипажей. Основные итоги лунных экспедиций приве- дены в табл. 2.1. В распоряжении ученых оказалось -400 кг лунного ве- щества, доставленного этими экипажами. Полеты «Аполлонов» стали одним из наиболее выдающихся достижений человеческой цивилиза- ции. Однако достижение Луны оказалось очень затратным меропри- ятием даже для самой богатой страны мира. Поэтому, решив главную политическую задачу — добившись приоритета в высадке человека на Луну, США на несколько последующих десятилетий отказались от пи- лотируемых лунных экспедиций. Советские планы освоения Луны с использованием сверхтяжелых ракет-носителей. Исследования возможности пилотируемых полетов к Луне проводились в ОКБ-1 С.П. Королева практически с начала кос- мической эры [2.22, 2.24]. В Постановлении Правительства от 23 июня 1960 г. «О создании мощных ракет-носителей, спутников, космических кораблей и освоении космического пространства в 1960-1967 годах» [2.24] намечалось создание тяжелых PH со стартовой массой до 2000 т для освоения космического пространства, включая осуществление по- -186-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну Таблица 2.1. Основные результаты пилотируемых лунных экспедиций Космический корабль (наименования основ- ного блока/лунного модуля) и его экипаж: командир, пилот коман- дного модуля, пилот лунного модуля Дата посадки на Луну Район и селенографиче- ские координаты места посадки Длитель- ность пребы- вания на Луне, ч Масса достав- ленных на Землю образцов лунного грунта, кг «Аполлон-11» (« Колумбия »/« Орел »); Нейл Армстронг, Майкл Коллинз, Эдвин «Базз» Олдрин 20.07.1969 Море Спокойствия: 0°41,15" с.ш., 23°26‘ в.д 21,7 24,9 «Аполлон-12» («Янки Клипер»/«Интрепид») Чарлз «Пит» Конрад, Ричард Гордон, Алан Бин. 19.11.1969 Океан Бурь: 3,036° ю.ш., 23,416° з.д. 31,5 36,0 «Аполлон-14» («Китти Хок»/«Антарес») Алан Шепард, Стюарт Рус, Эдгар Митчелл 5.02.1971 Кратер Фра Мауро: 3°40'27" ю.ш., 17°27'58" з.д 33,5 43,0 «Аполлон-15» («Индевор»/«Фолкон») Дэвид Скотт, Альфред Уорден, Джеймс Ирвин 31.07.1971 Хэдли- Апеннины: 26°04'54" с.ш., 3°39'30" в.д 66,9 77,0 «Аполлон-16» («Каспер»/«Орион») Джон Янг, Томас Мэт- тингли, Чарлз Дьюк. 21.04.1972 Кратер Декарт: 9°00'01" ю.ш., 15°30'59" в.д 71,0 97,5 «Аполлон-17» («Амери- ка»/ «Челленджер») Юджин Сернан, Ро- нальд Эванс, Харрисон Шмитт. 12.12.1972 Долина, распо- ложенная южнее гор Тавр и крате- ра Литтров: ЗО^Э^Г с.ш., 30°45'25,9" в.д 75,0 113,0 -187-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Рис. 2.17. Космический комплекс «Союз» [2.22]: 1- приборно-агрегатный отсек корабля 7К; 2 - спускаемый аппарат корабля 7К; 3 - бытовой отсек корабля 7К; 4 - разгонный блок 9К; 5 - навесной отсек стыковки разгонного блока 9К; 6 - корабль-танкер 11К с компонентами топлива для заправки разгонного блока летов со второй космической ско- ростью, то есть полетов к Луне и ближайшим планетам Солнечной системы, а также для решения ряда оборонных задач. Предусматрива- лось два этапа: создание к 1963 г. новой PH (Н 1) с двигателями на химических источниках энергии, обеспечивающего выведение на орбиту полезного груза массой до 40-50 т, а на отлетную траекторию (при второй космической скоро- сти) — до 10-20 т; и к 1967 г. на базе ракеты-носителя Н 1 более совер- шенного носителя (Н II), обеспечи- вающего выведение на орбиту по- лезного груза массой до 60-80 т и на отлетную траекторию — 20-40 т за счет использования на второй и следующих ступенях вновь разра- батываемых ядерно-ракетных дви- гателей (ЯРД), двигателей на новых химических источниках энергии, электроракетных двигателей ма- лой тяги. В ОКБ-1 рассматривалась так- же возможность использования и уже разработанных ракет семейст- ва Р-7 для выведения на околозем- ную орбиту отдельных элементов пилотируемого ракетно-космиче- ского комплекса (РКК), предназна- ченного для облета Луны. К 1962 г. определился облик космического комплекса «Союз» [2.22]. Он дол- жен был состоять из двухместного пилотируемого корабля 7К, раз- гонного блока 9К, а также танке- ров-заправщиков ПК (рис. 2.17). -188-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну По принятой схеме первым на околоземную орбиту выводился разгон- ный блок, после чего последовательно должны были стартовать четыре танкера, несущие высококипящие компоненты топлива — два с горю- чим и два с окислителем. Их автоматическая стыковка с разгонным бло- ком 9К должна была осуществляться в активном режиме. После заправ- ки разгонный блок стыковался с пилотируемым кораблем 7К и обеспе- чивал его перевод с околоземной орбиты на траекторию облета Луны. Для выполнения облетной лунной экспедиции на системе «Союз» требовалось запустить шесть PH типа Р 7 и осуществить пять стыко- вок на околоземной орбите. Тем не менее, преодоление этих трудно- стей поначалу считалось вполне оправданным, так как создание ра- кет-носителей сверхтяжелого класса было более сложной и затратной задачей, чем представлялось вначале. Пилотируемый корабль 7К был самой сложной частью ракетного комплекса, и его надо было разраба- тывать в первую очередь [2.25]. Результаты этих разработок воплоти- лись в космический корабль «Союз», различные модификации которо- го обеспечили реализацию отечественных пилотируемых программ на протяжении многих десятилетий. Что касается космического ракетного комплекса «7К — 9К — ПК» в целом, то темпы работ над ним в 1964 г. существенно замедлились. Стало ясно, что отработка автоматической стыковки и заправки по- требует больших затрат времени и средств. К этому времени помимо ОКБ-1 к работам в области ракетно-космической техники подключи- лось ОКБ-52 В.Н.Челомея, которому Постановлением Правительства от 16 апреля 1962 г. поручалось разработать тяжелую универсальную ракету УР-500 («Протон»), которая, при оснащении дополнительной третьей ступенью, позволяла облететь Луну по однопусковой схеме. Постановлением Правительства от 3 августа 1964 г. «О работах по исследованию Луны и космического пространства» [2.24] были опреде- лены две основные задачи в исследовании космического пространства на ближайшие годы: облет Луны на пилотируемом космическом кора- бле, выводимом форсированной PH УР-500, и осуществление высадки на поверхности Луны экспедиции, доставляемой с помощью ракеты- носителя Н 1. Головным исполнителем по PH, космическому кораблю и комплексу облета Луны назначалось ОКБ-52, а по Н 1, космическо- му кораблю и комплексу высадки лунной экспедиции — Королевское ОКБ-1. Пилотируемый облет Луны планировалось осуществить не позднее первой половины 1967 г., а высадка космонавтов на Луну должна была состояться в 1968 г. -189-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Спустя год после принятия Постановления о пилотируемых поле- тах к Луне новым Постановлением Правительства ответственность за разработку облетного пилотируемого корабля перешла от ОКБ-52 к ОКБ-1. Поводом для применения этого постановления, как отмечается в книге [2.3], стали итоги всесторонней оценки состояния разработок в ОКБ-52 и в ОКБ-1, проведенной осенью 1965 г. с участием предста- вителей ракетно-космической отрасли и правительства страны. Было установлено, что ОКБ-52 не может в установленный срок обеспечить решение вопросов, связанных с созданием и отработкой ракеты-но- сителя, разгонного блока и пилотируемого корабля для облета Луны. Что касается ОКБ-1, то оно к тому времени сумело добиться опреде- ленных успехов в части разработки пилотируемого корабля типа 7К и разгонного блока Д, входящих в состав комплекса высадки лунной экспедиции в целом. Облетный комплекс, разработанный в соответствии с этим Поста- новлением, получил обозначение Л1 (рис. 2.18). Он включал в себя пи- лотируемый корабль 7К-Л1 и разгонный блок Д. Проект корабля 7К-Л1 создавался на основе орбитального корабля «Союз». Из-за массовых ог- раничений с облетного корабля были сняты некоторые системы, без ко- Рис. 2.18. Корабль 7К-Л1 с разгонным блоком Д [2.22] 1 - опорный конус, сбрасываемый перед стартом к Луне; 2 - кресла космонавтов с ложементами; 3 - переходный отсек; 4 - приборный отсек; 5 - агрегатный отсек с корректирующей двигательной установкой; 6 - переходная ферма; 7 - сферический бак с окислителем; 8 - торовый бак с горючим; 9 - двигательная установка разгонного блока; 10 - блок обеспечения запуска; 11 - переходная межбаковая ферма; 12 - хвостовая юбка корабля; 13 - приборно-агрегатный отсек корабля; 14 - панель солнечных батарей (сложена); 15 - спускаемый аппарат -190-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну торых можно было обойтись при решении поставленной задачи. Так, у 7К-Л1 отсутствовали бытовой отсек и дублирующий сближающе-коррек- тирующий ЖРД, панели солнечных батарей имели меньшее по сравнению с «Союзом» число секций, отсутствовала запасная парашютная система. Экипаж 7К-Л1 должен был состоять из двух человек, выполняв- ших полет без скафандров. Масса Л1 на околоземной орбите высотой 205 км составляла 19,04 т [2.3]. Так как это значение превышало гру- зоподъемность трехступенчатой PH УР-500К «Протон», довыведение Л1 на опорную орбиту осуществлялось с помощью первого включения разгонного блока Д, а во время второго включения блок Д разгонял 7К- Л1 массой около 5,2 т на траекторию полета к Луне. Программа облета Луны должна была быть осуществлена с помо- щью комплекса УР-500К — Л1. Основные положения по этому ком- плексу С.П. Королев и В.Н. Челомей утвердили 13 декабря 1966 г. До запуска человека к Луне было запланировано несколько полетов кора- бля Л1 в беспилотном варианте. Первый пуск по программе Л1, состоявшемся 10 марта 1967 г., с макетным экземпляром корабля 7К-Л1 («Космос-146»), был неудач- ным. Успешный запуск состоялся 2 марта 1968 г. Запущенный корабль получил обозначение «Зонд-4» (предыдущие три аппарата «Зонд» были автоматическими межпланетными станциями, созданными в ОКБ-1, не предназначавшимися для возвращения на Землю). «Зонд-4» был выведен на вытянутую орбиту, имитирующую облет Луны, с высотой апогея около 330000 км. Однако, из-за сбоя в системе управления спуск «Зонд-4» в атмосфере проходил по баллистической траектории, исклю- чающей посадку спускаемого аппарата на территории СССР. 15 сентя- бря 1968 г. был успешно запущен «Зонд-5», выполнивший облет Луны и 21 сентября его спускаемый аппарат приводнился в акватории Индийско- го океана, где был взят на борт советского судна. Это был первый успеш- ный полет к Луне с возвращением на Землю. На борту «Зонда-5» нахо- дились черепахи, хорошо перенесшие космическое путешествие. В ходе полета было проведено фотографирование Земли с расстояния 85000 км. Следующий пуск по программе Л1 состоялся 10 ноября 1968 г. «Зонд-6» облетел Луну, сфотографировав ее с расстояния 8000 и 2600 км [2.3]. Спускаемый аппарат этого корабля впервые совершил управляемый спуск и приземлился на территории космодрома Байко- нур в 16 км от стартового комплекса. Отработка кораблей Л1 продолжалась, однако в декабре 1968 г. со- стоялся успешный полет американского корабля «Аполлон-8», доста- -191-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Рис. 2.19. Фотографии Земли [2.3]: а - выполненная на борту станции «Зонд-7>>; б - выполненная на борту станции «Зонд-7» над горизонтом Луны вившего экипаж из трех астронавтов на орбиту искусственного спут- ника Луны. Политический смысл полетов кораблей Л1 был потерян. После «Зонда-6» состоялись три беспилотных запуска, из них два успешных. С борта корабля «Зонт-7» была сделана серия успешных снимков Земли с расстояния орбиты Луны (рис. 2.19). 20 октября 1970 г. был запущен последний из кораблей типа Л1 — «Зонд-8». Он обогнул Луну на расстоянии 1200 км и благополучно приводнился в Индийском океане. Следует лишь отметить, что при полете «Зонда-8» была отработана так называемая «северная» траектория с посадкой в Южном полуша- рии, в акватории Индийского океана, которая выполнялась в интересах программы пилотируемых полетов лунных кораблей ЛЗ. После этого пуска программа была закрыта, так как на комплекс УР-500К-Л1 было выдано отрицательное заключение из-за низкой надежности. В то же время, как с научной, так и с политической точек зре- ния гораздо более предпочтительным представлялось завоевание приоритета не в облете Луны, а в высадке космонавтов на ее повер- хность. Американцы, развивая программу «Аполлон», не стали раз- рабатывать легкие облетные космические корабли, а сосредоточили свои усилия на создании лунного экспедиционного комплекса, вы- водимого в космос одним запуском сверхтяжелой PH «Сатурн-5». Поэтому, еще до принятия правительственного постановления от -192-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну 3 августа 1964 г., в ОКБ-1 нача- лись работы по пересмотру про- екта PH Н 1 с целью увеличения грузоподъемности до уровня, по- зволяющего осуществить лунную пилотируемую экспедицию по однопусковой схеме. Также была поставлена задача предельно воз- можно сократить массу лунного экспедиционного комплекса и его элементов. В результате был разработан про- ект ракетно-космического комплек- са Н 1 — ЛЗ, состоящего из ракеты- носителя Н 1 и выводимой на опор- ную околоземную орбиту системы ЛЗ. Компоновочная схема РКК «Н 1 — ЛЗ» приведена на рис. 2.20. Трехступенчатая PH Н 1 име- ла поперечное деление ступеней с ЖРД, разработанных в куйбы- шевском ОКБ-276 Н.Д. Кузнецова. Все ступени заправлялись углево- дородным горючим и переохла- жденным жидким кислородом. Следует отметить, что эти дви- гатели, выполненные по замкнутой схеме, обладали более высокими удельными характеристиками, чем устанавливаемые на американской ракете-носителе «Сатурн-5» [2.20]. В полете контроль состояния двига- телей должен был осуществляться с помощью специальной системы, которая, при выходе определенных параметров за допустимые пределы, должна была отключить аварийный двигатель, а также отключить дви- гатель, симметричный аварийному. Рис. 2.20. Ракетно-космический комплекс Н1-ЛЗ [2.22]. 1 - двигательная установка системы аварийного спасения; 2 - ЛОК; 3 - уводимая часть головного обтекателя; 4 - ЛК; 5 - корректирующе-тормозной блок Д; 6 - разгонный блок Г; 7 - основная часть головного обтекателя; 8 - третья ступень PH - блок В; 9 - вторая ступень PH - блок Б; 10 - решетчатый межступенчатый переходник; 11 - первая ступень - блок А; 12 - решетчатые стабилизаторы первой ступени; 13 - двигательная установка первой ступени -193-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Ракета Н 1, как предполагалось, должна была выполнять полет при от- казе четырех двигателей первой ступени, двух двигателей второй сту- пени, одного двигателя третьей ступени. Ниже приведены характери- стики ракеты-носителя Н 1 (изделие № 7Л), запуск которой с системой ЛЗ был произведен 22 ноября 1972 г. Количество ракетных ступеней PH 3 Стартовая масса, т 2820 Масса ПГ, выводимого на ОИСЗ (200 км), т 90 Топливо на всех ступенях переохлажденный жидкий кислород + керосин Маршевые двигатели 1 ступени ЖРД, НК-23, 30 шт. Суммарная тяга двигателей 1 ступени, тс 4615 Удельный импульс тяги двигателя 1 ступени, с 219 Маршевые двигатели II ступени ЖРД, НК-43, 8 шт. Тяга ДУ II ступени в пустоте, тс 8x180 Маршевые двигатели III ступени (с высотным соплом) ЖРД, НК-31,4 шт. Тяга ДУ III ступени в пустоте, тс 4x41 Габаритные размеры, м: длина ракеты с головной частью 105,3 диаметр первой ступени 16,0 поперечный размер с раскрытыми решетчатыми стабилизаторами 22,5 Система ЛЗ включала в свой состав ракетные блоки Г и Д, лунный орбитальный корабль и лунный посадочный корабль. Основные характеристики орбитального корабля следующие: Экипаж, чел. 2 Максимальное время полета, сут. 13 Масса корабля на орбите ИСЛ, кг 9850 Масса корабля при старте к Земле, кг 7530 Масса спускаемого аппарата, кг 2804 Габаритные размеры, мм: длина 10060 максимальный диаметр 2930 Основные характеристики посадочного корабля следующие: Экипаж, чел 1 Максимальное время на поверхности Луны, час. 24 Масса ЛК перед спуском на Луну, кг 5560 Масса блока Е, кг 2950 Взлетная масса ЛК, кг 3800 Габаритные размеры, мм: высота 5200 размер опор ЛПУ 5400 -194-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну Компоновочные схемы орбитального и посадочного кораблей при- ведены на рис. 2.21 и рис. 2.22. Рис. 2.21. Лунный орбитальный корабль [2.22]. 1 - стыковочный узел; 2 - отсек двигателей ориентации и причаливания; 3 - бытовой отсек; 4 - спускаемый аппарат; 5 - узел крепления манипулятора; 6 - двигатели причаливания и ориентации; 7 - радиатор системы терморегулирования; 8 - баки электрохимического генератора; 9 - двигатели ориентации; 11 - агрегаты электрохимического генератора; 12 - приборный отсек; 13 - выходной люк; 14 - поручни; 15 - блистер Рис. 2.22. Лунный посадочный корабль [2.22]. 1 - стыковочный узел; 2 - датчик прицеливания; 3 - юстировочные датчики; 4 - приборный отсек; 5 - телекамера; 6 - выходной люк; 7 - всенаправленная антенна; 8 - источники питания; 9 — опорная стойка с амортизатором; 10 - трап; 11 - ракетный двигатель твердого топлива прижатия; 12 - лунный посадочный агрегат; 13 - двигательная установка блока Е; 14 - остронаправленная антенна (2 шт.); 15 - вогнутость для иллюминаторов; 16 - иллюминатор наблюдения за стыковкой; 17 - антенны системы сближения; 18 - блок двигателей ориентации -195-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Расчетная стартовая масса системы на опорной орбите — 91,7 т. Лунная экспедиция на комплексе Н 1 — ЛЗ должна была длиться 11-12 суток и состоять из следующих этапов [2.26]: 1. Выведение системы ЛЗ с экипажем из двух человек на околозем- ную орбиту. 2. Перевод системы ЛЗ на траекторию полета к Луне с помощью блока Г, отделение блока Г после выработки топлива. 3. Доразгон системы до заданной скорости. Проведение коррекций траектории и переход на окололунную орбиту. Все указанные опера- ции выполняются с помощью блока Д. Время перелета к Луне состав- ляет 3,5 суток, время полета по окололунной орбите — до 4 суток. 4. Перевод системы ЛЗ с круговой на эллиптическую окололунную орбиту. 5. Переход одного космонавта из орбитального в посадочный ко- рабль через открытый космос. В качестве шлюза используется бытовой отсек орбитального корабля. 6. Расстыковка орбитального корабля и лунной посадочной систе- мы — связки посадочного корабля и блока Д. Торможение лунной по- садочной системы с помощью блока Д. 7. Отделение и увод в сторону блока Д. 8. Дополнительное торможение посадочного корабля, спуск, манев- рирование с целью выбора точки посадки и посадка. Операции выпол- няются с помощью ракетного блока лунного корабля, обозначаемого как блок Е. 9. Пребывание космонавта на Луне длительностью от 6 до 24 часов, выполнение программы исследований. 10. Взлет посадочного корабля с поверхности Луны с помощью бло- ка Е, выход на орбиту и стыковка с орбитальным кораблем. 11. Переход космонавта из посадочного корабля в орбитальный че- рез открытый космос. 12. Отстрел бытового отсека с пристыкованным посадочным кораблем (шлюз больше не нужен). Орбитальный корабль переводится на траекто- рию полета к Земле с помощью собственного ракетного блока — блока И. 13. Проведение коррекции траектории. 14. Разделение отсеков орбитального корабля перед входом в атмосферу. 15. Вход спускаемого аппарата в атмосферу со второй космической скоростью, осуществление управляемого спуска и посадка на террито- рии СССР. -196-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну Используемые на первых этапах полета ракетные блоки Г и Д, как и блоки PH Н 1, заправлялись углеводородным горючим и жидким ки- слородом. В ракетных блоках Е (посадочный корабль) и И (орбиталь- ный корабль) использовались высококипящие компоненты топлива. От старта с Земли вплоть до выхода на селеноцентрическую орбиту (высота периселения — 16 км) система ЛЗ должна была находиться в «компактном» состоянии — посадочный корабль размещался в цилин- дрическом переходнике между орбитальным кораблем и блоком Д [2.25]. Перестроения отсеков, как это было на корабле «Аполлон», не предусма- тривалось. В целях экономии массы было решено не делать герметич- ный туннель между орбитальным и посадочным кораблями, поэтому пилот посадочного корабля дол- жен был переходить в него и воз- вращаться обратно в орбитальный через открытый космос. Во время этих операций второй член экипа- жа, также одетый в скафандр, дол- жен был находиться в разгермети- зированном бытовом отсеке и мог, в случае необходимости, прийти на помощь товарищу. Для высадки на поверхность Луны предназначался скафандр «Кречет-94» (рис. 2.23), а для пилота посадочного корабля — скафандр «Орлан». Лунный орбитальный корабль разрабатывался в ОКБ-1 с учетом задела, полученного в ходе работ над комплексом «Союз». Поэтому его внешняя компоновка напомина- ла корабль 7К, хотя это, разумеет- ся, был другой корабль. Стартовая масса орбитального корабля долж- на была составлять 9850 кг (масса Рис. 2.23. Лунный скафандр «Кречет-94>> [2.22] первых кораблей «Союз», совер- шавших полеты по околоземной орбите, составляла около 6500 кг). -197-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Орбитальный корабль включал в свой состав бытовой отсек, спускае- мый аппарат сегментально-конической формы, приборно-агрегатный отсек, ракетный блок И, энергоотсек. Снаружи бытового отсека распо- лагался стыковочный узел, а также двигатели ориентации комплекса с емкостями топлива. Также двигатели ориентации располагались сна- ружи приборно-агрегатного отсека и энергоотсека. Экипаж корабля, находясь в спускаемом аппарате орбитального ко- рабля, как при старте с Земли, так и при спуске на Землю, должен был одеваться в обычные полетные костюмы. Скафандры «Кречет-94» и «Орлан» предназначались для вне корабельной деятельности, они хра- нились в специальных стойках в бытовом отсеке. Источниками электроэнергии для орбитального корабля должны были служить электрохимические генераторы (топливные элементы), ра- ботающие на водороде и кислороде. В этом заключалось одно из отличий этого корабля от корабля «Союз», оснащенного солнечными батареями. Посадочный корабль перед посадкой на Луну должен был иметь массу 5560 кг, а при взлете с Луны — 3800 кг. Он состоял из лунного по- садочного аппарата и лунного взлетного аппарата. В свою очередь, по- садочный аппарат состоял из четырехопорного посадочного устрой- ства и ферменной конструкции (корсета), внутри которого находил- ся блок Е. Взлетный аппарат состоял из кабины, приборного отсека, отсека двигателей ориентации. В кабине, имевшей сложную форму, составленную из сферических сегментов, размещался пилот посадоч- ного корабля, одетый в скафандр «Кречет-94». В верхней части кабины находились иллюминатор и широкоугольный визир, в левом борту ка- бины был прорезан открывающийся внутрь овальный люк для выхода на поверхность Луны. В кабине поддерживалась кислородно-азотная атмосфера с давлением 560 мм рт. ст., тем самым позволяя космонав- ту открывать гермошлем скафандра для приема воды и пищи. Из-за экономии массы и внутреннего объема кресло отсутствовало, а пилот фиксировался стоя перед приборной доской и пультом управления. Ракетный блок Е, включавший в свой состав основной и резервный ЖРД с тягой 2050 кгс каждый, предназначался для гашения скорости с высоты 1-3 км, горизонтального маневрирования в диапазоне не- скольких сот метров при посадке, а также для осуществления старта и выхода взлетного аппарат на окололунную орбиту. Полеты кораблей ЛЗ не состоялись. Было проведено четыре запуска ракеты Н 1, все они оказались аварийными, все аварии происходили на участке работы первой ступени. -198-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну Первый пуск Н 1 был произведен 21 февраля 1969 г. В первые се- кунды полета из-за ошибки в работе системы управления отключил- ся двигатель №12 и симметричный ему двигатель №24. Дальнейший подъем происходил при 28 работающих двигателях. На 55-й секунде полета в хвостовом отсеке ракеты возник пожар. Во время второго за- пуска, 3 июля 1969 г., через 0,4 секунды после старта взорвался двига- тель № 8, и начался пожар в хвостовом отсеке. Третий запуск состоялся 27 июня 1971 г. Все двигатели блока А работали нормально, однако практически сразу ракета начала вращаться по крену. Через 50,1 се- кунды после старта полет был аварийно прекращен. Параллельно с испытаниями Н 1 проводились испытания лунно- го посадочного корабля на орбите Земли. Было осуществлено три успешных испытательных полета корабля в варианте Т2К (рис. 2.24): 24 ноября 1970 г. («Космос-379»), 26 февраля 1971 г. («Космос-398») и 12 августа 1971 г. («Космос-434»). На этом испытания, подтвердившие высокую надежность лунного посадочного корабля, завершились. 23 ноября 1972 г. состоялся четвертый пуск PH Н 1 №7Л. На раке- те установили штатные орбитальный и посадочный корабли. Лунный комплекс должен был выполнить полную программу полета с посад- Рис. 2.24. Запуск космического аппарата Т2К на орбиту ИСЗ -199-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> кой на Луну, взлетом и стыковкой в беспилотном режиме. Но на 107 се- кунде полета ракета взорвалась. К началу 1974 г. была собрана ракета Н 1 № 8Л, на которой были установлены модернизированные двигатели НК-15. Пуск планиро- вался на август 1974 г. Предполагалось этим пуском выполнить всю программу с посадкой на Луну в беспилотном варианте. Однако в мае 1974 г. работы по программе Н 1 — ЛЗ были прекращены. В начале 1972 г. в Центральном конструкторском бюро эксперимен- тального машиностроения (ЦКБЭМ) (бывшее ОКБ-1) был разработан проект более совершенной лунной программы Н 1 — ЛЗМ. В этой про- грамме предполагалось форсировать ракету-носитель — повысить до 100 т грузоподъемность Н 1 за счет замены керосина на синтин (ци- клин) и создать новый корабль для экспедиции на Луну по двухпуско- вой схеме, в которой тормозной блок и лунный корабль запускаются на околоземную орбиту при отдельных пусках PH, а затем индивиду- ально, с помощью собственных ракетных блоков, выводятся на траек- торию полета к Луне. Их стыковка производится на окололунной ор- бите. В случае невозможности стыковки лунный корабль с помощью собственного двигателя стартует с окололунной орбиты к Земле. При успешном осуществлении стыковки тормозной блок используется для схода корабля с окололунной орбиты и гашения большей части скоро- сти. Мягкая посадка на Луну обеспечивается с помощью двигательной установки и посадочных опор корабля. Взлет с Луны и возвращение на Землю предполагались по прямой схеме. Разгонный блок проекта Н 1 — ЛЗМ должен был стать первой совет- ской высокоэнергетической ступенью. На нем предполагалось устано- вить четыре кислородно-водородных двигателя, разработку которых поручили ОКБ А.Исаева. Первый советский криогенный двигатель, построенный по замкнутой схеме, получился очень экономичным и надежным. Он превосходил аналогичный американский двигатель, разработанный фирмой «Pratt & Whitney» для верхней ступени ракеты «Atlas-Centaur». В дальнейшем этот двигатель был усовершенствован, став конкурентоспособным на мировом рынке [2.2]. Одновременно под руководством В.П. Бармина в Конструкторском бюро общего машиностроения (КБОМ) шла разработка проекта об- итаемой долговременной лунной базы [2.2]. Была создана полномас- штабная модель станции, решены многие технические проблемы, в том числе защита от радиации. Были разработаны проекты транспор- тных средств для обеспечения выполнения научной программы. -200-
2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну В мае 1969 г. в ЦКБЭМ был выпущен аванпроект по Н 1М, в котором рас- сматривалось широкомасштабное изучение Луны с использованием новой PH со стартовой массой 4250 т и массой выводимого полезного груза 150 т. Ракета коренным образом отличалась от варианта Н 1. В качестве разгонного блока использовались кислородно-водородные блоки, водород использовал- ся и на 3 ступени. Уровень затрат на создание этой ракеты был сопоставим с расходами по теме Н 1 - ЛЗ, но далее аванпроекта эта тема не продвинулась. В 1974 г на базе ЦКБЭМ было создано НПО «Энергия», директо- ром и генеральным конструктором которого был назначен академик В.П. Глушко. Работы по Н 1 — ЛЗ были остановлены. К этому времени на Луне уже побывали 12 американских астро- навтов и руководство СССР потеряло интерес к лунной программе, финансирование которой практически прекратилось. Были также пре- кращены работы по долговременной лунной базе. Став руководителем НПО «Энергия», В.П. Глушко в 1974 г. предложил комплексную ракетно-космическую программу, одним из пунктов которой было исследование Луны. Вместо Н 1 было предложено целое семейство ракетных летательных аппаратов (РЛА), причем самый тяжелый из них, РЛА-150 «Вулкан», должен был вывести на орбиту полезный груз массой -230 т [2.3]. В конце 1974 г. были разработаны технические предложения по лунному экспедиционному комплексу «Звезда», основу которого составлял лунный экспедиционный корабль, доставляемый на Луну и обратно на Зем- лю по прямой схеме. Масса корабля на окололунной орбите составляла 60 т, масса в момент посадки на поверхность Луны — 37 т, а масса при старте с Луны — 22 т. Экспедиционный корабль состоял из посадочной ступени, взлетной ступени и отсека управления с размещенным в нем спускаемым аппаратом аналогично программе Н 1 - ЛЗ. Экипаж корабля — 3 человека. Старт с околоземной орбиты и торможение с выходом на окололун- ную орбиту должен был производиться с помощью кислородно-водо- родного блока «Везувий». Для схода с орбиты и посадки на Луну ис- пользовалась посадочная ступень. Взлетная ступень обеспечивала старт с Луны и выведение на траекторию полета к Земле. В состав экспеди- ционного комплекса кроме корабля входили два жилых лабораторных модуля на 3 человека каждый, луноход с герметичной кабиной, ядерная энергетическая установка и транспортный корабль для доставки расхо- дуемых материалов. Смена экипажа производилась один раз в год. Однако этот проект был сочтен неактуальным для текущего момен- та времени, так как на первое место по приоритетности были постав- лены работы по космической транспортной системе «Энергия-Буран». -201-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> В сложившейся ситуации в НПО «Энергия» был разработан новый проект, основывавшийся на использовании универсальной сверхтя- желой ракеты-носителя «Энергия» [2.3]. Проект предусматривал ре- ализацию двухпусковой схемы со стыковкой лунного орбитального и лунного посадочного кораблей на орбите около Луны. Орбитальный корабль, имевший на окололунной орбите массу ~28 т, со- стоял из приборно-агрегатного отсека с двигательной установкой и спуска- емого аппарата, размещенного внутри отсека управления. Экипаж — до 5 человек. Продолжительность полета на окололунной орбите 30 суток. Лунный посадочный корабль массой ~29 т (в момент посадки — 14,5 т) обеспечивал продолжительность пребывания на Луне от 5 до 12 суток. Первым к Луне выводится посадочный корабль, а за ним — орбитальный. После их стыковки трое из пяти космонавтов переходят в посадочный корабль и совершают посадку на поверхность Луны. По- сле проведения исследований космонавты во взлетной ступени стар- туют с Луны и стыкуются с орбитальным кораблем, после чего взлет- ная ступень отбрасывается, а орбитальный корабль стартует к Земле. Предполагалось, в случае перехода от ракеты-носителя «Энергия» к более мощной типа «Вулкан», на базе орбитального корабля создать лунную орбитальную станцию, а на базе посадочного — лабораторно- жилой модуль как первый этап строительства лунной базы. Работы по лунной программе сначала откладывались до ввода в эксплуатацию многоразового космического корабля «Буран». А после пуска PH «Энергия» с многоразовым «Бураном» 15 ноября 1988 г. про- грамма «Буран» практически прекратила существование. После завершения американской программы «Аполлон» советский лунный проект в любых его вариантах потерял свою привлекатель- ность для руководства страны. Программа освоения Луны была пере- ориентирована на беспилотные полеты с постепенным уменьшением числа запусков автоматических аппаратов и последовательным свора- чиванием всей программы под предлогом того, что Луна полностью изучена и интереса для науки более не представляет. 2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций Более 50 лет прошло с того момента, как советский космический аппарат «Луна-2» 14 сентября 1959 г. достиг поверхности Луны и бо- лее 40 лет после того, как 20 июля 1969 г. американский астронавт Нейл Армстронг впервые вступил на ее поверхность. -202-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций Не вызывает сомнений громадное научное и техническое значение результатов исследования Луны автоматическими космическими аппа- ратами и пилотируемой программы «Аполлон». Многие из них приве- ли к перевороту в наших представлениях о природе Луны, Солнечной системы в целом, о процессах, происходивших в глубокой древности и происходящих сейчас в окружающем нас космическом пространстве, а также о возможностях современной науки и техники. Однако после первых ярких открытий в исследовании Луны совет- скими и американскими автоматическими КА и экспедиций амери- канских астронавтов по программе «Аполлон» последовал довольно длительный период скептического отношения к целесообразности широких исследований Луны космическими средствами. Причин та- кого поворота событий было несколько. Задуманная как символ американского превосходства в космиче- ских исследованиях, программа «Аполлон» была важнейшей состав- ной частью космической гонки и борьбы приоритетов. Когда же ру- ководство Советского Союза, убедившись в нереальности победы, от- казалась от борьбы на условиях, заданных американцами, и при этом официально объявила об якобы изначальном отсутствии интереса к полету человека на Луну, пропагандистский аспект программы в из- вестной степени утратил остроту. Может, и не прямым образом, но, по-видимому, это обстоятельство также сыграло свою роль в последу- ющем охлаждении общественного интереса к лунным исследованиям. Как впоследствии признавали американские специалисты, сущест- венным недостатком программы «Аполлон» была ее запланированная завершенность. Программа имела в качестве основной цели высад- ку первыми на Луну человека, и решение этой задачи естественным образом ставило точку в развитии данного направления космических исследований. Иными словами, в самом проекте не закладывались основы последующих шагов, не было внутренних предпосылок для его естественного развития на новом, более сложном уровне. Новая фаза или, как называют ее современные исследователи этой проблемы, «лунный ренессанс», началась в 80-х годах прошлого столетия и привлекла к идее освоения Луны и создания обитаемой лунной базы внимание многих специалистов в различных областях науки и техники. Появились многочисленные научно-технические разработки и исследования, новые идеи и предложения, в обсужде- нии которых участвуют уже сотни ведущих ученых и специалистов из разных стран. -203-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Освоение луны как один из важнейших этапов индустриализации космоса. За более чем 50 лет исследования космоса сделано много на- учных открытий, созданы новые технологии и технические средства, произошла коммерцилизация околоземного космоса с созданием кос- мических телекоммуникационных систем, обслуживающих и объеди- няющих народы и страны мира. Космос превратился в производствен- ную силу. В стоящей на повестке дня программе индустриализации космоса, предполагающей его преобразование с целью превращения в новую среду обитания и производственной деятельности людей вне Земли в интересах решения проблем Человечества и освоения Солнечной си- стемы как части Вселенной, Луна должна стать составной частью ин- фраструктуры земной цивилизации. Заслуга в создании научно-обоснованной программы индустриа- лизации космоса, предполагавшей его преобразование с целью прев- ращения в новую среду обитания и производственной деятельности людей вне Земли принадлежит К.Э. Циолковскому, который в своих трудах предлагал использовать Луну в качестве сырьевой базы и со- ставной части инфраструктуры земной цивилизации. Главный конструктор ОКБ-1 С.П. Королев в публикациях начала 60-х годов предполагал использовать Луну и окололунное пространство в системе инфраструктуры земной космической технологии, наметил эта- пы изучения Луны, которые своим продолжением предполагали началь- ные стадии освоения и использования лунных ресурсов. Он предлагал использовать те нетронутые и еще неизвестные ресурсы этого наиболее близкого к нам небесного тела для науки и народного хозяйства. В качестве первого уровня подобной инфраструктуры он предла- гал создать орбитальные запасные базы-спутники для отладки, ремон- та, заправки как автоматических, так и, в особенности, пилотируемых космических аппаратов, причем, базы-спутники должны обладать всем необходимым для аварийного спасения космических кораблей (воздух, влага и питание, энергетика, связь, медикаменты, аппаратура для создания искусственной тяжести и др.). Вторым уровнем космической технологической инфраструктуры С.П. Королев называл Луну и долговременные крупные спутники- станции на окололунной орбите, предназначенные для обслуживания межпланетных космических комплексов. При этом на Луне должны быть созданы лунная база и функционировать развитое производст- во для снабжения кораблей многими необходимыми материальными -204-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций средствами, в том числе питанием, средствами жизнеобеспечения, ядерным топливом, рабочим телом двигателей и т.п. Луна может и должна стать форпостом в программе освоения Сол- нечной системы. Лунные ресурсы. Луна неизбежно станет потенциальным источни- ком внеземных природных ресурсов. Современная стадия развития человечества сопровождается рядом неблагоприятных антропогенных воздействий на земную среду. В первую очередь это касается истоще- ния материальных и энергетических запасов. При определенных усло- виях увеличение производства энергии и добычи полезных ископае- мых наносит непоправимый вред среде обитания вплоть до ее полного уничтожения. С учетом этих глобальных процессов неизбежно воз- никнет потребность в добыче и переработки лунных ресурсов. Рассмотрим цели и задачи исследования и освоения Луны с точки зрения использования лунных ресурсов на современном уровне раз- вития космонавтики. Ресурсы, пригодные для использования на Луне. Естественным источ- ником энергии на Лунной поверхности является солнечное излучение, максимум которого приходится на видимую часть спектра, поэтому для собирания и усиления солнечного света можно успешно исполь- зовать оптические зеркала — концентраторы, отражатели различного типа и др. Для преобразования солнечной энергии можно использо- вать солнечные батареи, которые возможно в больших количествах производить на Луне из лунных ресурсов. Преобразованная солнечная энергия может стать основой энергетических и силовых установок на Луне и в окололунном пространстве. Минералообразующие лунные породы находятся в окисленном со- стоянии, поэтому важным компонентом лунных природных ресурсов является кислород, извлекаемый из лунных пород. Другими газами, необходимыми для осуществления определенных технологических процессов, могут быть имплантированные летучие солнечного ветра (водород и др.). Еще во второй половине прошлого века, когда разрабатывались первые проекты обитаемой лунной базы, были предложены техноло- гии получения наиболее распространенных на Луне металлов, таких как железо и титан, извлекаемых из лунных пород. Примерно в этот же период были разработаны оригинальные технологии использова- ния тонкой фракции реголита как материала для производства цемен- та без применения воды. Основной принцип подобных технологий -205-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> основывался на свойстве прочного слипания частиц грунта в условиях высокого лунного вакуума. Анализ частиц и обломков лунного реголита показал, что многие из них покрыты коркой расплавленного стекла. Это свойство поверх- ностного материала показывает, что при высоких температурах можно использовать лунные силикатные породы для производства стекла, а кремний, извлекаемый из силикатных пород, может быть использован для изготовления панелей солнечных батарей. Много споров ведется о возможности использования лунного изотопа гелия-3 в качестве перспективного топлива для термоядерных реакторов. Несмотря на недоверие скептиков, часть физиков-ядерщиков уверена в том, что лунный гелий-3 может стать основой энергетики будущего. Ресурсы для использования в пространстве «Земля — Луна». Пере- чень природных ресурсов, пригодных для использования в космиче- ских конструкциях, обслуживающих решение различных задач в пре- делах пространства между Землей и Луной, практически повторяет перечень, приведенный выше. Отличительной особенностью в этом случае является применение систем передачи или дополнительных транспортных систем. Солнечная энергия, полученная на лунной по- верхности, требует дополнительных устройств и систем для передачи ее на борт межпланетной станции или космического аппарата. Кисло- род и водород могут использоваться как компоненты ракетного топли- ва для обеспечения местных транспортных систем. Железо и титан, из- влекаемые из лунных пород, и кремний, извлекаемый из лунных сили- катов, могут послужить для изготовления солнечных энергетических установок, размещаемых на орбитах в пространстве «Земля — Луна». Ресурсы, пригодные для использования на Земле. Область, связанная с использованием лунных ресурсов непосредственно на Земле, в на- стоящее время вызывает наибольшие споры. Поскольку здесь вста- ет вопрос об экономичной транспортной системе, которая могла бы обеспечить значительный грузопоток при минимальных затратах и без невосполнимого ущерба земной окружающей среде. Существует несколько проектов, в которых Луна используется как источник энергии (прежде всего — солнечной) с последующей переда- чей на Землю с использованием СВЧ или лазерных устройств. Упомянутая выше проблема гелия-3, как основы энергетики будущего, тоже рассматривается неоднозначно. Часть сторонников использования этого энергетического ресурса предполагают использовать добычу его на Луне с последующей транспортировкой на Землю. Другая точка зрения -206-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций сводится к изложенной выше — утилизация ядерного топлива на лунной поверхности с последующей передачей на Землю уже «готовой» энергии. Проблема использования лунных природных ресурсов и создание пер- воначальной структуры лунной индустрии остается актуальной задачей, привлекающей внимание как ученых, так и специалистов в области ра- кетно-космической техники, политиков различных стран и даже крупных корпораций, прежде всего сырьевого и энергетического направлений. Материально-производственный потенциал Луны в преодолении экологических кризисов Земли. Использование материально-производ- ственного потенциала Луны в преодолении кризисов наземной энер- гетики станет одной из практических целей освоения Луны, причем в относительно недалеком будущем, в связи с глобальной экологиче- ской проблемой, ожидающей человечество в ближайшем будущем. Эта проблема заключается в заметном изменении климатических условий на Земле за относительно короткий исторический промежуток време- ни. Сохранение темпа изменения климата, связанного с аномальны- ми повышениями температуры приземного слоя атмосферы, может уже в ближайшие десятилетия привести к необратимым негативным кризисным процессам в Природе. Повышение температуры вызывает таяние ледников и вечной мерзлоты, повышение уровня океана, изме- нение гидрологического цикла с увеличением угрозы наводнений и за- сух, возрастание скорости ветра в ураганах и их разрушительной силы, уменьшение ареала суши, изменение ландшафтов, нарушение условий обитания человека, животных и растительных организмов, условий природопользования и т.д. Наблюдающиеся аномальные изменения климата климатологи связывают с антропогенными воздействиями на природу, представляющими угрозу для Человечества и экосистем. Рост численности населения планеты и стремление к улучшению ка- чества жизни приводит к росту потребления энергии, основная часть которой (более 80%) пока производится за счет сжигания углеводо- родного топлива (угля, нефти, газа), являющегося невозобновляемым источником энергии. Рост мировой энергетики отрицательно вли- яет на климатические процессы по двум негативным направлениям. Первое заключается в постоянно увеличивающихся выбросах в ат- мосферу парниковых газов и аэрозолей, второе связано с постоянным ростом сбрасываемого тепла в атмосферу Земли, которое также приво- дит к повышению ее температуры. Сжигая запасы угля и нефти, накопившиеся за сотни миллионов лет, человек с громадной быстротой восстанавливает химический со- -207-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> став древней атмосферы. Большая скорость изменения климатических условий на обширных территориях ставит под угрозу существование многих видов диких животных и растений в результате разрушения соответствующих экологических систем, как на суше, так и в океане. Это приведет к тяжелым экономическим последствиям из-за необхо- димости громадных капиталовложений для перестройки всех видов хозяйственной деятельности, зависящих от климата. Поиск выхода из прогнозируемой негативной ситуации, связанной с резким потеплением климата, показывает многоплановость взаимос- вязанных проблем, лежащих в области экологии и энергетики. Альтернативой современной мировой энергетической системы явля- ется повышение процента использования возобновляемых источников энергии (Солнце, ветер, реки, приливы и др.) и атомной энергетики, не выбрасывающей парниковые газы, при активном поиске и внедрении энергосберегающих технологий. Возобновляемые источники энергии являются экологически чистыми в части выбросов парниковых газов и тепла. Однако по целому ряду причин (большие капитальные затра- ты, локальное влияние на местные климатические условия, отчуждение больших площадей, приводящее к сокращению пахотных земель, паст- бищ, лесов, изменение естественных условий обитания многих видов животных и растений и др.) возобновляемые источники энергии смогут восполнить лишь часть требуемой энергетики, по некоторым оценкам не более 20% потребностей в энергии к концу XXI в. Атомная энергетика, под которой подразумеваются не только атом- ные электростанции, но и атомные станции теплоснабжения, а также атомно-водородная энергетика, позволит перевести транспорт и многие производства на экологически чистое водородное топливо. Но развитие атомной энергетики (а затем и термоядерной на основе реакции дейте- рий-тритий) сдерживается ее существенным недостатком: производст- вом радиоактивных отходов. Кроме того, КПД даже термоядерных элек- тростанций вряд ли превысит 50%, поскольку для получения электро- энергии в них будет использоваться тепловой цикл. Поэтому переход мировой энергетики на атомные и термоядерные электростанции также приведет к рассеиванию в атмосфере большого количества тепла. Поскольку производство энергии является самым «энергоемким» про- цессом, приводящим к наибольшему рассеиванию тепла в атмосфере, то первым логичным шагом на пути предотвращения глобальной эко- логической катастрофы может стать перенос генерации энергии за пре- делы атмосферы Земли, то есть в космос. Размещение электростанций -208-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций в космосе позволит существенно снизить тепловую нагрузку на Землю, так как на ее поверхность из космоса будет доставляться высокопотен- циальная энергия — электромагнитное излучение, превращаемое затем на Земле в электроэнергию. При этом целесообразно создавать солнеч- ные электростанции непосредственно на Луне и из лунных ресурсов, а энергию с Луны на Землю передавать посредством лазерного или СВЧ- излучения прямо на Землю или с использованием переотражателей, на- ходящихся в точках либрации и на геостационарной орбите. В более от- даленном будущем можно будет создавать солнечные электростанции, с использованием лунных ресурсов, в точках либрации и на геостацио- нарной орбите. Это позволит уменьшить выделение тепла в атмосферу. В результате можно будет повысить потребление электрической и механи- ческой энергии в несколько раз без последствий для окружающей среды. Существует способ резкого повышения КПД преобразования энер- гии относительно существующего уровня и в наземных энергетиче- ских станциях. Это использование в термоядерной энергетике эколо- гически более чистой реакции дейтерий-изотоп гелий-3 (D-3He). Одно из преимуществ этой реакции синтеза — возможность существенного снижения нейтронного выхода и накопления радиоактивного трития. Это определяет D-3He термоядерный реактор как наиболее экологиче- ски чистый источник внутриядерной энергии для целей энергоснаб- жения человеческой цивилизации. Но главное преимущество реакции D-3He — выход не нейтрона, как в реакции D-Т, а протона — заря- женной частицы, что позволяет осуществить непосредственное пре- образование энергии заряженных частиц в электроэнергию с очень высоким КПД (80-85%). Однако, при этом необходимо решить во- прос добычи термоядерного топлива 3Не в промышленных масштабах. На Земле отсутствуют запасы 3Не, пригодные для промышленной до- бычи, так как магнитное поле Земли экранирует попадание «солнечного ветра», содержащего «солнечное топливо» 3Не, на поверхность Земли. Одним из перспективных способов решения этого вопроса может стать добыча гелия-3 на Луне. Концентрация гелия-3 в поверхностных породах Луны выше, чем в земной коре и атмосфере, по некоторым оценкам, на тринадцать порядков. Прогнозируемые запасы гелия-3 на Луне значительны и доставка гелия-3 с Луны не только технически возможна, но и возможно энергетически выгодна, и, по-видимому, эко- номически оправдана. Лунное производство, основываясь на технике, в которой нет прин- ципиально нерешенных вопросов, может быть создано в относительно -209-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> близком будущем, обсуждаются только ее экономические показатели и рациональная масштабность. С точки зрения влияния энергетики на экологию в будущем скорее всего будет найден разумный компромисс между наземной термоядер- ной, космической энергетикой и возобновляемыми источниками энергии. В отдаленной перспективе шагом в предотвращении глобальной экологической катастрофы должно стать создание космической си- стемы регулирования климата Земли. Чувствительность климата к от- носительно небольшим колебаниям солнечной радиации может стать физической основой для создания регулирующей космической систе- мы. Поэтому система регулирования климата на Земле может быть построена в виде солнечно-парусного корабля с соответствующей площадью парусов, располагаемый в зоне линейной точки либрации фото-гравитационного поля системы Солнце-Земля (учитывающего силы гравитации и солнечного давления). Однако такую задачу можно решить только при развертывании космической промышленной ин- фраструктуры, использующей лунные материальные ресурсы. Освоение Луны как стимул создания нового поколения высокоэф- фективной космической техники и новых технологий. Долговремен- ное пребывание на Луне, а также и на Марсе, потребует создания и испытания жилых, технических и подсобных блоков в естественных условиях иного небесного тела. Луна предоставляет в этом плане на- иболее выгодные условия. В настоящее время существует серия под- робно разработанных проектов первых жилых помещений на лунной поверхности. Наиболее часто в этих технических решениях использу- ется лунный грунт в качестве защитного материала, поскольку реаль- ное исследование реголита показало, что даже небольшой слой этого материала (1-3 м) может служить надежной защитой от влияния кос- мической радиации и падения небольших метеоритов. Создание обитаемой лунной базы с соответствующей инфраструк- турой и промышленно-технологическим обеспечением является дорогостоящей программой, причем одной из основных статей затрат будут транспортные. Поэтому одной из важнейших задач освоения Луны, причем с самых первых этапов, является создание высокоэф- фективной и самое главное — экономичной транспортной системы для обслуживания как пассажирских, так и грузовых перевозок. Со- здание сверхтяжелых ракет-носителей хотя и необходимо для до- ставки неделимых грузов большой массы, однако не сможет заметно понизить удельную стоимость транспортировки. Существенный эко- -210-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций комический эффект может быть достигнут при создании полностью или даже частично многоразовых ракет-носителей, разгонных блоков и других составляющих транспортной системы, в том числе обслужи- вающих грузопотоки между орбитой Луны и ее поверхностью. Следует отметить, что вскоре после осуществления первых полетов на Луну по программе «Аполлон» в США в 1971 г. был предложен проект органи- зации постоянно действующей лунной базы, в которой основная тран- спортная нагрузка ложилась не на систему с дорогой сверхтяжелой ракетой-носителем «Сатурн-5», а на корабль многоразового исполь- зования «Спейс Шаттл», с помощью которого все необходимые грузы должны были доставляться на низкую околоземную орбиту с после- дующим перемещением к Луне особой транспортной системой. Одна- ко при стоимости пуска порядка 500 млн долл, ни о каком снижении удельной стоимости доставляемого на орбиту МКС высотой порядка 400 км полезного груза массой всего лишь 30 т не может быть и речи. По-видимому, наиболее реальным, причем к моменту начала раз- вертывания работ по созданию лунной базы, может стать создание многоразового межорбитального электроракетного буксира с электро- питанием от ядерной энергетической установки, по которому в нашей стране имеется значительный научно-технический задел. Такой мно- горазовый буксир электрической мощностью не менее 1 МВт может обеспечить транспортировку с орбиты Земли высотой 800-1000 км на орбиту Луны высотой не ниже 100 км грузов повышенной в 2-3 раза массой и пониженной не менее чем в 2 раза удельной стоимостью относительно традиционной транспортной системы на основе хими- ческих разгонных блоков. Дальнейшее снижение удельной стоимости транспортировки возможно при увеличении ресурса электроракет- ных двигателей и ядерной энергоустановки, а также снижения стоимо- сти дозаправки рабочим телом в космосе. Все существующие в настоящее время проекты лунных баз предпо- лагают обеспечение их средствами передвижения. Требуют дальнейшего изучения и совершенствования транспортных средств на базе тради- ционных движителей (колесных и др.). С другой стороны, опытным путем уже было установлено, что лунная пыль имеет высокий уровень абразивного воздействия на трущиеся части, что быстро выводит их из строя. С этой точки зрения необходимо рассмотреть создание тран- спортных средств на базе ракетных двигателей. Эта проблема переходит в более широкое направление отработки технологии создания механиз- мов и сооружений внеземного (в частности, лунного) назначения. -211-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> Представляется очевидным, что активная деятельность на Луне по- требует создания и испытания энергетических установок внеземного назначения. В более широком плане освоение Луны (и Марса) потребует созда- ния и испытания целых производственных комплексов внеземного назначения, включая создание и отработку робототизированных до- бывающих, перерабатывающих и других. Исследование медико-биологических проблем и отработка систем внеземной жизнедеятельности человека. Освоение Луны человеком станет логичным следующим шагом на пути расширения присутствия человека в космосе. Исторический опыт говорит о том, что экспансия отталкивается от опорных пунктов: например, такую роль сыграли в Новом Свете колонии и фактории, а в настоящее время играют на- учные станции в Антарктиде. Аналогичный путь реализуется сейчас в околоземном пространстве, где орбитальная станция все более об- ретает черты научно-технологического центра. Несмотря на много- кратно возросшие возможности автоматических средств, присутствие человека в космосе необходимо для его реального освоения. История космонавтики изобилует примерами, когда только благодаря космо- навтам и астронавтам удалось выполнить основную задачу экспеди- ции при отказе многократно проверенной и отработанной техники. Как стабильная платформа, Луна представляет интерес для прове- дения уникальных экспериментов по долговременному постоянному влиянию малой силы тяжести (1/6 g) как на человека, так и на искусст- венно выращенные или естественные экосистемы. Очевидным является использование лунной поверхности для иссле- дования проблем радиационной безопасности. Поскольку реакция био- систем на резкое повышение радиации в моменты солнечных вспышек и на постоянное облучение тяжелыми космическими частицами может проводиться «под открытым небом», условия на лунной поверхности открывают широкие возможности для подобных экспериментов. Отсутствие газовой оболочки создает на лунной поверхности условия для значительных перепадов температур не только во время суточного цикла, но и при любом перемещении с освещенного участка местности в затененный. Низкая теплопроводность лунного покровного вещества может создавать ситуации, когда при минимальном расстоянии друг от друга предметы могут иметь разность температур в сотни градусов. Оче- видно, что при таких условиях возникает необходимость в доскональном изучении безопасности в условиях экстремальных перепадов температур. -212-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций Естественные лунные условия позволяют на основе земных экоси- стем создавать не только оранжереи и другие необходимые для ком- фортной жизнедеятельности человека биологические компоненты среды обитания, но и проводить широкий спектр фундаментальных исследований по разработке и созданию искусственных экосистем. В настоящее время специалистами сформулированы многочислен- ные биологические проблемы систем жизнеобеспечения во внезем- ных, включая лунных условиях. При освоении Луны это направление, которое также необходимо для развития межпланетных пилотируе- мых полетов, по-видимому, будет постоянно расширяться и являться одним из приоритетных. И, наконец, необходима постановка вопроса о создании гарантий будущего существования человека как биологического вида, выжи- вания привычных нам форм земной жизни, которая невозможна без планомерной деятельности по накоплению опыта жизни и работы людей вне Земли, по созданию там искусственных биосфер на основе земных форм жизни. Исследование Луны как среды обитания человека и функциониро- вания технологических и производственных комплексов. Важнейшей областью исследований, имеющих не только фундаментальное зна- чение в изучении межпланетного пространства в системе «Земля — Луна», но и прикладное значение для условий работы особо чувстви- тельных приборов, а тем более для длительного пребывания экипажей обитаемых лунных баз, является мониторинг электромагнитных излу- чений и изучение радиационной обстановки вблизи Луны. В процессе движения в системе «Солнце — Земля» Луна проходит через земную ионосферу при различных условиях взаимного положе- ния рассматриваемых тел. Особый интерес представляют динамика и особенности формирования плазменного шлейфа на ночной стороне Луны, когда земной спутник пересекает шлейф магнитосферы Земли, одновременно оказываясь в тени нашей планеты. Луна, не обладая массой, способной удерживать значительное коли- чество газов, окружена сильно разреженной атмосферой — экзосфе- рои, плотность которой у поверхности составляет лишь 10 концен- трации молекул газов в земной атмосфере. Поэтому как для обеспече- ния жизнедеятельности экипажей лунных баз, так и для организации ряда технологических производств необходимо изучение состава эк- зосферы и процессов дегазации как лунных пород, так и материалов искусственных сооружений на ее поверхности. -213-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> При полной прозрачности лунной экзосферы для частиц твердого вещества различной массы даже самые малые метеоритные частицы беспрепятственно достигают лунной поверхности. Подобный процесс вызывает интенсивную эрозию покровных слоев, что, в конечном сче- те, приводит к формированию глобального слоя раздробленных по- род — реголита. Результаты пассивного сейсмического эксперимента на Луне позволили оценить реальный поток метеоритного вещества, выпадающего на Лунную поверхность, который оказался в 10-1000 раз меньше оценки, сделанной на основе наземных наблюдений. Последу- ющие результаты пассивного сейсмического эксперимента привели к промежуточному результату, приближающемуся к наземным оценкам. Поскольку метеоритный и микрометеоритный поток около Луны име- ет особое значение для безопасности пилотируемых полетов как на Луну, так и дальних полетов, эта проблема продолжает сохранять свою непреходящую актуальность. Известные данные указывают, что плотность потока пылевидных частиц с массой больше 10'13 г и скоростью падения около 25 км/с со- ставляет 2х10‘8 см’2 с1 (число частиц, падающих на квадратный санти- метр поверхности за секунду). Подобная величина микрометеоритного потока позволяет предположить постоянное присутствие в приповер- хностном окололунном пространстве рассеянного пылеобразного ве- щества. Отдельные наблюдения свечений лунного неба подтверждают это предположение. Свечение обеспечивается облаком пыли частиц с диаметром около 10 мкм. Исследование динамики и распределения пыли в окололунном пространстве, а также физики этого необычного явления, необходимы как с теоретической точки зрения, так и в связи с функционированием приборов и человека в подобной среде. Среди физических полей, связанных с лунным телом, тонкая струк- тура гравитационного поля Луны и гравитационные аномалии требу- ют пристального изучения, как в связи с исследованиями внутреннего строения Луны, так и для повышения надежности космической нави- гации аппаратов, находящихся в сфере влияния лунного гравитацион- ного поля. Исследование строения приповерхностных слоев. Результаты иссле- дования состава и характеристик поверхности Луны, выполненные в процессе перемещения по лунной поверхности автоматических луно- ходов, показали, что свойства и мощность реголита изменяются от ме- ста к месту. Поэтому реголитовый слой, процессы его формирования, эволюция и вариации мощности требуют досконального изучения в -214-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций связи с перспективными работами на лунной поверхности. Покровное вещество Луны состоит из кристаллических обломков породы и тон- кой фракции — грунта. В связи с этим, особый интерес представляют физико-механические свойства фрагментарных включений лунного грунта и физико-механические свойства тонкой фракции грунта. Как было установлено уже при первых исследованиях химического и минералогического содержания лунного вещества, лунные породы весьма близки по этим параметрам земным аналогам. Тем не менее, особые условия кристаллизации лунных пород (например, отсутствие воды) накладывали свои ограничения на формирования лунных поро- дообразующих минералов. В связи с этим, химические свойства и ми- нералогический состав поверхностного слоя реголита должны занять одно из ведущих мест среди лунных исследований. Особый интерес представляют аномальные образования на лунной поверхности, происхождение которых до сих пор остается невыяснен- ным. Поэтому, природа и происхождение магнитных тепловых анома- лий требуют дальнейшего пристального внимания. В последние нескольких лет приоритетный интерес приобрела про- блема лунных полярных льдов, которая имеет более широкую направ- ленность, связанную с наличием летучих в поверхностном слое Луны. Благодаря особой ориентации оси вращения Луны, в полярных облас- тях земного спутника существуют области постоянного затенения, так называемые «холодные ловушки», в которых температура поверхно- сти часто не поднимается выше 100 К. Дистанционные исследования с космических аппаратов указали на повышенное содержание водорода в поверхностном слое «холодных ловушек». Природа постоянно зате- ненных областей (холодных ловушек) лунных полярных льдов оста- ются пока неясными. Также необходимо дальнейшее изучение меха- низмов насыщения тонкой фракции реголита продуктами солнечного ветра (водород, гелий). В комплексе этих проблем особо выделяется процесс взаимодействия солнечного ветра с областями аномальной намагниченности. Продолжая ряд современных загадочных явлений на лунной поверхности, можно указать на необходимость изучения природы предполагаемых отложений летучих и природы и происхож- дения областей с аномальными диэлектрическими свойствами. Исследование Луны как важнейший этап решения фундаменталь- ных проблем космогонии. Исследование Луны, как одного из косми- ческих тел, по-прежнему имеет фундаментальное значение. Благода- ря своей уникальной природе, Луна является неповторимым музеем -215-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> возникновения и эволюции Солнечной системы. Только на Луне со- хранились в неприкосновенности многие следы явлений и процессов, проливающих свет на фундаментальные вопросы современной космо- гонии. Как планетное тело сравнительно небольших размеров и массы, Луна прошла лишь начальные этапы процесса эволюции, закономер- ного для развития планет и спутников земного типа. В своем разви- тии она остановилась на стадии глобального вулканизма, удаленной в прошлое, примерно, на 3 млрд лет. Поскольку на Луне изначально от- сутствовали атмосфера и гидросфера, многочисленные следы той эпо- хи оказались сохраненными до наших дней. Современные представле- ния о природе Луны позволяют говорить о наличии на ее поверхности образований, являющихся последствиями процессов, протекавших в Солнечной системе в первые 500 млн лет ее существования. Среди лунных образцов, доставленных на Землю, оказались кристаллические породы, возраст которых с точностью до ошибки определения равен возрасту формирования всей Солнечной системы. Луна является на- иболее доступным местом, где мы имеем возможность изучать следы столь отдаленных во времени событий. Важнейшей областью фундаментальных исследований основных характеристик межпланетного пространства является мониторинг электромагнитных излучений и изучение радиационной обстановки вблизи Луны. По современным сведениям Луна изначально была лишена газовой оболочки — атмосферы. Вместе с тем, ранние стадии формирования естественного спутника, и, в особенности, период лунного вулканизма, т.е. эра образования лунных морей, должны были неизбежно сопро- вождаться процессами дегазации недр. Не обладая массой, способной удерживать значительное количество газов, Луна, по-видимому, всегда была окружена сильно разреженной атмосферой — экзосферой. Оцен- ки показывают, что плотность лунной экзосферы у поверхности со- ставляет лишь 10 13 концентрации молекул газов в земной атмосфере. При существующей интенсивности рассеивания газовых частиц во- круг Луны не смогли бы сохраниться остатки реликтовой экзосферы. Поэтому чрезвычайно интересной с космогонической точки зрения представляется изучение природы экзосферы Луны, ее состав, проис- хождение и эволюция. Наиболее древними формированиями на лунной поверхности явля- ются образования глобального масштаба. Крупные структуры ударного происхождения относятся к периоду около 3 млрд лет назад. Воссозда- -216-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций ние истории этой эпохи формирования Луны (известно, что анало- гичные процессы в это же время происходили и на Земле, но не оста- вили сохранившихся до наших дней следов) заставляет вновь обра- щаться к строению образований планетарного масштаба, их проис- хождению и эволюции. Среди типичных ударных образований — кольцевых структур центрально симметричного вида на лунной поверхности наблюдают- ся нетипичные для Луны формы. Не исключено, что эти аномальные ударные образования, их происхождение и эволюция позволят выя- вить новые стратиграфические зависимости, что дополнит деталями лунную историю. Возрастная схема формирования лунных структур построена на точных лабораторных определениях абсолютного возраста образцов пород, доставленных всего лишь из 9 районов лунной поверхности. Эти данные расширены за счет дистанционных оценок, но уже с над- ежностью на порядок ниже. Поэтому возраст образований и различ- ных типов лунных пород остается, несомненно, актуальной задачей изучения природы Луны. Результаты, полученные в процессе перемещения по лунной по- верхности автоматических аппаратов типа «Луноход» и луноходов, входивших в состав некоторых экспедиций «Аполлон», показали, что характер и мощность реголита изменяются от места к месту. В боль- шинстве случаев эти вариации свойств находились в зависимости от морфологической ситуации проходимых мест. История реголита во многом отражает историю Луны и имеет важное космогоническое значение. Тонкие процессы эволюции реголита связаны с взаимодей- ствием микрометеоритов, плазмы и частиц солнечной энергии с по- верхностью. Существующие формы лунного мегарельефа в ряде районов создают благоприятные условия для прослеживания глубинного строения вер- хних горизонтов лунной коры. Общий диапазон современного различия лунных высот в масштабах всего лунного шара составляет 17-18 км. От- дельные кратеры и уступы имеют наибольшую разницу высот несколько километров. Таким образом, в естественных условиях есть возможность проследить слоистую структуру подповерхностных пород на глубину до нескольких километров. Дистанционным путем эта задача может ре- шаться с помощью длинноволнового радиозондирования. Исследование внутреннего строения и происхождения Луны является до сих пор важнейшей космогонической проблемой. В строении мегаре- -217-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> льефа поверхности и, прежде всего, в результатах лунного вулканизма — в строении и распределении лунных морей — достаточно очевидно про- являются этапы и следствия глобальной химической дифференциации Луны. Асимметричное строение видимого и обратного полушарий Луны является первым указанием на природу локальных вариаций мощности лунной коры. Оценки, сделанные по строению мегарельефа лунного шара и подтвержденные измерениями деталей гравитационного поля, показа- ли, что в пределах видимого полушария мощность коры составляет около 60 км, а на обратной стороне кора достигает толщины 100 км. Глобальная структура лунных материков и морей, дополненная ис- следованиями таких образований местного характера, как разломы, извилистые трещины и проч., позволят восстанавливать особенности природы базальтового вулканизма и природы тектонической активно- сти лунных недр в ранние периоды эволюции Луны, как небесного тела. По мере совершенствования техники, применяемой при исследова- ниях Луны, будут создаваться условия для решения все более сложных задач. Обнаруженные в отдельных местах слоистые структуры, по-ви- димому, открывают возможности для детального изучения стратигра- фии лунных образований. Внутреннее строение Луны по-прежнему остается загадкой для ис- следователей. Исходя из различных моделей, учитывающих средний химический состав Луны, в настоящее время построено несколько предполагаемых структур лунных недр. Однако очевидно, что реша- ющее значение при рассмотрении этой проблемы будут иметь более подробные, чем сейчас, исследования сейсмических свойств Луны. Эти исследования, решаемые, возможно, с помощью сети сейсмометров- пенетраторов, позволят установить более надежные значения параме- тров лунного ядра. В настоящее время спутниковые данные приводят к выводу о существовании лунного металлического ядра радиусом 250-430 км, масса которого не превышает 4% от общей массы Луны. Таким образом, изложенные задачи направлены на решение гло- бальной космогонической проблемы — построения надежной модели хронологии формирования и эволюции Луны. Изучение эволюции солнечной активности. Открытый влиянию внешнего космического пространства поверхностный слой Луны не- сет в себе «запись» многих событий в древней истории Солнца и си- стемы Земля—Луна. Исследования доставленных на Землю образцов лунного вещества обнаружили, что частицы лунного реголита содержат следы — треки -218-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций от быстрых тяжелых ядерных частиц солнечного и галактического происхождения. Треки, оставленные тяжелыми ядрами галактических космических лучей, позволяют оценить время пребывания раздро- бленного вещества на поверхности и восстановить историю переме- шивания и отложения грунта на месте сбора. Прямое облучение тяже- лыми ядрами солнечного происхождения приводит к возникновению на определенной глубине под поверхностью грунта резкого изменения плотности треков. Величина подобного изменения, в свою очередь, по- зволяет судить о скорости эрозии материнских пород в ранний пери- од истории Луны. Зная время облучения и скорость эрозии, нетрудно определить уровень потока солнечных частиц в прошлом и восстано- вить историю изменения солнечной активности за время в сотни мил- лионов, а возможно и миллиарды лет. Эта информация может повлиять на существующие представле- ния о солнечно-земных связях, на разработку методов прогнозирова- ния солнечной активности и на другие области исследований нашего светила, его воздействия на тела Солнечной системы и межпланетное пространство. Луна как уникальная обсерватория исследования Вселенной. От- сутствие атмосферы и магнитного поля (следовательно, и структурно оформленной ионосферы) открывает реальную возможность всевол- новой астрономии с запредельным (по сравнению с наземным) разре- шением самых удаленных объектов известной нам части Вселенной. Для астрофизики Луна представляет почти идеальное место разме- щения инструментария: отсутствие атмосферы (в том числе неподвер- женность влиянию геокороны), очень слабая сейсмичность, понижен- ная по сравнению с Землей сила тяжести, медленное вращение Луны вокруг своей оси, наличие естественного экрана от земного радиоиз- лучения, низкие ночные температуры лунной поверхности. Все это позволяет разместить на Луне телескопы всех диапазонов спектра, а также создать радиоинтерферометр с базой, равной расстоянию Зем- ля-Луна (возможности точного определения координат будущей лун- ной базы существуют уже сейчас). Проведение астрономических наблюдений и астрофизических исследо- ваний с поверхности Луны как стабильной платформы в космосе имеют ряд уникальных преимуществ. Отсутствие атмосферы и собственного магнитного поля (отсутствие ионосферы) обеспечивает возможность наблюдений в широком диапазоне излучений, приходящих от косми- ческих объектов (рентген-, гамма- излучения, ультрафиолет, радиодиа- -219-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> пазоны, в которых не проводятся наблюдения с Земли), наблюдений слабых объектов и др. В условиях малой силы тяжести и отсутствия ат- мосферы становятся реальными монтаж и эксплуатация конструкций значительных размеров при минимальной их деформации. Сооружение на лунной поверхности гигантского оптического телескопа с эквивален- тным размером зеркала 25 м позволит создать инструмент с разреше- нием до 0,0001 секунды дуги и чувствительностью примерно в 100 раз превышающей теоретические возможности космического телескопа им. Хаббла. При таких возможностях станут доступными прямые наблюде- ния планетных систем других звезд и деталей ядер галактик. Длительность непрерывных наблюдений одного и того же объекта может достигать более 300 часов. Определенное расположение обсер- ватории на лунной поверхности может обеспечить непрерывный мо- ниторинг избранных объектов или значительных областей небесной сферы, а также уникальные условия для наблюдения особых эффектов. При расположении обсерватории в околополярных районах возможно наблюдение растянутых заходов/восходов небесных объектов в тече- ние нескольких дней (земных), что создает уникальные возможности при анализе, например, объектов-радиоисточников. Таким образом, основным достоинством лунной астрономической обсерватории явля- ется возможность выполнять оптические и радионаблюдения во всем диапазоне электромагнитных волн. Радиоастрономическая обсервато- рия на Луне имеет несомненные преимущества в том, что отсутствие у Луны ионосферы позволяет наблюдать радиоисточники непосредст- венно у горизонта. Установка оптических и радиоастрономических телескопов в крае- вых областях видимого с Земли полушария за склонами деталей релье- фа позволит экранировать их от земных помех естественного и искус- ственного происхождения, включая влияние геокороны или радиацион- ных поясов Земли. В области радиоастрономии открываются возможности исследова- ния очень низкочастотных излучений космических объектов, которые не проходят через земную атмосферу. Продолжительный по времени сидерический период обеспечивает медленное перемещение небесных объектов относительно наблюдателя, что создает дополнительные удоб- ства для длительных непрерывных наблюдений выбранных объектов. Радиотелескоп на лунной поверхности может использоваться и как элемент радиоинтерферометра с базой Земля—Луна. На длине волны 20 см подобный интерферометр теоретически может дать разрешение, -220-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций позволяющее различать планеты размеров Юпитера у 100 ближайших звезд в радиусе до 30 световых лет. Специфические условия Луны предполагают в полном объеме про- водить гамма — и рентгеновские исследования космических объектов, также как и регистрацию потоков космических лучей и нейтронов от небесных объектов. Широкие перспективы на Луне имеет оптическая интерферометрия с целью исследования слабых и удаленных объектов. При этом специа- листы особо выделяют перспективные возможности субмиллиметро- вой интерферометрии. Установка однотипных инструментов на Земле и на ее естественном спутнике и работа подобной пары в согласован- ном режиме создает интерферометрическую установку с сверхдлин- ной базой «Земля — Луна». Широкие перспективы имеет низкочастотная радиоастрономия (на ча- стотах менее 2 МГц), использующая Луну, как платформу для наблюдений. Жизненно важным направлением для всех обитателей Земли явля- ются комплексные исследования по физике Солнца и межпланетной плазме и постоянный мониторинг Солнца с использованием станций, расположенных на противоположных полушариях Луны. Наконец, наблюдения с поверхности Луны могут внести неоцени- мый вклад в решение такой фундаментальной задачи астрофизики как обнаружение, регистрация и анализ гравитационных волн. Отсутствие атмосферы и, соответственно, флуктуаций газовой сре- ды, сравнительно спокойная сейсмическая обстановка, возможность долговременных стабильных наблюдений позволяют надеяться на со- здание опорной системы координат с точностью лучше, чем 10’6 угло- вой секунды (в год). Актуальной задачей может стать определение соб- ственных движений галактик и квазаров, при этом станет реальным определение параллаксов звездных радиоисточников с погрешностью 1% на расстоянии до центра Галактики. Если же рассматривать систе- му «Земля — Луна», то будет возможен мониторинг расстояния между двумя телами с точностью лучше, чем доли миллиметра. Луна как полигон для уникальных физических экспериментов. Осо- бо привлекательны лунные условия для экспериментальной физики. Сверхвысокий вакуум (концентрация ионов вблизи лунной повер- хности — 2х105-107 1/см3), практическое отсутствие магнитного поля у Луны, отсутствие колебаний температур при заглублении в реголит уже на 1 метр, сейсмическое «спокойствие» — все это с большими трудностями воссоздается в земных лабораториях. -221-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> В земных условиях эксперименты по физике высоких энергий проводятся с помощью ускорителей заряженных частиц и ядерных реакторов. Но подобным естественным источником частиц высоких энергий являются космические лучи, свободно достигающие лунной поверхности. В не ускорительных экспериментах с космическими лу- чами изучают, в основном, свойства нейтрино и поведение частиц при сверхвысоких энергиях (широкие космические ливни). Поэтому акту- альными направлениями физики высоких энергий на Луне могут стать изучение спектров потоков частиц высоких энергий и изучение распа- да протонов. Высокий естественный вакуум на Луне и отсутствие маг- нитного поля открывают осуществление в перспективе таких «свер- хэкспериментов», как создание гигантского ускорителя частиц «под открытым небом». Поэтому здесь возможны самые разнообразные проекты, и даже предложение гигантского ускорителя элементарных частиц вдоль лунного экватора при всей современной его утопичности реализуемо в принципе. Луна и окололунное пространство — трамплин в освоении Сол- нечной системы. Луна и окололунное пространство могут стать базой для подготовки межпланетных пилотируемых полетов, если это будет оправдано с точки зрения технических или экономических преиму- ществ. Ранее, чаще всего, Луна рассматривалась как промежуточный космодром, преимуществом которого является старт при пониженной силе тяжести, равной 1/6 g. Однако, углубленное изучение технических проблем в этой области показало наличие более широкого круга ис- пользования Луны в качестве космической инфраструктуры Земли. В настоящее время рассматриваются возможности использования ракетного топлива и рабочего тела для электроракетных двигателей, произведенного из лунных ресурсов.. Включение лунных навигационных установок в общую сеть кос- мической навигации может значительно повысить эффективность и безопасность пилотируемых полетов, в том числе и за пределы лунной орбиты. Международная или национальные лунные базы? Коммерциализа- ция освоения Луны. Вопрос о необходимости уже в ближайшие годы начать не просто исследование, а именно освоение Луны, в том числе ее полезных ископаемых, не вызывает сомнений, обсуждаются лишь возможные сроки, этапы и стоимость проектов освоения Луны. Одна- ко, хотя и не в явном виде, за каждым из проектов стоит вопрос — это будет международная или национальная программа. Конечно, созда- -222-
2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций ние на Луне крупных исследовательских центров, прежде всего для ре- шения фундаментальных вопросов космогонии, требующих огромных вложений, скорее всего будет проводиться в рамках международного сотрудничества, примерами которого могут быть создание адронного колайдера, а также первого исследовательского термоядерного реак- тора ИТЭР. В то же время, исследование Антарктиды, хотя и в рам- ках согласованных международных программ, но проводится с наци- ональных баз. Международная космическая станция состоит из на- циональных американского и российского сегментов. Более того, для обеспечения жизнедеятельности космонавтов и проведения экспери- ментов Россия достаточно дорого покупает электроэнергию, произво- димую на американском сегменте станции, т.е. здесь можно говорить о коммерческом аспекте эксплуатации Международной космической станции. Для исключения этих затрат Россия срочно изготавливает на- учно-энергетическую платформу для российского сегмента станции. В 60-е — 80-е годы, во время противостояния двух космических сверхдержав (СССР и США) ни о каких международных программах не только освоения, но даже исследования Луны (и с Луны) не могло быть и речи. Каждая из стран рассматривала проекты исследования и освоения Луны с точки зрения национальных интересов, престижа страны, возможности опережающего технологического прорыва. Так, например, аргументы академика В.П. Глушко в 80-е годы о не- обходимости создания национальной многоцелевой лунной базы, сводились к следующему. Лунная станция удобна для ведения непре- рывного глобального контроля всей поверхности Земли и окружающего ее космического пространства. Малая сила тяжести и тем самым уме- ренные затраты энергии для отлета с Луны, в сочетании с ее близостью к Земле, создают благоприятные возможности вовлечения лунных ре- сурсов в сферу космического производства, которое может быть орга- низовано на геоцентрических и селеноцентрических орбитах, причем первичную обработку лунного сырья целесообразно производить на перерабатывающих установках, расположенных на Луне и использую- щих солнечную энергию. Лунные установки по производству кислоро- да из местных материалов могли бы обеспечить окислителем местные нужды и заправку космических транспортных грузовых и пилотируемых кораблей местного и дальнего следования, как на Луне, так и на селено- центрической орбите. В.П. Глушко подчеркивал, что местные ресурсы, в качестве которых можно рассматривать распространенные на лунной поверхности в раздробленном виде лунные породы, при надлежащей об- -223-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> работке могут обеспечить производство ракетного топлива достаточной эффективности для выполнения стартов с лунной поверхности. Так, при использовании в ракетных двигателях кремния в качестве горючего и ки- слорода как окислителя может быть достигнут удельный импульс ЖРД до 2,8 км/с, а при использовании алюминия с кислородом — до 2,9 км/с. Таким образом, подчеркивал В.П. Глушко, одна из основных бли- жайших задач космонавтики — глубокая глобальная разведка Луны и составление карты ее природных ресурсов. Широкое использова- ние Луны, по его мнению, является крупным этапом в развитии кос- монавтики, который нельзя миновать. При этом он подчеркивал, что доставка с территории СССР на лунную поверхность груза с мягкой посадкой требует меньших энергетических затрат, чем доставка того же груза на геостационарную орбиту. В США в начале 80-х годов группа исследователей в Космическом центре им. Джонсона пришла к выводу, что разрабатываемая в НАСА транспортная система для создания и функционирования станции на высокой околоземной орбите обеспечит также необходимые транспор- тные операции по созданию постоянной обитаемой базы на лунной по- верхности. Подчеркивалось, что постоянная база на Луне имеет далеко идущие последствия для национальной политики, международных от- ношений и развития американской технологии на новом уровне. В пре- дыдущей истории космических исследований Луна всегда была объек- том, связанным с качественно новыми этапами развития космической техники. В этом отношении постоянное пребывание человека на Луне будет вновь рассматриваться в качестве наивысшего космического до- стижения, столь же закономерного, как существование космической станции на низкой околоземной орбите. Кроме научных, эта группа подчеркивала еще две причины необходимости активно заниматься исследованием и освоением Луны, а именно: - коммерческие аспекты, связанные с внеземными ресурсами, аль- тернативными источниками энергии и другими жизненно важными для современного человечества ближайшими перспективами развития; -создание инфраструктуры современной цивилизации. Последняя причина, будучи наиболее абстрактной, наиболее же существенна, по- скольку открывает еще неизвестные и неоцененные возможности. Отмечалось также, что стратегической необходимостью является проведение начального этапа работ по изучению и возможному ис- пользованию природных ресурсов Луны и близко подходящих к Земле астероидов. -224-
Список литературы к главе 2 Существование различных точек зрения на проблемы освоения Луны с созданием лунной базы и целесообразность осуществления подобного проекта в обозримом будущем не преуменьшают очевид- ности того факта, что Луна, становясь все более доступной для косми- ческих транспортных средств, логикой научно-технического прогресса превращается в один из реальных объектов инфраструктуры совре- менной цивилизации. Список литературы к главе 2 2.1. Творческое наследие академика С.П. Королева. М.: Наука. 1980. С.400-404. 2.2. Первушин А. Битва за Луну. Правда и ложь о лунной гонке. СПб.: «Амфора». 2007. 712 с. 2.3. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Коро- лева. 1946-1996. Королев. Изд. РКК «Энергия». 672 с. 2.4. Космонавтика в СССР. М.: Машиностроение, Планета. 1986.496 с. 2.5. Гэтланд К. Космическая техника. М.: Мир. 1986. 296 с. 2.6. Космонавтика. Энциклопедия / Под ред. Глушко В.П. М.: Совет- ская энциклопедия. 1985. С. 221-223, 225-227. 2.7. НПО им. С.А. Лавочкина. На Земле, в небе и в космосе / Под ред. Серебренникова В.А. и др. М.: Военный парад. 1997. С.48-59,198-206. 2.8. Мороз В.И., Хантресс В.Т., Шевалев И.Л. Планетные экспедиции XX века // Космические исследования. 2002. Т. 40. №5. С. 451-461. 2.9. Huntress, W. Т., Jr.: Moroz, V. I.; Shevalev, I. L. Lunar and planetary robotic exploration missions in the 20th century. Space Science Reviews 107: 2003. P. 541-649. 2.10. Космический полет НПО им. С.А. Лавочкина / Под ред. Поли- щука Г.М. М.: «БЛОК-Информ-Экспресс». 2007. С. 36-42, 379-384. 2.11. Редакционное сообщение. Завершение полета лунного зонда // Новости космонавтики. 1993. №8. С. 15. 2.12. Редакционное сообщение. АМС «Клементина-1» завершила съемку поверхности Луны // Новости космонавтики. 1994. №9. С. 14-15. 2ЛЗ. Лисов И. АМС Lunar Prospector II Новости космонавтики. №1/2. 1998. С. 27-30. 2.14. Карпенко С. Лед на Луне есть! // Новости космонавтики. 1998. №6. С. 16. 2.15. Карпенко С. Завершение полета Lunar Prospector II Новости космонавтики. 1999. №9. С. 42-45. -225-
Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ К ЛУНЕ <...> 2.16. Лисов И. Европа впервые исследует Луну И Новости космо- навтики. 2003. №11. С. 44-46. 2.17. Соболев И. Лунная принцесса. Япония запускает самый круп- ный лунный аппарат нашего времени // Новости космонавтики. 2007. №11. С. 21-25. 2.18. Лисов И. «Чанъэ-1» летит к Луне // Новости космонавтики. 2007. №12. С. 41-47. 2.19. Афанасьев И., Лисов И. «Чандраяан-1» летит к Луне И Новости космонавтики. 2008. №12. С. 38-43. 2.20. Черток Б.Е. Ракеты и люди. Лунная гонка. М.: Машинострое- ние. 1999. 576 с. 2.21. Борисов А., Журавин Ю. Альтернативная Луна И Новости кос- монавтики. 1999. №7. С. 72-73; №9. С. 75-76. 2.22. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди. / Под ред. Ю.М. Батурина. М.: РТСофт. 2005. 752 с. 2.23. Шунейко И.И. Пилотируемые полеты на Луну. Конструкция и характеристики Saturn V Apollo. М.: ВИНИТИ, серия «Ракетострое- ние». Т.З. 1973.322 с. 2.24. Советская космическая инициатива в государственных доку- ментах. 1946 -1964 гг. / Под ред. Ю.М. Батурина. — М.: Изд. РТСофт. 2008.416 с. 2.25. Черток Б.Е. Ракеты и люди. Горячие дни холодной войны. М.: Машиностроение. 1997. 536 с. 2.26. Борисов А., Журавин Ю. Альтернативная Луна. // Новости кос- монавтики. 1999. №9. С. 75-76. -226-
Глава 3 ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ 3.1. Основные этапы и последовательность освоения Луны Расширение спектра проводимых космических исследований при- менительно к Луне является естественным развитием космонавтики. Характер этих задач означает качественно новый уровень развития ракетно-космической техники и космической науки. Отечественной космонавтике на современном этапе ее развития нужна большая зна- чимая цель, вокруг которой строилась бы вся научно-промышленная политика отрасли и государства, и проект освоения Луны способен стать такой целью. Этот проект предполагает широкие возможности и для международного сотрудничества. Возможная этапность перспектив исследования и освоения Луны, включая создание и развитие лунной пилотируемой программы, мно- гократно анализировалась отечественными и зарубежными специали- стами. В настоящее время укрупненная структура этапов в целом ясна, хотя имеются и некоторые различия в составе, последовательности и прогнозируемых сроках реализации этапов. Основные этапы. Обобщая многие предложения по этапности ис- следования и освоения Луны с учетом изложенных выше целей и за- дач, программа исследования и освоения Луны может включать четы- ре основных этапа [3.1-3.6]: - первый — подготовительный, включает: исследование Луны автома- тическими КА, создание транспортной космической системы (ТКС) для доставки людей и грузов по маршруту Земля — Луна — Земля и серию пилотируемых экспедиций на окололунную орбиту и поверхность Луны; - второй — строительство обитаемой лунной базы минимальной конфигурации, создание необходимой инфраструктуры для производ- ства компонентов систем жизнеобеспечения для обеспечения постоян- ного присутствия людей на Луне, создание научных и эксперименталь- ных производственных комплексов; - третий — расширение лунной базы, создание замкнутой, полно- стью из лунных ресурсов, системы жизнеобеспечения, создание ком- плексов по производству компонентов ракетного топлива, металлов, строительных материалов и других элементов из лунных ресурсов, переход транспортной космической системы на заправку топливом, полученным из лунных материалов; -TL1-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ - четвертый — переход к развитому производству на Луне, вплоть до самообеспечения. Последовательность и возможные сроки освоения Луны. Наибо- лее целесообразной представляется следующая последовательность освоения Луны: • Исследование Луны с помощью автоматических КА, включая картографирование поверхности, изучение ее элементного состава, выбор нескольких районов, наиболее подходящих для размещения лунной базы с изучением этих районов автоматическими лунохода- ми, взятие проб грунта, создание системы связи для Луны, создание автоматической лунной базы. • Создание транспортной космической системы для доставки лю- дей и грузов с Земли на поверхность Луны и обратно. • Осуществление серии пилотируемых экспедиций в один или два наиболее подходящих для создания лунной базы района для их более детального изучения и проведения рекогносцировки. • Создание лунной базы (со снабжением с Земли), обеспечение постоянного присутствия человека на Луне. • Создание и отработка технологии получения из реголита кис- лорода и некоторых металлов, переход лунной базы на обеспечение «лунным» кислородом. • Производство на Луне кислорода в промышленных масштабах для использования его в качестве компонента ракетного топлива, переход элементов лунной транспортной космической системы на за- правку «лунным» кислородом. • Создание и отработка технологий производства на Луне конструк- ционных материалов (включая солнечные батареи) из местных ресур- сов и технологии самообеспечения лунной базы элементами питания. • Создание и отработка технологии строительства лунных поселе- ний и технологии производства и передачи на Землю электроэнергии большой мощности. • Создание на Луне промышленности и базы-колонии для прожи- вания персонала. • Создание на Луне и в космическом пространстве глобальной си- стемы энергоснабжения Земли. • Использование промышленной лунной инфраструктуры для соз- дания глобальных систем управления климатом Земли. Представляют интерес возможные сроки реализации рассмотренных подэтапов освоения Луны, которые, в принципе, могут быть следующими. -228-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> Подэтап исследования автоматическими КА в полном объеме мо- жет быть выполнен в течение 10 лет. Создание необходимой транспортной системы и осуществление пер- вых пилотируемых экспедиций может быть выполнено в течение 15 лет. Лунная база (со снабжением с Земли) может быть создана через 3 года после осуществления пилотируемых экспедиций. Создание технологии и переход лунной базы на обеспечение «лун- ным» кислородом и водой возможен через 3-5 лет после создания лунной базы, а еще через 3-5 лет — производство кислорода в про- мышленных масштабах с заправкой элементов лунной транспортной космической системы «лунным» кислородом и, возможно, топливом, производство некоторых металлов и строительных материалов. Через 30-40 лет после начала реализации программы можно ожи- дать завершения отработки технологий и функционирование произ- водства из местных ресурсов металлов и других конструкционных материалов и изделий из них, включая изготовление солнечных бата- рей, самообеспечение лунной базы элементами питания. Через 50-70 лет, возможно, будут созданы на Луне и в околозем- ном космическом пространстве глобальная система энергоснабжения Земли из космоса, а затем с использованием развитой промышленной лунной инфраструктуры — и глобальная система управления клима- том Земли. 3.2. Автоматические космические аппараты в программе исследования и освоения Луны В 2006-2007 гг. НПО им. С.А. Лавочкина совместно с рядом инсти- тутов РАН подготовило предложения по «Программе разработки ав- томатических космических комплексов для исследования и освоения Луны в 2007-2020 годах». Предлагается в качестве первого этапа ос- воения Луны поэтапное наращивание технических средств в около- лунном пространстве и на поверхности Луны, вплоть до создания ав- томатического научно-исследовательского полигона (автоматической лунной базы — АЛБ), с соответствующим расширением масштабов исследований. Использование беспилотных комплексов на началь- ном этапе исследования и освоения Луны позволит исключить воз- можные негативные последствия, связанные с риском пребывания человека на Луне, минимизировать финансовые затраты и сократить сроки реализации [3.7-3.9]. -229-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Основные задачи изучения и освоения Луны автоматическими КА. В программе предлагается решить следующие задачи изучения и освое- ния Луны [3.8, 3.9]: 1) исследование поверхности (картографирование) и внутрен- него строения Луны, разведка природных ресурсов (в том числе воды) с помощью дистанционного зондирования с орбиты ИСЛ, в том числе с целью выбора наиболее подходящих районов для разме- щения обитаемой лунной базы; 2) контактные исследования и сбор образцов на поверхности Луны с помощью мобильной лаборатории — лунохода — в районах, наибо- лее подходящих для размещения лунной базы, с целью углубленного изучения лунного грунта и определения наиболее целесообразных ва- риантов мест размещения лунной базы; 3) доставка на Землю образцов лунного грунта; 4) создание глобальной системы связи для Луны; 5) построение системы для координирования элементов базы и луно- ходов на местности; 6) отработка телеуправления, в том числе, на больших расстояниях; 7) создание на поверхности Луны научно-исследовательского по- лигона для отработки методик переработки лунного грунта, доставки полученных образцов и материалов на Землю, а также проведения ши- рокого спектра научных и технологических исследований, подготовки и строительства лунной базы и других сооружений. В качестве базового средства выведения на всех этапах предлагает- ся использовать PH среднего класса типа «Союз-2» грузоподъемностью около 8 т полезной нагрузки. Проект «Луна-Глоб». Первые две задачи изучения Луны автоматиче- скими КА предполагается решить в рамках проекта «Луна-Глоб» [3.8,3.9]. Основными научными задачами проекта являются: - картографирование 100% лунной поверхности; - изучение внутреннего строения Луны и кратеров на южном полюсе Луны; - разведка природных ресурсов; - выбор одного или нескольких районов, наиболее подходящих для размещения автоматической и обитаемой лунной базы; - исследование воздействия на Луну приходящих корпускулярных потоков и электромагнитного излучения. В ходе реализации этого проекта предполагается осуществление двух типов экспедиций: орбитальной (рис. 3.1.) и посадочной (рис. 3.2.). -230-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> Отделение « ДУ выведения Первое включение ДУ выведения. Выход на промежуточную орбиту ИСЗ Первая коррекция на перелете к Луне Второе включение ДУ выведения. Выход на траекторию перелета к Луне Вторая коррекция на перелете к Луне Посадка 1-я орбита ИСЛ (Нп=300 км, Т=24 ч) Отделение посадочного аппарата Опорная орбита ИСЗ^г (Нкр=200 км) 2-я орбита ИСЛ Выход на опорную (Нкр=300 км) орбиту ИСЗ Промежуточная орбита ИСЗ Нп=275 км, На= 11500 км) Первое торможение. Выход на орбиту ИСЛ Предпосадочная орбита ИСЛ (Нп= 18 км, На= 100 км) Рис. 3.1 Схема полета КА «ЛУНА-ГПОБ-1 Перелет Земля-Луна Траектория Переход на предпосадочную орбиту Коррекция Окололунная Предпосадочная орбита (18x100 км) Переход на окололунную А орбиту (100 х 100 км) Рис. 3.2 Схема полета КА «ЛУНА-ГЛОБ-2». Экспедиция с полярным луноходом Первый тип экспедиции условно назван орбитальным, так как основ- ной объем исследований будет проведен с окололунной орбиты, второй тип условно назван посадочным, так как основной объем исследований будет проведен на поверхности Луны, хотя оба типа включают как ор- битальные исследования, так и исследования на поверхности Луны. -231-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ В рамках орбитальной экспедиции (рис.3.3) предлагается выпол- нить картографирование поверхности, исследования внутреннего строения Луны и осуществить разведку запасов полезных ископа- емых (в том числе воды) и районов их залегания. Эти задачи будут решаться как с помощью дистанционного зондирования с орбиты ИСЛ, так и в ходе контактных исследований на поверхности Луны с помощью небольших посадочных аппаратов. Особое внимание при этом должно быть уделено определению состава и условий залега- ния полезных ресурсов в приполярных областях. В рамках посадочной экспедиции (рис. 3.4, 3.5) предлагается вы- полнить ряд сейсмических экспериментов, определить механические и прочностные характеристики лунного реголита, определить содержа- ниеосновныхпородообразующиххимическихэлементов в поверхност- ном слое реголита, наличие воды в породе и выполнить другие научные изыскания. Антенны комплекса ЛОРД Орбитально- перелетный аппарат Рис. 3.3 Аппарат «Луна-Глоб-1» в транспортной конфигурации Для выполнения контактных исследований, в так называемых «хо- лодных ловушках», в один из кратеров на Южном полюсе Луны будет направлен (в рамках орбитальной экспедиции) посадочный аппарат с поверхностной станцией (рис. 3.3, рис. 3.6) в составе орбитально-поса- дочной платформы и посадочного модуля, включающего в себя поверх- ностную станцию и надувное амортизирующее устройство. -232-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> Орбитальный аппарат (ОА) Посадочный аппарат (ПА) Рис. 3.4 КА «ЛУНА-ГПОБ-2» под головным обтекателем PH Рис. 3.5 Посадочный аппарат «КА «ЛУНА-ГПОБ-2» Для проведения экспериментов по исследованию внутреннего строения Луны планируется использовать исследовательские зонды (пенетраторы), запускаемые с орбиты искусственного спутника Луны и внедряемые в лунный грунт, состоящие из системы торможения и внедряемого зонда с научными приборами. -233-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ В состав КА «Луна-Глоб-1» (рис. 3.3) входят: - двигательная установка выведения на базе маршевой двигатель- ной установки разгонного блока «Фрегат»; - орбитально-перелетный КА (искусственный спутник Луны — ИСЛ); - комплекс научной аппаратуры для проведения исследований с орбиты ИСЛ; - посадочный аппарат; - пенетраторы. Транспортировочная конфигурация Посадочная конфигурация ‘Двигатели малой тяги ориентации и стабилизации вертикализации Рис. 3.6 Посадочный аппарат проекта «Луна-Гпоб-1»: ДМТ СО и С - двигатели малой тяги системы ориентации и стабилизации Двигательная установка выведения обеспечит перевод комплек- са сначала с опорной околоземной орбиты (Н = 200 км) на промежу- точную эллиптическую орбиту (Ня = 275 км, На = 11500 км), а затем и на траекторию перелета к Луне. На этой траектории двигательная установка выведения будет отделена от орбитально-перелетного аппа- рата с комплексом научной аппаратуры. Орбитально-перелетный КА будет иметь в своем составе двигательную установку, которая будет задействована для выполнения двух плановых коррекций во время перелета, а также для выдачи тормозного импульса в целях перево- да КА на окололунную орбиту и орбитальных маневров. Орбиталь- но-перелетный КА должен выйти на окололунную орбиту с высотой перицентра -300 км и периодом обращения -24 часа. После серии кор- -234-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> рекций КА переведут на круговую рабочую орбиту высотой -300 км. Здесь от орбитально-перелетного КА будет отделен посадочный ап- парат, после чего орбитально-перелетный КА развернет антенны ра- диофизического комплекса дистанционного зондирования и антенны радиоволнового детектора. Посадочный аппарат сначала перейдет на предпосадочную орбиту (Нл = 18 км, На = 100 км) и после этого пойдет на посадку. Почти у самой поверхности от него будет отделена автома- тическая лунная станция (АЛС) с надувными баллонами — амортиза- торами падения станции. Такая схема уже применялась при отправке на Луну первых советских посадочных станций («Луна-9» и «Луна-13» в 1966 г.) и показала высокую эффективность. Такой же метод использовали американцы при посадке на Марс некоторых своих аппаратов (например, «Марс Патфайндер»). После того, как станция после серии прыжков на поверхности остано- вится, баллоны будут отстрелены, и лепестки системы вертикализации переведут ее в вертикальное положение. Станция выпустит антенны и развернет выносную штангу с научными инструментами. Помимо зондирования Луны, запланировано также проведение экс- перимента «ЛОРД» (Лунный Орбитальный Радиоволновой Детектор), в котором естественные свойства Луны используются для решения фундаментальной проблемы изучения спектров и источников косми- ческих частиц с наибольшими достижимыми в природе энергиями и возможной связи этих частиц с возможной «темной» материей. Проект «Луна-Грунт». Решение задачи по доставке на Землю образ- цов лунного грунта из мест, представляющих наибольший интерес для размещения лунной базы, предлагается осуществить с помощью проекта «Луна-Грунт» [3.8, 3.9]. Для этого в выбранную область на поверхности Луны должна быть доставлена подвижная лаборатория (луноход) с боль- шим радиусом действия, оборудованная системой сбора и первичного анализа лунной породы (рис. 3.7). Лабораторное изучение этих образцов позволит ответить на многие научные и технологические вопросы, в том числе, содержание в поверхностном слое полезных ископаемых, пригод- ных для переработки непосредственно на поверхности Луны. Схема перелета комплекса к Луне будет аналогична схеме поле- та автоматической станции «Луна-Глоб» с использованием двигатель- ной установки выведения, однако предполагается использовать метод посадки, аналогичный тому, что был применен для советских аппара- тов «Луноход-1» (1970 г.) и «Луноход-2» (1973 г.) (рис. 3.8). Мобильный комплекс прилунится на орбитально-посадочном аппарате с исполь- -235-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Рис. 3.7 Транспортировочная конфигурация аппарата проекта «Луноход» Посадка Включение лазерного высотомера Включение ДУ на режиме БТ Выключение ДУ Вертикализация Включение ДУ на режиме БТ Рис. 3.8 Схема посадки лунохода в проекте «ЛУНА-Грунт» зованием двигателей мягкой посадки. Луноход съедет на поверхность по откидным направляющим. После посадки луноход будет направлен в район проведения исследований, где будут произведены детальная съемка местности и заборы образцов грунта. Луноход оснастят манипулятором для более детального изучения и транспортировки отдельных образцов лунного грунта. Для связи с Землей будет применяться поворотная остронаправленная антенна. Электроэнергию будет вырабатывать расположенная на корпусе па- нель солнечной батареи. На луноходе будет установлен радиомаяк для -236-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> Рис. 3.9 Космический аппарат «Луна-Грунт» в посадочной конфигурации обеспечения высокоточной посадки платформы с взлетной ракетой, доставляемой в рамках другой экспедиции. По завершении работ луно- ход переместится в район, имеющий безопасный с точки зрения посад- ки рельеф. После посадки платформы с взлетной ракетой (рис. 3.9), об- разцы лунной породы, взятые в нескольких точках и с разной глубины, будут перегружены с лунохода в спускаемый аппарат взлетной ракеты и доставлены на Землю (рис. 3.10). Последующие детальные исследования образцов, а также снимков, полученных с лунохода, должны позволить: - определить наличие и распределенность химических элементов в исследуемом районе; - определить характер локального рельефа; - разработать методики и экспериментальные установки по выде- лению и переработке отдельных химических элементов. После старта взлетной ракеты луноход может продолжить научную программу, по завершении которой он будет направлен в заданную точку и переведен в дежурное положение. В дальнейшем, радиомаяк, установленный на луноходе, можно будет использовать в качестве на- вигационного средства для обеспечения посадки будущих экспедиций. Научные и технологические результаты проекта «Луна-грунт» могут быть использованы при развертывании комплексов автоматической и обитаемой лунных баз. -237-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Первая коррекция Отделение д Первое включение ДУ выведения. Выход на промежуточную орбиту ИСЗ на траекторию перелета к Луне Второе включение ДУ выведения. Опорная орбиТа ИСЗ (Н^-200 км) А. Вторая коррекция на перелете к Луне Первое торможение Выход на орбиту ИСЛ ВтО±\л* торможение и посадка Орбита ИСЛ (Нкр= 100 км) \ Промежуточная орбита ИСЗ (Нп=275 км. На = 11500 км) Второе торможение посадка ^Посадка Перегрузка образцов с лунахода Включение ДУ t на режиме МТ Включение ДУ на режиме ВТ 1 Выключение ДУ. Вертикализация Включение ДУ на режиме ВТ Отделение Выход на спорную орбиту ИСЗ Предпосадочная орбита ИСЛ (Н = 18 км, На = 100 км) лазерного высотомера Старт ВР Рис. 3.10 Схема полета КА «ЛУНА-Грунт» (вариант экспедиции со взлетной ракетой) Создание глобальной системы связи для Луны и системы для ко- ординирования элементов базы и луноходов на местности с постоян- ной возможностью радиосвязи друг с другом предлагается решить с помощью КА связи. Для создания глобальной лунной системы связи целесообразно вывести КА связи в окрестность точки либрации Ц, чтобы он совер- шал движение по замкнутой орбите вокруг точки либрации L («гало- орбита») [3.10]. Схематичное расположение спутника связи на гало-ор- бите показано на рис. 3.11. При радиусе гало-орбиты 3500 км КА связи будет совершать один оборот за две недели. Спутник всегда будет виден с Земли (см. рис. 3.11) и обеспечит связь Земли с любой точкой невидимого лунного полуша- рия, а Земля самостоятельно обеспечит связь с любой точкой видимого полушария. Если в точке либрации Ц (откуда гало-орбита также видна) разместить еще один спутник связи, то получится глобальная система связи для Луны [3.10]. Таким образом, можно будет также решить задачу построения системы для координирования элементов базы и луноходов на местности с постоянной возможностью радиосвязи друг с другом. Для обеспечения бесперебойной связи целесообразно будет разместить на гало-орбите в окрестностях точки либрации Ц и в точке либрации L по два спутника связи, один из которых будет резервным. -238-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> Схема расположения КА связи на гало-орбите вокруг точки либрации 1_2 Проект «Автоматическая лунная база» («Лунный полигон») [3.9] (рис. 3.12). Рис. 3.12 Проект «Автоматическая лунная база» -239-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Для решения задач отработки методик переработки лунного грунта, доставки полученных образцов и материалов на Землю, а также прове- дения широкого круга научных и технологических исследований пред- лагается развернуть на поверхности Луны автоматическую лунную базу (АЛБ), состоящую из различных научных и технологических элементов. Для строительства базы полагается использовать следующие техниче- ские средства: - базовые транспортные средства для выполнения транспортных операций Земля-Луна, Луна-Земля и на поверхности Луны; - искусственные спутники Луны; - лунные служебные модули; - лунные научные модули; - лунные технологические модули. В качестве базовых транспортных средств рассматриваются: - двигательная установка выведения для разгона с опорной около- земной орбиты (см. рис. 3.6); - универсальная орбитально-посадочная платформа для доставки на поверхность Луны технологических, научных и служебных комплексов; - универсальная мобильная лунная платформа для выполнения транспортно-перегрузочных, монтажных, ремонтных и исследователь- ских операций на поверхности Луны; - взлетная ракета для доставки грузов с поверхности Луны на Зем- лю для отработки технологий и методик сбора лунного грунта, выделе- ния из него воды и других природных ресурсов и доставки материала на Землю. Посадка платформ с целевым оборудованием будет осуществляться на сигналы радиомаяка, находящегося в районе развертывания полиго- на. Все служебные, технологические и научные модули предполагается доставлять на поверхность Луны с помощью унифицированной орби- тально-посадочной ступени. Модульный принцип построения обеспечит возможность расши- рения границ полигона путем обустройства дополнительных пло- щадок в интересующих районах Луны. Планомерная долгосрочная эксплуатация средств полигона обеспечит создание условий и развер- тывание некоторых объектов инфраструктуры для будущей обитае- мой лунной базы (навигационный комплекс, энергетические модули, станции связи и т.д.). Многие задачи могут решаться в рамках между- народного сотрудничества, потенциал которого будет нарастать по мере расширения масштабов освоения Луны другими странами [3.7]. -240-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> Рассматриваются два варианта «лунного полигона»: астрофизи- ческая всеволновая обсерватория и многоцелевая автоматическая лунная база. Астрофизическая всеволновая обсерватория. Очередность разверты- вания его специализированного оборудования будет диктоваться си- туацией с осуществлением программ астрофизических исследований с борта околоземных спутников. Так, например, при отсутствии рабо- тающего внеатмосферного комплекса (на платформе ИСЗ) для наблю- дения в ультрафиолетовом диапазоне при наличии работающих ком- плексов в рентгеновском, гамма и видимом диапазонах более высоким приоритетом будет обладать размещение на Луне телескопа ультрафи- олетового диапазона спектра. Поэтому пока преждевременно опреде- лятьочередностьразвертыванияастрофизическихмодулей-платформ в составе этой базы. При возможности практического воплощения в период с 2016 по 2025 г. представляется целесообразной следующая, приведенная в табл. 3.1, последовательность доставки на «лунный полигон» специ- ализированных астрофизических платформ. К приведенному в табл. 3.1 перечню специализированных платформ с соответствующим инструментарием нужно добавить гелиофизиче- скую аппаратуру. При этом следует отметить, что современные и пер- спективные потребности гелиосейсмологии способен удовлетворить телескоп с апертурой ~25 см, при этом желательна гарантированная работа аппаратуры в течение срока не менее длительности солнечного цикла, составляющего 11 лет. Развитием предложения астрофизической лунной базы на основе платформсастрофизическойтелескопическойаппаратуройможетстать вариант, разработанный в International Space University [3.11], согласно которому на Луне предлагается развернуть: • антенное поле СНЧ-диапазона из 30 диполей и одной центральной станции (конфигурация — спираль с максимальным радиусом 17 км), при соответствующей геометрии эксперимента возможно радиозонди- рование земной магнитосферы с поверхности Луны; • оптический интерферометр из трех 1,5 метровых телескопов, раз- мещенных по окружности диаметром 100 м в равностоящих точках (раз- решение 5x10’4 угловых секунды в полосе 5000А); • оптический телескоп с зеркалом диаметром 16 м. Следует отметить, что условия размещения астрофизической базы на местности могут быть таковы, что ряд ее объектов (прежде все- -241-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Таблица 3.1. Последовательность доставки на «лунный полигон» специализированных астрофизических платформ Астрофизиче- ская платформа Имеющийся задел Проблемы реализации Приоритет, основ- ные причины его присвоения Ультрафиолето- вый телескоп Проект «Спектр- УФ»: телескоп; проекты «Lyman» и «LUTE» Доставка на Луну всего комплекса научной ап- паратуры массой ~2,5 т; разработка поворотной платформы. Обеспе- чение: температурного режима, защиты уязви- мого оборудования от факторов лунной среды Продолжение на новом уровне международ- ной программы астрофизических исследований в УФ-диапазоне спектра Телескоп для исследований в И К- и суб- мм- диапазонах спектра Проект «НИКА-И», науч- ная аппаратура «ИКОН» Доставка на Луну всего комплекса НА массой — 1,3 т («ИКОН»); разра- ботка поворотной плат- формы. Обеспечение: температурного режима, защиты уязвимого обо- рудования от факторов лунной среды Продолжение на новом уровне международной программы астро- физических иссле- дований в инфра- красном диапазоне спектра Радиотелескоп с антенной диа- метром не менее 10 м. Проект «Радио-Астрон» («Спектр-Р»). Доставка на Луну всего комплекса НА мас- сой ~2,3 т, создание механизмов раскрытия, наведения и управления антенной. Обеспечение: температурного режи- ма, защиты уязвимого оборудования от факто- ров лунной среды Продолжение на новом уровне отечественной программы радио- астрономических исследований Рентгеновский телескоп и приборы для исследований в гамма-диапазоне Проект «Спектр- РГ-Розитта- Лобстер». Доставка на Луну всего комплекса НА массой ~2,0 т, разработка по- воротной платформы. Обеспечение: темпера- турного режима, защиты уязвимого оборудования от факторов лунной среды Продолжение на новом уровне отечественной и международ- ной программ астрофизических исследований в рентгеновском и гамма-диапазонах спектра, реализа- ция проектов AXAF и ХММ -242-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> Оптический теле- скоп Проект «HST»- « Космический телескоп имени Э. Хаббла» Доставка на Луну всего комплекса НА массой -14-3 т, разработка по- воротной платформы. Обеспечение: темпера- турного режима, защиты уязвимого оборудования от факторов лунной среды Продолжение на новом уровне международ- ной программы астрономических исследований. го это касается радиотелескопа, так как для снижения уровня помех радиотелескоп следует размещать на обратной стороне Луны или в ли- брационной зоне) будут лишены возможности осуществлять постоян- ную связь с Землей. Поэтому уже на стадии проектных исследований необходимо предусмотреть наличие специально расположенной плат- формы со связным оборудованием, которая соединяется оптоволокон- ными кабелями большой пропускной способности со всеми целевыми платформами. Причем, при размещении базы в приполярном районе возможна такая ее конфигурация, при которой удаление радиотелескопа от остальных платформ будет небольшим. Многоцелевая автоматическая лунная база — это комплекс средств, предназначенных для широкомасштабных исследований Луны и все- мерного использования лунных условий и ресурсов, т. е. это лунная база в традиционном понимании. Отличием от традиционного подхода в рассматриваемом случае является акцент на длительный предваритель- ный этап автономной работы автоматических средств, которые должны до проведения пилотируемых экспедиций осуществить доскональную разведку условий окружающей среды и все необходимые операции по подготовке высадки и успешной последующей работы экипажей. Наря- ду с проведением масштабных селенологических исследований в задачу многоцелевой автоматической базы входит проведение экспериментов по разработке местных ресурсов, при этом в первоначальные опыты очень скоро может быть вовлечен человек-оператор. Следует также от- метить возможность практической апробации техническихрешений со- ответствующих средств для марсианской базы в лунных условиях. Концепция многоцелевой автоматической лунной базы основывает- ся на реализации следующих основных принципов: - научные исследования должны проводиться постоянно как при помощи аппаратуры настационарныхплатформах,так и с борта луноходов; - база должна допускать возможность развития; - в ходе ее работы должны быть на практике проверены возможности -243-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ получения из реголита кислорода и иных ресурсов (прежде всего — про- веден поиск воды и проверена методика экстракции из зрелого реголи- та водорода и серы), что должно впоследствии найти применение для заправки двигательных установок реактивных средств передвижения по поверхности Луны — «лунолетов» и возвращаемых на Землю аппаратов. Комплекс средств многоцелевой базы, имеющий значительные возмож- ности развития, включает в свой состав в первоначальной конфигурации: - платформы с научной аппаратурой; - энергомодуль, в состав которого входит энергоустановка с аккумуля- торным устройством; - командно-связной модуль; - планетоходы и робототехнические устройства; - стартовый комплекс для приемки грузов с Земли и отправки на Землю результатов исследований (рис. 3.13). С точки зрения достижения максимальной эффективности иссле- дований с самого начала выполнения широкомасштабной лунной про- граммы, целесообразно развернуть несколько автоматических баз, а именно: по одной астрофизической в южной и северной околополяр- ных областях и одну многоцелевую. Периоды развертывания и эксплуатации многоцелевой автома- тической лунной базы. Детальная разведки районов предполагаемого размещения будущих баз предлагается после завершения анализа ра- нее собранной информации, уточнения задачи как дистанционных, так и контактных исследований перспективных для будущего размещения баз районов. В минимальном варианте разведка может быть проведена следующим комплексом средств: - искусственный спутник Луны, выполняющий задачи съемки с вы- соким разрешением, построения уровневых поверхностей, обеспечения связи с объектами на лунной поверхности (луноходы, пенетраторы, поверхностные станции и т.п.), который должен обладать сроком ак- тивного существования не менее 3-5 лет; - три экспедиции луноходов в каждый из избранных районов. Таким образом, в этом варианте предусматривается осуществить 4 пуска автоматических межпланетных станций класса «Луна-Глоб» (1-го и 2-го этапов [3.7-3.9]). Возможно и желательно дополнить этот ва- риант проведением в каждом из избранных районов миссий пенетраторов. Подготовка площадки будущих баз в минимальном варианте пред- усматривает проведение трех экспедиций тяжелых луноходов. Таким -244-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> Рис. 3.13 Схематическое изображение варианта многоцелевой автоматической лунной базы — многоцелевого «лунного полигона» 1 — астрофизическая платформа; 2 — платформа системы управления базой; 3 — установки для экспериментов по использованию лунных ресурсов; 4 — результирующие образцы материалов; 5 — энергетический модуль; 6 — КА на траектории полета к Земле; 7 — стартовый комплекс «Луна-Земля»; 8 — транспортер отобранных образцов лунных пород и реголита; 9 — лаборатория предварительного анализа образцов, собранных луноходами; 10 — луноход; 11 — криогенная система хранения топлива образом, в этом варианте будут осуществлены 3 пуска автоматиче- ских станций с посадочной платформой большой грузоподъемности (~2,5 т полезной нагрузки). Представляется целесообразным осуществить доставку на Землю собранных образцов и других материалов исследований, что потребует дополнительно до трех пусков ракет-носителей. В итоге может потребо- ваться от 3 до 7 пусков автоматических межпланетных станций. Возможно и желательно дополнить исследования и работы данно- го этапа проведением в каждом из избранных районов миссий пене- траторов. -245-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Обеспечение постоянной связи с развертываемой автоматической лунной базой. Эту задачу можно решить в двух вариантах. Первый (если база будет расположена на полюсе) предусматривает развертывание одного-трех связных ИСЛ с повышенным временем жизни на полярных орбитах (Н=2300 км, Т=8 ч.) совместно со связным спутником на гало- орбите вокруг точки Лагранжа L . В зависимости от желаемой длитель- ности сеансов связи пойти по пути последовательного наращивания длительности непосредственной видимости, а именно: один ИСЛ (ви- димость полярной базы — 1/3 длительности витка), два ИСЛ (полярная база невидима с ИСЛ — 1/7 длительности витка), три ИСЛ (постоянная видимость ИСЛ — полярные базы). Связной спутник в точке Лагран- жа обеспечит прямой связью деятельность на обратной стороне Луны, в том числе — резервные каналы связи для полярных баз. Второй вариант предусматривает построение глобальной систе- мы связи для Луны (по два спутника у каждой точки Лагранжа L1 и Ь2 [3.10]), которая будет необходима на следующих этапах освоения Луны (в данном варианте не имеет значения место расположения баз). Система связи первого варианта может трансформироваться в гло- бальную лунную систему связи, когда по мере выработки ресурса по- лярными спутниками связи вместо них будут вводиться в действие спутники на гало-орбитах. В зависимости от принятого решения о последовательности раз- вертывания баз можно вначале отказаться от запуска связных спут- ников — если база будет одна и расположена вблизи экватора. Таким образом, для решения задач этапа потребуется до 4 пусков межпланет- ных станций массой около 8 т. Начало доставки целевых платформ. Основными кандидатами в по- лезной нагрузке первой платформы полярных баз являются телескоп ультрафиолетового и/или инфракрасного диапазонов (см. табл. 3.1). В случае многоцелевой лунной базы альтернативу им могут соста- вить селенологическая лаборатория первичного анализа собранных в окрестностях базы образцов пород и/или комплект опытных техноло- гических установок по апробации в лунных условиях технологий полу- чения кислорода. В последнем случае желательным является последую- щее проведение как минимум одной экспедиции по доставке на Землю полученных материалов. В составе полезной нагрузки первой целевой платформы должны быть полномасштабные системы связи и энерго- питания (поскольку доставка соответствующих специализированных модулей должна быть осуществлена позднее). Этим достигается апро- -246-
3.2. Автоматические космические аппараты в программе <...> бация основных технических решений для конструкций платформ и самодостаточная ценность экспериментов при отказе от развертыва- ния в данном месте многомодульной автоматической базы. На этом эта- пе требуется обеспечить доставку на Луну одним пуском PH полезной нагрузки массой не менее ~2,5 т. Доставка энергомодуля. Энергомодуль необходим для гарантиро- ванного энергоснабжения всех модулей баз вне зависимости от их рас- положения на местности (так, например, для ИК-телескопа желательно постоянно затененное место).Это способно высвободить значительный массо-габаритный резерв на последующих платформах для размещения научной аппаратуры. В качестве основы энергомодуля может использоваться солнечная установка электрической мощностью до 10 кВт, со сроком активного существования не менее 7 лет. Вместе с энергомодулем на Луну должен быть доставлен специализированный луноход, обеспечивающий ка- бельное соединение интерфейсов. Для доставки энергомодулей для трех планируемых станций потребуется три пуска PH, в ходе каждого из ко- торых на Луну должна быть доставлена полезная нагрузка массой ~2,5 т. (для проведения полноценных постоянных сеансов наблюдений энер- гомодуль на основе солнечной установки может использоваться только при гарантиях его размещения в постоянно освещенном месте — т. е. на склоне «горы вечного света» в приполярных районах Луны). Доставка командно-связного модуля. Необходимость в специализи- рованном модуле определяется потребностью в гарантированной связи как следствия возможного сложного расположения целевых платформ на местности, а также потребностью в организации упорядоченной, без взаимных помех передачи в режиме реального времени больших объ- емов наблюдательной информации от всех комплексов научной аппара- туры (по оценке, для комплекса из 5 астрофизических платформ — со скоростью до 10 Гбод). Вместе с командно-связным модулем на Луну доставляется специализированный луноход, обеспечивающий кабельное соединение интерфейсов. Для доставки командно-связных модулей для трех планируемых станций потребуются три пуска PH, в ходе каждого из которых на Луну должно быть доставлено оборудование массой ~2,5 т. Если подвести итог, то можно сказать, что за десять лет исследова- ния Луны автоматическими КА понадобится осуществить от 18 до 24 пусков PH среднего класса. Возможности эволюции автоматических лунных баз. Посколь- ку эти базы являются сложным комплексом технических средств, в -247-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ основу подхода при проектировании должен быть положен принцип максимальной гибкости структуры, ремонтопригодности, допустимо- сти наращивания функциональных возможностей, удобства при об- служивании их как автоматами, так и космонавтами. Развитие астрофизической базы в обитаемую лунную базу пред- ставляется нецелесообразным ввиду приведенных выше требований со стороны условий постановки астрофизических экспериментов, для которых, даже необходимая деятельность по развертыванию этой базы и ее обслуживанию может привести к длительным нарушениям оптимальных условий наблюдений. Развитие возможностей астрофизической базы, связанное с достав- кой новых целевых платформ, а также больших комплектов научного и обеспечивающего оборудования, может проводиться при помощи ав- томатических космических комплексов одноразового использования. Но в процессе эксплуатации базы, в принципе, должна возобладать тенден- ция доставки оборудования при помощи средств транспортировки, начи- нающих маршрут с многоцелевой базы, либо при помощи пилотируемых экспедиций посещения. При этом в ходе начального периода эксплуатации астрофизической базы в максимальной степени должны использоваться возможности автоматики, прибегая к помощи пилотируемых экспедиций посещения только в случае крайней необходимости. На развитом этапе ра- боты астрофизической базы обслуживание должно проводиться с опорой на многоцелевую базу в комбинации с пилотируемыми полетами с Земли. В отличие от астрофизической доминантой развития многоцелевой базы является ее постепенный переход в обитаемую лунную базу. Пе- реходным периодом от многофункциональной автоматической к оби- таемой является посещаемая автоматическая лунная база. Роль человека в функциональном расписании посещаемой базы может сводиться к выполнению ремонта и самых необходимых экс- плуатационных операций. Для этого нужно на этапе подготовки авто- матических миссий предусмотреть возможности не только ремонта космонавтами автоматической техники следующих после первых разве- дочных экспедиций этапов, но и переналадки, а также работы этой тех- ники в автоматизированном режиме на Луне. Стадия посещаемой базы предусматривает развертывание в дополнение к оборудованию базы средств взлетно-посадочного комплекса, способного обеспечить при- емку и старт пилотируемых кораблей, а также работу первого лунного лабораторно-жилого модуля, рассчитанного на длительную работу на Луне экипажа из трех человек. -248-
3.3. Пилотируемые экспедиции на Луну на современном этапе Исследовательская посещаемая многоцелевая автоматическая база должна будет перейти к следующему этапу — постоянной обитаемой лунной базе, когда на практике будут получены первые успешные ре- зультаты в производстве кислорода, экстракции водорода, в производ- стве строительных материалов и конструкций из них (также возможен и более ранний переход, с последующими экспериментами по получению кислорода, водорода и т.д.). 3.3. Пилотируемые экспедиции на Луну на современном этапе После предварительного исследования Луны автоматическими КА, в том числе для подготовки условий для создания обитаемой базы, дол- жен наступить этап участия людей в программе освоения, причем ис- пользование пилотируемой космонавтики в программе освоения Луны всеми признается безальтернативным. Однако здесь также имеются различные подходы, как к необходимым техническим средствам, так и детализации участия людей. Основные варианты схем пилотируемых экспедиций на Луну. Рас- сматриваются два типа схем пилотируемых экспедиций на Луну: пря- мого полета и орбитально — десантная схема. Первый тип схемы включает выведение на околоземную орбиту лунного экспедиционного комплекса (ЛЭК), в составе лунного пило- тируемого корабля (ЛПК) и трехступенчатого разгонного блока (либо трех разгонных блоков), выдачу первой ступенью разгонного импульса для выведения комплекса на траекторию полета к Луне, отделение пер- вой ступени, полет комплекса к Луне, торможение и посадку комплекса на поверхность Луны с использованием топлива второй ступени (воз- можна как непосредственная посадка, так и посадка с использованием окололунной орбиты ожидания), взлет ЛПК с третьей ступенью с Луны для полета к Земле (также может использоваться окололунная орбита ожидания), отделение третьей ступени, полет ЛПК к Земле и посадку на Землю. Причем, выведение корабля и ступеней разгонного блока на око- лоземную орбиту может осуществляться как одной, так и несколькими PH с последующей сборкой в единый комплекс на околоземной орбите. Однако эффективнее считается второй тип схемы экспедиции, в ко- тором ЛПК и топливо, предназначенное для старта с окололунной ор- биты к Земле, остаются на окололунной орбите, а на Луну опускается только специальный аппарат — взлетно-посадочный комплекс (ВПК), предназначенный для доставки космонавтов с окололунной орбиты на -249-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Луну и обратно. В результате на поверхность Луны можно будет опу- стить и затем поднять с нее меньшую массу. Действительно, нерацио- нально сажать на поверхность Луны, а потом выводить на орбиту обо- рудование, которое понадобится только при входе в земную атмосферу или топливо, необходимое для старта с окололунной орбиты к Земле. Следовательно, расход топлива на торможение при посадке и при взлете уменьшится, а значит, при старте с Земли можно будет сэкономить еще больше топлива [3.10]. Рассмотрим четыре основных варианта схемы пилотируемой экспе- диции на Луну по орбитально-десантному типу. Первый вариант — однопусковая схема, в которой выводятся на око- лоземную орбиту одной PH все элементы ЛЭК, включающие: - лунный пилотируемый корабль (ЛПК) с топливом для старта с око- лолунной орбиты к Земле (на корабле может также находится запас то- плива на торможение для выведения комплекса на окололунную орбиту, как например, на корабле «Аполлон»); - первый разгонный блок с топливом для выведения комплекса на траекторию полета к Луне; - второй разгонный блок с топливом для торможения при выходе комплекса на окололунную орбиту (в случае, если запас топлива на ко- рабле рассчитаны только на старт с окололунной орбиты к Земле, как например в планируемых экспедициях по программе Н1 -Л3. В экспеди- циях по программе «Аполлон» второй разгонный блок отсутствовал), причем второй разгонный блок может также быть рассчитан на дораз- гон лунного экспедиционного комплекса для выведение на траекторию полета к Луне (пример, планируемые экспедиции по программе Н1-ЛЗ, см. разд. 2.2); - взлетно-посадочный комплекс (ВПК) (в планируемых экспедициях по программе Hl-ЛЗ вместо взлетно-посадочного комплекса использо- валась лунная кабина с ракетным блоком, торможение лунной кабины и ракетного блока при посадке на Луну обеспечивалось частично вторым разгонным блоком, частично ракетным блоком лунной кабины, старт с Луны обеспечивался за счет ракетного блока лунной кабины). Примером этого варианта могут служить экспедиции по программе «Аполлон», а также планируемые экспедиции по программе Н1 - Л 3, опи- санные в разделе 2.2. Второй вариант схемы пилотируемой экспедиции на Луну отлича- ется от схем экспедиций по программе «Аполлон» в основном тем, что ЛПК с космонавтами и ВПК с разгонным блоком выводятся на около- -250-
3.3. Пилотируемые экспедиции на Луну на современном этапе земную орбиту отдельными PH. Так, по рассматриваемой в США схеме [3.12-3.13] корабль выводится PH «Арес I» с массой полезного груза на низкой околоземной орбите ~23 т, а ВПК с разгонным блоком — PH «Арес-V» с массой груза на низкой околоземной орбите -148 т. На низ- кой околоземной орбите происходит стыковка лунного пилотируемого корабля к взлетно-посадочному комплексу и образуется единый лун- ный экспедиционный комплекс (ЛЭК), включающий разгонный блок, предназначенный для выведения ЛЭК на траекторию полета к Луне, ЛПК и ВПК. После этого разгонный блок выводит комплекс на траекто- рию полета к Луне, после чего отделяется, а ЛПК и ВПК совершают по- лет к Луне. У Луны ВПК выдает тормозной импульс (в этом заключается еще одно отличие от схемы экспедиций по программе «Аполлон», где тормозной импульс выдавал ЛПК) и ЛЭК, в составе ВПК и ЛПК, пере- ходит на окололунную орбиту. Далее космонавты переходят из ЛПК в ВПК, ВПК с космонавтами отделяется от корабля и совершает посадку на Луну. После выполнения программы экспедиции взлетный модуль с космонавтами стартует с Луны, выходит на окололунную орбиту и сты- куется с кораблем. Космонавты переходят в корабль, взлетный модуль отделяется от корабля и корабль стартует к Земле. Такая схема экспе- 6. Торможение и выход на орбиту ступника Луны 12 Отделение взлетного модуля, старт Рис. 3.14. Второй вариант схемы пилотируемой экспедиции на Луну, рассматриваемой в лунной программе США «Созвездие» -251-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ диции (рис. 3.14) планировалась к применению в лунной программе США («Созвездие»). Преимущество этой схемы заключается в том, что пилотируемый корабль выводится PH относительно небольшой грузоподъемности, ко- торую проще и дешевле подвергнуть тщательной отработке, тем самым уменьшив риск для экипажа. Следует подчеркнуть, что PH под лунную программу создаются заново, а при использовании новых PH существу- ет вероятность неудачного запуска. К тому же, после катастроф двух американских многоразовых кораблей «Спейс Шаттл», НАС А относится с большой осторожностью к запуску в космос людей на сверхтяжелых PH. Кроме того, если бы НАСА в лунных экспедициях планировало од- нопусковую («аполлоновскую») схему, то, во-первых, пришлось бы соз- давать PH со стартовой массой на -1000 т большей, чем у PH «Арес-V», масса которой и без того оценивается в -3400 т, и на -1400 т больше, чем Сатурн V. Такая большая стартовая масса PH объясняется тем, что масса Л ПК и ВПК в лунной программе «Созвездие» значительно превы- шают массы ЛПК и ВПК в лунной программе «Аполлон». Это связано с тем, что экспедиции по программе «Созвездие» были рассчитаны на большую длительность. Во-вторых, если бы НАСА в лунных экспедициях планировало одно- пусковую («аполлоновскую») схему, то пришлось бы создавать еще одну PH для выведения пилотируемого корабля на околоземную орбиту (на- пример, для полетов к орбитальной станции, во времена полетов «Апол- лонов» для решения таких задач использовалась PH «Сатурн-1 В»), при использовании двухпусковой схемы полетов на Луну для полетов к ор- битальной станции будет использоваться PH «Арес I». Таким образом, первые два варианта схем пилотируемой экспедиции наЛунутребуют использования PH «сверхтяжелого» класса (так,старто- вая масса PH Н-1 -2200 т, PH «Сатурн-5» -3000 т, PH «Арес-V» -3400 т) с массой полезной нагрузки на низкой околоземной орбите -90 т, -140 т и -148 т соответственно. Однако создание тяжелых PH встречает боль- шие трудности, включая необходимость постройки больших наземных стартовых сооружений, транспортировку к месту старта отдельных сту- пеней, сложное поведение большого количества топлива во время стар- та и т.д. [3.10]. Все это влечет за собой большие финансовые затраты. Так, например, по оценкам НАСА на разработку и создание PH класса «Арес-V» для лунной программы должно быть затрачено - 10 млрд, дол- ларов США (в ценах 2005 г.), а каждый пуск будет обходиться в -2 млрд, долларов [3.14]. -252-
3.3. Пилотируемые экспедиции на Луну на современном этапе Поэтому представляется привлекательным третий вариант схе- мы пилотируемой экспедиции на Луну, который не требует ис- пользования PH сверхтяжелого класса и отличается от первых двух тем, что ВПК и космический корабль с космонавтами доставля- ются на окололунную орбиту отдельно и первая стыковка корабля с ВПК происходит только на окололунной орбите [3.15]. В этом варианте ЛЭК включает: - разгонный блок для доставки корабля с околоземной наокололун- ную орбиту. Он может быть как одноступенчатым,так и полуторосту- пенчатым (со сбрасываемым топливным баком), и двухступенчатым; - Л ПК с топливом для старта с окололунной орбиты к Земле (также на ЛПК может находиться топливо для торможения при выведении с траектории полета к Луне на окололунную орбиту, в этом случае разгонный блок рассчитывается только на выведение корабля с око- лоземной орбиты на траекторию полета к Луне); - разгонный блок для доставки ВПК с околоземной на окололунную орбиту (он также может быть как одноступенчатым, так и полуторосту- пенчатым (со сбрасываемым топливным баком), и двухступенчатым); - ВПК (также на ВПК может находиться топливо для торможения при выведении с траектории полета к Луне на окололунную орбиту, в этом случае разгонный блок рассчитывается только на выведение ВПК с околоземной орбиты на траекторию полета к Луне). Все элементы ЛЭК могут выводиться на околоземную орбиту как по отдельности,так и связками, например ЛПК со «своим» разгонным блоком, ВПК со «своим». В результате, при одинаковой массе ЛЭК второго (или первого) и третьего вариантов, для третьего варианта требуется PH меньшей размерности, пусть и в большем количестве (легче построить три ракеты со стартовой массой 1000 т, чем одну со стартовой массой 3000 т [3.10]). После выведения на орбиту ЛПК и ВПК со своими разгонными блоками (в том случае, если все элементы ЛЭК выводились по отдель- ности, после выведения на околоземную орбиту происходит стыков- ка корабля со «своим» разгонным блоком, и ВПК со «своим» блоком, если элементы выводились связками, в стыковке на околоземной ор- бите нет необходимости), ЛПК и ВПК переводятся на окололунную орбиту, где происходит их стыковка и переход космонавтов из корабля в ВПК. Далее схема экспедиции ничем не отличается от схемы экс- педиции по второму варианту. Третий вариант схемы экспедиции по- казан на рис. 3.15. -253-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Отделение баков РБ Рис. 3.15 Третий вариант схемы пилотируемой экспедиции на Луну, предполагающий раздельную доставку ВПК и ЛПК на окололунную орбиту (разработан РКК «Энергия») Четвертый вариант схемы пилотируемой экспедиции на Луну отли- чается от третьего тем, что для доставки ВПК с околоземной на око- лолунную орбиту вместо разгонного блока на основе ЖРД использует- ся многоразовый межорбитальный буксир (ММБ) с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ). За счет высокого удельного импульса (на порядок выше, чем у ЖРД) и высокой надежности электроракетных двигателей, а также многоразового использования буксира, можно до- биться снижения стоимости транспортных операций по сравнению с транспортной космической системой на основе разгонного блока с ЖРД. Особенностью ЭРДУ является высокий уровень потребляе- мой электрической мощности, поэтому в состав ММБ должна входить энергоустановка мегаваттного класса на базе ядерного или солнечного (солнечные батареи) источника энергии. Более подробно ММБ с ЭРДУ описаны в главе 5. В этом варианте лунный экспедиционный комплекс включает: - разгонный блок для доставки лунного пилотируемого корабля (ЛПК) с околоземной на окололунную орбиту. Он может быть как одно- ступенчатым, так и полутороступенчатым (со сбрасываемым топлив- ным баком), и двухступенчатым; -254-
3.3. Пилотируемые экспедиции на Луну на современном этапе - ЛПК с топливом для старта с окололунной орбиты к Земле (так- же на нем может находиться топливо для торможения при выведении с траектории полета к Луне на окололунную орбиту, в этом случае раз- гонный блок рассчитывается только на выведение корабля с околозем- ной орбиты на траекторию полета к Луне); - ММБ с запасами рабочего тела для полета с околоземной на око- лолунную орбиту (с взлетно-посадочным комплексом) и обратно (без груза); - взлетно-посадочный комплекс; - разгонный блок для доставки ВПК и бака с рабочим телом для ММБ с опорной орбиты на рабочую орбиту ММБ. Необходимость использования небольшого разгонного блока для до- ставки взлетно-посадочного комплекса и бака с рабочим телом на ра- бочую орбиту ММБ объясняется следующими соображениями. ММБ с ЯЭУ не будет применяться на орбитах высотой менее так называе- мой радиационно-безопасной порядка 800 км. На этой орбите время существования (более 300 лет) достаточно для спада накопленной при работе реактора радиоактивности до допустимых норм. ММБ с солнеч- ной энергоустановкой имеет очень большое миделево сечение (тысячи квадратных метров) и на орбитах высотой ниже 400 км его применять невозможно из-за большого сопротивления атмосферы. Так как с помо- щью PH энергетически выгодно выводить грузы на опорную круговую орбиту высотой около 200 км, то возникает необходимость в использо- вании небольшого разгонного блока (со стартовой массой ~7 т), кото- рый будет доставлять ВПК и рабочее тело с опорной орбиты на орбиту базирования ММБ. Первым из состава лунного экспедиционного комплекса на около- земную орбиту выводится ММБ в сложенном виде, для удобства ком- поновки — под головным обтекателем ракеты-носителя. После вы- ведения, развертывания и подготовки к работе ММБ переводится на рабочую орбиту, где проводятся его летные испытания в автоматиче- ском режиме. После испытания ММБ находится на орбите базирова- ния в режиме ожидания. После выведения на опорную околоземную орбиту взлетно-посадоч- ного комплекса, бака с рабочим телом и разгонного блока (все три этих элемента выводятся одним пуском, в так называемой «связке») разгон- ный блок переводит «связку» на орбиту базирования ММБ и отделя- ется, а комплекс с баком рабочего тела стыкуются с ММБ. Затем ММБ в течение нескольких месяцев совершает перелет с околоземной на око- -255-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ лолунную орбиту. На окололунной орбите ВПК отделяется от ММБ и находится там в режиме ожидания, а ММБ после отделения ВПК совер- шает обратный перелет с окололунной на околоземную орбиту базиро- вания и находится там в режиме ожидания следующего полезного груза. После доставки взлетно-посадочного комплекса на окололунную орби- ту на околоземную орбиту выводится лунный пилотируемый корабль с разгонным блоком, с помощью которого ЛПК переводится на окололун- ную орбиту и далее схема экспедиции ничем не отличается от схемы по третьему варианту. Схема четвертого варианта экспедиции приведена на рис. 3.16. Полет к Луне Раскрутка вокруг Луны и переход на ОСЛ (Н^ 100 км) Старт к Луне Отделение модуля Стыковка Полет к Земле' Раскрутка ММБ вокруг Луны Отделение бака РБ Стыковка корабл! к ВПК. переход экипажа в ВПК ’ Старт к Земле Старт с Луны Первый ..4 вход С А в атмосферу Скрутка вокруг Земли и переход на ОСЗ (Н = 800 км) Стыковка ВПК с ММБ Н = 800 км'' Раскрутка ММБ с ВПК вокруг Земли Торможение ВПК \ Выход \ \ САиз \ атмосферы Выведение корабля с РБ Н* 200 км Переход ВПК л бака РТна >рби'< i ММБ ^р8С км | с выполнением коррекций траектории -—_ / Посадка Выход и деятельность на Луну на поверхности Луны Отделение । взлетного модуля рб \ с кораблем ( переход экипажа > корабль Разделение коррекций траектории' отсеков / ВХОда в атмосферу / Выведение — / ВПК с баком раб. тела / и РБ Н = 200 км / Приземление я вход С А м‘ х ф^ о\ / Дк W Переход на ОСЛ (Н* 100 км) ~ /' 7 Отстыковка и перелет ВПК от ММБ к кораблю Рис. 3.16 Четвертый вариант схемы пилотируемой экспедиции на Луну, предполагающий раздельную доставку ВПК и ЛПК на окололунную орбиту, причем ВПК доставляется с помощью ММБ с ЭРДУ (разработан РКК «Энергия») Цели и задачи первых экспедиций. Основная цель первых экспеди- ций — выбор места строительства обитаемой лунной базы (ОЛБ), про- ведение рекогносцировки и первичная подготовка площадки, на кото- рой будет располагаться ОЛБ [3.15, 3.16]. Задачами первых экспедиций может быть обслуживание и дооснащение автоматических лунных баз, а также проведение научных исследований, требующих участия человека. Как уже отмечалось, для определения возможных районов мест строительства лунной базы будут использоваться автоматические КА -256-
3.3. Пилотируемые экспедиции на Луну на современном этапе (см. разд. 3.2), с помощью которых будут проведены съемка поверхно- сти Луны с высоким разрешением, изучение особенностей магнитного и гравитационного полей, радиационной обстановки, элементного со- става и структурных особенностей поверхностных пород с оценкой их стратиграфии и возможного генезиса. По окончании этой программы исследований должны быть определены места первой очереди для стро- ительства обитаемой лунной базы. На одном из этих мест возможно соз- дание многоцелевой автоматической лунной базы. После определения возможных мест будущего базирования на одно или несколько из них будут направлены пилотируемые экспедиции. По проектным разработ- кам РКК «Энергия» предполагается, что первые экспедиции проведут на поверхности Луны около тридцати суток, причем за это время они смо- гут выполнить объем работ, на два порядка превышающий выполнен- ный во время экспедиций кораблей «Аполлон». В помощь космонавтам на поверхность Луны перед первыми пи- лотируемыми экспедициями будет доставлен пилотируемый луноход, включающий два герметичных отсека, в которых возможно прожива- ние космонавтов. С его помощью могут быть исследованы значитель- ные площади лунной поверхности, прилегающие к району посадки [3.15, 3.16], а стыковкой пилотируемого лунохода и взлетно-посадоч- ного комплекса может быть создана временная лунная база, которая обеспечит проживание космонавтов на Луне в течение месяца (рис. 3.17). К луноходу может крепиться навесное строительно-монтажное обору- дование^ помощью которого космонавты могут провести первичную под- готовку площадки, выбранной для размещения ОЛБ. Для доставки пилотируемого лунохода на поверхность Луны предла- гается использовать посадочный комплекс, созданный на базе посадоч- ного модуля взлетно-посадочного комплекса. С его помощью на поверх- ность Луны может доставляться не только пилотируемый луноход, но и любые другие грузы массой в 10-12 т. По сути, посадочный комплекс и будет являться посадочным модулем, только вместо взлетного модуля на нем будет располагаться груз (см. разд. 5.3). Доставка ПК на около- лунную орбиту ничем не будет отличаться от схемы доставки ВПК, опи- санной выше. После окончания экспедиции луноход в автоматическом режиме может быть перемещен к месту посадки следующей пилотируемой экс- педиции. Пилотируемые облеты Луны. Помимо экспедиций на поверхность Луны могут совершаться также беспосадочные полеты людей, включа- -257-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Рис. 3.17 Пилотируемый луноход состыкован с взлетно-посадочным комплексом, образуя временную лунную базу ющие выведение космического корабля на окололунную орбиту или облет Луны. Пилотируемый облет Луны может использоваться для отработки те- плозащиты, системы управления спуском, системы терморегулирования спускаемого аппарата, обеспечивающих вход в атмосферу со второй кос- мической скоростью, навигационного оборудования, обеспечивающего построение ориентации корабля при полете к Луне и обратно, а также системы дальней связи, обеспечивающей связь центра управления поле- та с кораблем на расстояниях до 400 000 км. Кроме того, отработанный и проверенный лунный экспедиционный комплекс (ЛЭК) может ис- пользоваться в коммерческих целях, например для полета к Луне косми- ческих туристов, а также в качестве демонстрации возможности полета к Луне с использованием существующих изделий космической техники. Возможны два варианта экспедиции по облету Луны: со стыковкой лунного пилотируемого корабля к МКС (или другой околоземной ор- битальной станции) и без стыковки. Для первых экспедиций по облету Луны в качестве лунного пилотируемого корабля может быть исполь- зован модифицированный транспортный пилотируемый корабль типа «Союз», в качестве разгонного блока могут использоваться разгонные блоки типа ДМ (РФ) или CENTAUR (США). -258-
3.3. Пилотируемые экспедиции на Луну на современном этапе Экспедиция с выходом на окололунную орбиту может понадобиться для отработки лунного пилотируемого корабля,схемы доставки корабля на заданную окололунную орбиту и разгонного блока, используемого для решения данной задачи. Во время экспедиций по облету Луны и выхода на окололунную ор- биту целесообразно выбрать траекторию полета таким образом, чтобы она проходила над одним или несколькими местами, предварительно определенными (в результате исследования Луны автоматическими КА), в качестве мест, наиболее подходящих для создания лунной базы, с целью их подробной съемки и зондирования. Перед первой экспедицией с высадкой экипажа на поверхность Луны в целях отработки комплекса схемы посадки на поверхность Луны и взлета с нее, а также стыковки на окололунной орбите необходимо провести экспедицию посадки на поверхность Луны ВПК без экипажа (экипаж может находиться в корабле). О целесообразности создания лунной орбитальной станции. По мнению ряда специалистов, как в России, так и за рубежом, наибо- лее целесообразным представляется сначаларазвернутьнаокололунной орбите лунную орбитальную станцию (ЛОС), главным назначением ко- торой со временем стала бы роль пересадочной станции на пути с Земли на лунную базу. Кроме того, это может позволить на более ранних ста- диях достичь многоразовости использования транспортных средств на трассе между орбитами Земли и Луны. Естественно, что на борту лунной орбитальной станции могут проводиться и программы экспериментов по дистанционному зондированию Луны, мониторингу межпланетной среды, в том числе космических лучей солнечного, галактического и вне- галактического происхождения, и по определению последствий их дли- тельного воздействия на человека, растения и животных. В техническом плане создание лунной орбитальной станции возмож- но на современном уровне развития отечественной космической техни- ки. Однако большой необходимости в лунной орбитальной станции на первых этапах освоения Луны все же нет, и осуществление пилотиру- емых экспедиций и доставка грузов вполне возможны без ее наличия, что наглядно продемонстрировали экспедиции на Луну по программе «Аполлон». И даже наоборот, необходимость стыковки с этой станцией накладывает дополнительные баллистические ограничения на момен- ты старта к Луне. Также на первых этапах освоения Луны вряд ли це- лесообразно применение многоразовых космических аппаратов (кроме, пожалуй, многоразового межорбитального буксира с электроракетной -259-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ двигательной установкой, но он может обслуживаться и дозаправлять- ся и на околоземной орбите), так как применение многоразовых транс- портных средств до начала промышленного производства ракетного то- плива на Луне увеличит массу доставляемых с Земли грузов и усложнит всю транспортную космическую систему в целом. Создание лунной орбитальной станции потребует значитель- ного объема работ не только по выведению модулей станции на орбиту искусственного спутника Луны, но и по ее эксплуатации (не исключено, что они окажутся одного порядка величины с со- временными расходами на работу российского сегмента МКС, а возможно, значительно превзойдут их). Поэтому создание и экс- плуатация орбитальной станции целесообразны только после на- чала промышленного производства ракетного топлива на Луне и серийного использования многоразовых транспортных средств. В этом случае основным назначением такой станции может оказаться хранение ракетного топлива и дозаправка им транспортных кораблей. 3.4. Создание обитаемой лунной базы и переход к лунному производству Второй этап освоения Луны. После проведения серии экспедиций на поверхность Луны, выбора места лунной базы и первичной подго- товки площадки для ее размещения, можно будет приступать к созда- нию постоянной обитаемой лунной базы минимальной конфигурации, включающей [3.15,3.16]: - командно-жилой, складской и научно-исследовательский оби- таемые модули; - гофрированное перекрытие; - ядерную энергоустановку; - пилотируемый, транспортно-грузовой и рабочий луноходы. Создание постоянной обитаемой лунной базы минимальной конфи- гурации и переход к постоянному присутствию на Луне человека будет вторым этапом освоения Луны. Дооснащение и расширение возможно- стей базы будет происходить на следующих этапах. Описание базы ми- нимальной конфигурации, последовательность создания и особенности ее эксплуатации приведены в разделе 4.3. Для доставки модулей базы и других грузов с окололунной орбиты на поверхность Луны на этом этапе будет использоваться посадочный комплекс, который вместе с грузом будет доставляться на окололун- -260-
3.4. Создание обитаемой лунной базы и переход к лунному производству ную орбиту с помощью ММБ с ЭРДУ. Схемы доставки модулей базы на поверхность Луны с помощью транспортной космической системы показана на рис. 4.4 (см. гл. 4). Для транспортировки людей и грузов по поверхности Луны, а также для проведения строительных и других работ на поверхности, на вто- ромэтапебудутиспользоваться пилотируемый,транспортно-грузовой и рабочий луноходы. В состав рабочего лунохода будут входить раз- личные навесные средства для работ на поверхности Луны, например бульдозер (скрепер), экскаватор, кран и др. (см. разд. 4.8) [3.15, 3.16]. Перед началом создания обитаемой базы на поверхность Луны до- ставляются транспортно-грузовой и рабочий луноходы, с помощью ко- торых будет создаваться радиационное укрытие для обитаемых модулей базы и осуществляться подготовка рабочего места для установки ЯЭУ. С помощью рабочего лунохода космонавты в период экспедиции должны будут изготовить траншеи радиационного укрытия, в кото- рые затем будут устанавливаться модули базы. После подготовки тран- шей будут доставлены гофрированные перекрытия, которые с помо- щью транспортно-грузового и рабочего луноходов будут установлены в траншеи, после чего они с помощью рабочего лунохода будут засыпаны слоем лунного грунта толщиной около трех метров. Таким образом, оби- таемые модули базы будут надежно защищены как от солнечной, так и от галактической радиации, а также от небольших метеороидов. После создания противорадиационного укрытия будут доставляться обита- емые модули, которые будут установлены в траншеи с помощью транс- портно-грузового лунохода и состыкованы между собой. С установкой научно-исследовательского модуля завершается создание обитаемой ча- сти базы и начинается постоянное присутствие космонавтов на поверх- ности Луны. Далее будет доставлена ЯЭУ, которая будет установлена в специальное укрытие и соединена кабелем с обитаемыми модулями базы. На этом создание постоянной обитаемой лунной базы минимальной кон- фигурации (второй этап программы освоения Луны) будет завершено. На начальной стадии функционирования лунной базы численность ее экипажа может составлять 3 человека с последующим увеличением по мере развития базы (на следующих этапах) до 6-12 человек, а возможно, и до 20 человек. Работы на лунной базе организуются вахтовым методом со сменой экипажей каждые 6 месяцев. Все необходимые для нормальной жизнедеятельности космонавтов на Луне грузы на первых порах будут доставляться с Земли, с помощью посадочного комплекса, по схеме, ана- логичной доставке пилотируемого лунохода или модулей базы. Затем, по -261-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ мере создания производственного комплекса, будет осуществляться по- степенный переход лунной базы на самообеспечение. Необходимая динамика развития деятельности на Луне сможет быть обеспечена, если база за короткое время выйдет на режим покрытия своих потребностей в кислороде (как для систем жизнеобеспечения, так и за- тем для ракетного топлива), либо сможет быть доказана на практике ее эффективность для Земли. В противном случае возможно двоякое раз- витие событий. Если первоначальные оценки ресурсов окажутся преуве- личенно оптимистичными, либо выявятся непредвиденные сложности их разработки, обитаемая база может вернуться на шаг назад — к стадии посещаемой исследовательской базы. А если же выявятся какие-либо не- преодолимые на данном уровне развития технологии трудности, либо производимое на лунную среду воздействие окажется неприемлемо боль- шим, база может вернуться на ранее пройденную стадию автоматической лунной базы. Основные задачи работы обитаемой базы наряду с задачами продол- жения и расширения астро- и селенофизических исследований долж- ны включать апробирование опытно-промышленного производства из лунных сырьевых материалов. Здесь, по всей видимости, потребуется работа экипажей в большем численном составе, что повлечет за собой необходимость развертывания дополнительных жилых модулей. В настоящее время представляется целесообразным предварить до- ставку дополнительных модулей базы работой тяжелого пилотируемого лунохода, в ходе которой должны быть вновь — но уже с участием про- фессиональных геологов — пройдены маршруты в окрестностях лунной базы. Впоследствии, на этапе окончательной подготовки площадки и развертывания модулей, этот луноход будет использоваться как транс- портное, монтажное средство и как бульдозер. По завершении этих ра- бот он вновь может быть использован в качестве передвижной лабора- тории и транспортера. Третий этап освоения Луны. После завершения строительства оби- таемой лунной базы минимальной конфигурации и перехода к постоян- ному пребыванию человека на Луне начинается третий этап освоения Луны. На третьем этапе планируется отработка технологии получения из реголита кислорода, а также металлов и кремния. Создание комплек- са по производству на Луне кислорода (а также металлов и кремния) в промышленных масштабах для использования его в качестве ком- понента ракетного топлива, переход элементов транспортной косми- ческой системы на заправку «лунным» кислородом, расширение базы. -262-
3.4. Создание обитаемой лунной базы и переход к лунному производству Кремний и металлы будут использованы на следующих этапах ос- воения Луны. Получение кислорода, кремния и металлов из лунного реголита будет облегчено тем, что процент содержания этих элементов в лунном реголите довольно высок. Отметим, что эксперименты по по- лучению из реголита кислорода и других элементов могут проводиться еще на этапе автоматического лунного полигона. Каким будет добывающе-производственный комплекс, какой будет его масса, производительность и другие характеристики, однозначно сказать трудно. Однако можно предположить, что он будет состоять из нескольких модулей, которые последовательно будут доставлены на по- верхность Луны (аналогично луноходам или обитаемым модулям лун- ной базы) и там приведены к взаимодействию (см. разд. 4.7). Создание комплекса, отработка и приведение его в действие может занять несколько лет, после чего обитаемая база перейдет на само- обеспечение кислородом. Также начинается переход на использование «лунного» кислорода элементами транспортной космической системы (см. главу 5). На последующих этапах освоения Луны возможно рас- ширение добывающе-производственного комплекса с целью получения из лунного реголита водорода, воды (если вода не будет найдена в виде льда в полярных кратерах) и других полезных элементов, содержащихся в нем. В процессе функционирования комплекса будут постепенно ос- ваиваться технологические процессы комплексной переработки лунно- го грунта, вплоть до производства отдельных видов конструкционных материалов и изделий из них. После создания добывающе-производственного комплекса и пере- хода лунной транспортной космической системы на обеспечение «лун- ным» кислородом возможности транспортной космической системы по осуществлению грузо- и пассажиропотока значительно расширятся,так как не потребуется доставлять с Земли кислород для заправки элемен- тов системы. Это позволит уменьшить топливную компоненту грузопо- тока с Земли на околоземную орбиту. Кроме того, элементы транспорт- ной космической системы, заправляемые «лунным» кислородом, станут многоразовыми, поэтому их не нужно будет создавать и выводить на околоземную и окололунную орбиту (в частности, взлетно-посадочный комплекс) после каждой транспортной операции. Освободятся произ- водственные мощности и увеличатся ресурсы транспортной косми- ческой системы, которые можно будет задействовать для расширения лунной базы, расширения возможностей и производительности добы- вающе-производственного комплекса и решения других задач. -263-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ Расширение лунной базы, по мере необходимости, будет включать доставку на поверхность Луны новых обитаемых модулей, в дополне- ние к уже находящимся там, доставку дополнительной энергетической установки большой мощности,увеличение численности экипажа базы. Отметим, что эта база в более отдаленном будущем может быть пре- вращена в лунное поселение,сочетающее в себе производственную ин- фраструктуру и космопорт — отправную точку экспедиций к другим планетам Солнечной системы. Обсуждению вероятного облика подоб- ной базы, решаемых ею задач и перспектив ее превращения в лунный производственный комплекс посвящено большое количество работ (см. [3.3]). Четвертый этап освоения Луны. После расширения обитаемой лунной базы и увеличения численности ее экипажа до десятков человек можно будет постепенно переходить к ее промышленному освоению. Таким образом, начнется четвертый этап программы освоения Луны. По предварительным оценкам, четвертый этап начнется не раньше чем через 30 лет после начала освоения Луны, и поэтому этот этап можно описать лишь концептуально. На четвертом этапе должны быть завершены создание и отработ- ка технологий производства на Луне конструкционных материалов (включая солнечные батареи) из местных ресурсов, отдельные элемен- ты которых начали создавать и отрабатывать на предыдущих этапах, создание технологий самообеспечения лунной базы элементами пи- тания, включающие строительство на поверхности Луны оранжерей и выращивание в них высших растений, а также создание технологий строительства лунных поселений, рассчитанных на проживание де- сятков и даже сотен человек и технологии производства и передачи на Землю электроэнергии большой мощности. Когда эти технологии будут разработаны и апробированы, на Луне можно начинать строительство лунных поселений,создание комплексов по производству солнечных батарей, проводов, элементов конструкций, строительство солнечных электростанций и систем передачи энергии на Землю и околоземную орбиту, постоянное расширение комплексов добычи и переработки полезных ископаемых, создание электромагнит- ных динамических ускорителей массы для доставки на Землю и в задан- ные точки космического пространства лунной продукции и топлива и многое другое, т. е. начнется полномасштабное использование ресурсов Луны. По мнению многих специалистов, в конце XXI в. основной за- дачей промышленного освоения Луны должно стать создание на Луне -264-
Список литературы к главе 3 и в околоземном космическом пространстве глобальной системы энер- госнабжения Земли. В XXII в. потребности человечества вэнергии,дажесучетом энергос- набжения Земли из космоса, могут приблизиться к предельно допусти- мому уровню насыщения энергетической мощностью под атмосферой Земли [3.6]. Поэтому следующим шагом в предотвращении глобаль- ной экологической катастрофы и прекращения развития земной ци- вилизации может стать создание космической системы регулирова- ния климата Земли с использованием лунных ресурсов (см. главу 6). И это может стать одной из основных задач использования потенциала Луны в интересах земной цивилизации в XXII в. Список литературы к главе 3 3.1. Pat Troutman (LaRC Spacecraft & Sensors Branch) Orbital Aggregation & Space Infrastructure Systems (OASIS). Executive Summary, 5 November 2001. 3.2. Koelle H.H., Apel U., Johenning B. A Comparison of Alternative Strategies of «Return-to the Moon» 11 Journal of the British Interplanetary Society. 1986. Vol.39. No.6. P. 243-255. 3.3. Шевченко B.B., Чикмачев В.П. Лунные базы — проект XXI века. // Исследование космического пространства. Т. 30 (Итоги науки и техники, ВИНИТИ АН СССР). М.: 1989.115 с. 3.4. Yolkin K.S. Industrial Development of the Moon. The Russian Space Bulletin. 1995. vol.2. No.2. P. 12-15; V.I.Lukiashchenko, G.R.Uspensky, K.S.Yolkin Lunar Bases Deployment Variants Analysis on Base of Russian Scientific and Technological Experience. International Conference on the Moon Researches and Exploration. Moscow. October 1998. p. 45. 3.5. Перминов A.H., Моисеев Н.Ф., Севастьянов H.H., Брюханов Н.А., Си- зенцев Г.А., Синявский В.В., Сотников Б.И., Стойко С.Ф. Перспективы осво- ения Луны И Изв. РАН. Энергетика. 2006. № 1. С. 3-14. 3.6. Коротеев А.С, Семенов Ю.П., Сизенцев Г.А., Синявский В.В., Соколов Б.А., Сотников Б.И. Космическая техника и космонавтика в решении эко- логических проблем мировой энергетики XXI века // Изв. РАН. Энергетика. 2006. №1. С. 142-155. 3.7. Космический полет НПО им. С.А. Лавочкина / Под ред. Полищука ЕМ.. М.: «БЛОК-Информ-Экспресс». 2007. С. 38-42. 3.8. Полищук Г.М. Как нам дотянуться до Луны // Российский космос. 2008. №4. С.22-27. -265-
Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ 3.9. Копик А. Луна: от зонда до полигона. Российская программа иссле- дования Луны // Новости космонавтики. 2007. № 3. С. 48-49. 3.10. Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении. М.: Наука. 1980.512 с. 3.11. International Lunar Farside Observatory and Science Station. Spaceflight. 1994. vol.14. No.6. P. 115-116. 3.12. Лисов И. Планы лунных экспедиций объявлены официально И Но- вости космонавтики. 2005. № 11. С. 23-25. 3.13. Афанасьев И. Ares I и Ares V для Луны и Марса // Новости космо- навтики. 2006. № 8. С. 54-55. 3.14. Черный И. Ракеты-носители для возвращения на Луну // Новости космонавтики. 2006. № 1. С. 44-46. 3.15. Бармин И.В., Егоров А.В., Долгин А.М., Коровин А.В. Проекты соз- дания долговременной лунной базы // Космос для человечества. 1-я конф. МАА-РАКЦ. 21-23 мая 2008. г. Королев. Сб. тез. С. 140. 3.16. Кудъ-Сверчков С.В., Лобыкин А.А., Стойко С.Ф. Планетные базы. Конфигурация, доставка, сборка, энергоснабжение // Известия РАН. Энер- гетика. 2009. №3. С. 153-159. -266-
Глава 4 ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ 4.1. История предложений освоения Луны и создания обитаемой базы Лучшие умы человечества дали нашему и последующим поколени- ям основание для возможного достижения и освоения Луны и других планет Солнечной системы. Английский физик и математик И. Ньютон (1643-1727) не только описал выведение тела на орбиту спутника Земли путем сообщения ему необходимой для этого скорости движения, но и объяснил особенности движения Луны (вариации, попятное движение узлов орбиты). Русский ученый и изобретатель К.Э. Циолковский (1857-1935) является основоположником современной космонавтики и теории межпланетных со- общений. Он впервые показал возможность достижения требуемых косми- ческих скоростей, высказал идею создания околоземных станций как искус- ственных поселений и промежуточных баз для межпланетных сообщений. В его трудах была выдвинута идея использования Луны в качестве сырьевой базы и составной части инфраструктуры земной цивилизации [4.1]. Один из пионеров космонавтики Ю.В. Кондратюк (Шаргей А.Г.) (1897-1941) предложил для экономии энергии при полетах к небесным телам выводить космические комплексы на орбиту их искусственного спутника, а для посадки на их поверхность человека и возвращения на космический комплекс использовать небольшой взлетно-посадочный аппарат, отделяемый от комплекса. Он предложил располагать базы снабжения космических комплексов на орбите искусственного спутника Луны или на ее поверхности и, используя солнечную энергию, добывать ракетное топливо из лунных пород. Им изучена возможность использо- вания гравитационного поля встречных небесных тел для доразгона или торможения космических аппаратов при полетах в Солнечной системе. Технически конкретные и современные по научному подходу опи- сания проектов лунной базы стали появляться после 1946 г. Проекты рассматривали различные варианты лунных жилищ: искусственные сооружения, использование естественных полостей, использование за- щитных свойств лунного вещества, создание замкнутых систем жиз- необеспечения и т.д. Тогда же были высказаны основные положения научных программ и задач будущих лунных баз. -267-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Основоположник практической космонавтики, главный конструктор ОКБ-1 и первых ракет-носителей, искусственных спутников Земли, пило- тируемых космических кораблей С.П. Королев (1907-1966) в публика- циях начала 60-х годов наметил этапы изучения Луны, которые своим продолжением предполагали начальные стадии освоения и использова- ния лунных ресурсов. После облета Луны и высадки на ее поверхность, С.П. Королев считал целесообразным создание постоянно действую- щей лунной базы: «Организация на Луне постоянной научной стан- ции, а впоследствии и промышленного объекта позволит использовать те нетронутые и еще неизвестные ресурсы этого наиболее близкого к нам небесного тела для науки и народного хозяйства». В «Заметках по тяжелому межпланетному кораблю и тяжелой орбитальной станции», сделанных в качестве рабочих записей в 1962 г., С.П. Королев пред- полагал использовать Луну и окололунное пространство в системе инфраструктуры земной космической технологии. Первым уровнем подобной инфраструктуры должен стать «орбитальный пояс» посто- янных спутников, несущих различные функциональные нагрузки в околоземном пространстве: запасные базы-спутники для космических аппаратов, перед которыми возникнет необходимость в ремонте, регу- лировании, перезарядке и т.д. Базы-спутники должны обладать «всем необходимым для крайнего случая (воздух, влага и питание, энерге- тика, связь, медикаменты, аппаратура для создания искусственной тя- жести и др.)». Вторым уровнем космической технологической инфра- структуры С.П. Королев называл Луну и долговременные спутники на окололунной орбите, предназначенные для обслуживания межпланет- ных космических комплексов. Создание долговременного и достаточ- но крупного спутника-станции Луны выгодно тем, что пролетающим кораблям не надо осуществлять посадку на Луну, либо спускать на ее поверхность ракетные зонды, что связано со значительными затратами топлива и другими трудностями. Но непосредственно «на Луне надо иметь, видимо, и капитальную базу для космических целей, а имен- но: решение задач навигации кораблей (в обоих случаях при очень дальних полетах), снабжение кораблей некоторыми необходимыми материальными средствами, в том числе питанием, средствами жиз- необеспечения, ядерным топливом (включая и рабочее тело) и т. д.». Под руководством Вернера фон Брауна (1913-1977) — одного из ве- дущих специалистов в области ракетной техники Германии до 1945 г., поз- же — ракетной и космической техники в США — были осуществлены первые и пока единственные пилотируемые полеты на Луну (1969-1972). -268-
4.1. История предложений освоения Луны и создания обитаемой базы В США разработки вариантов лунной базы начались после принятия решения о реализации пилотируемой программы «Аполлон» в 1961 г. Разработки велись НАСА, подрядчиками, ВВС США и другими орга- низациями. В большинстве из разработанных проектов предлагалось использовать ракету-носитель «Сатурн-5» в качестве транспортного обеспечения. Наиболее значительный проект 60-х годов предусматри- вал пребывание на лунной поверхности экипажа из 6 членов в течение 6 месяцев. В состав комплекса, кроме основного модуля, должны были войти энергоустановка мощностью 10 кВт, луноход с жилым модулем для длительных экспедиций по Луне, а также техника, обеспечивающая изготовление противорадиационной защиты из лунного грунта. В 1967 г. появился проект, рассматривающий создание четырех долговременных баз: двух в кратере Гримальди, одной в центре об- ратной стороны Луны и одной на южном полюсе. Функционирование всех баз предполагалось осуществлять последовательно. База в крате- ре Гримальди должна была работать в течение двух лет. В программу исследований входили астрономические наблюдения, эксперименты по биологии, в области прикладных наук и др. В качестве второй оче- реди могла бы вступить в строй следующая лунная станция и т.д. Вся программа четырех лунных баз потребовала бы проведения 63 пу- сков PH «Сатурн-5»в период с 1971 по 1988 г. Первым фазам конкретного проектирования обитаемой лунной базы был свойственен излишний оптимизм, так как среди специалистов бытовало мнение, что непосредственным продолжением первых лун- ных экспедиций станет интенсивное освоение Луны с развертыванием долговременной базы в качестве первого шага. Однако последовал довольно длительный период скептического от- ношения к целесообразности широких исследований Луны космиче- скими средствами. Причин такого поворота событий было несколько. Как впоследствии признавали американские специалисты, существен- ным недостатком программы «Аполлон» была ее запланированная за- вершенность. Программа имела в качестве основной цели доставку на Луну человека, и решение этой задачи естественным образом ставило точку в развитии данного направления космических исследований. Иными словами, в самом проекте не закладывались основы последу- ющих шагов, не было внутренних предпосылок для его естественного развития на новом, более сложном уровне. Новая фаза, или, как называют ее современные исследователи этой проблемы, «лунный ренессанс», началась в первой половине 80-х годов -269-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ и привлекла к идее создания обитаемой лунной базы внимание многих специалистов в различных областях науки и техники. Появились мно- гочисленные научно-технические разработки и исследования, новые идеи и предложения, в обсуждении которых участвуют сотни ведущих ученых из разных стран. Академик В.П. Глушко, возглавивший НПО «Энергия» (бывшее ОКБ-1), в 80-е годы выдвинул концепцию многоцелевой лунной базы, основанной на полученных к тому времени данных о природе Луны и современных технических возможностях ее освоения и использо- вания. Основные аргументы в пользу развития подобных работ сво- дились к следующему. Лунная станция удобна для ведения непрерыв- ного глобального контроля всей поверхности Земли и окружающего ее космического пространства. С лунной базы возможно проведение уникальных астрофизических экспериментов. Малая сила тяжести и, тем самым, умеренные затраты энергии для отлета с Луны, в сочетании с ее близостью к Земле, создают благоприятные возможности вовле- чения лунных ресурсов в сферу космического производства, которое может быть организовано на геоцентрических и селеноцентрических орбитах. При этом отмечалось, что первичную обработку лунного сы- рья целесообразно производить на промышленных установках, рас- положенных на Луне и использующих солнечную энергию. Лунные установки по производству кислорода из местных материалов могли бы обеспечить окислителем местные нужды и заправку космических транспортных грузовых и пилотируемых кораблей местного и даль- него следования, как на Луне, так и на селеноцентрической орбите. В.П. Глушко подчеркивал, что местные ресурсы, в качестве которых можно рассматривать распространенные на лунной поверхности в раздробленном виде лунные породы, при надлежащей обработке мо- гут обеспечить производство ракетного топлива достаточной эффек- тивности для выполнения стартов с лунной поверхности. Широкое использование Луны, по мнению В.П. Глушко, является круп- ным этапом в развитии космонавтики, который нельзя миновать. Иссле- дования Луны автоматическими аппаратами были первым шагом в ее изучении. Следующим этапом должны быть пилотируемые экспедиции, создающие на Луне сначала временные базы, затем долговременные и, на- конец, постоянно действующие. При этом возможно разумное сочетание использования автоматических и пилотируемых космических систем. Однако эти идеи, как и разработки других специалистов в нашей стране, не нашли официальной поддержки. По сути, они не стали -270-
4.1. История предложений освоения Луны и создания обитаемой базы содержанием космической политики. Инерция отсутствия офици- ального интереса к Луне продолжала действовать. Проекты американского Комитета по изучению Солнечной систе- мы. В эти же годы в США в связи с разработкой долгосрочных планов НАСА вновь было привлечено внимание к проектам перспективного освоения Луны. Для выработки всесторонне обоснованных предложе- ний по перспективному планированию космических исследований за пределами низкой околоземной орбиты и определению стратегических целей на новом этапе космического планирования в НАСА был создан совещательный орган — Комитет по изучению Солнечной системы, который приступил к работе в 1980 г. Перед комитетом была поставле- на задача сформулировать современные взгляды на цели предстоящих на ближайший период планетных исследований и дать стратегические установки в перспективном планировании изучения Солнечной систе- мы с помощью космической техники на период до конца XX столетия. В 1983 г. комитет подготовил Основную программу, в которой были систематизированы результаты проведенного анализа, главные выво- ды и конкретные рекомендации. Основная программа предлагала че- тыре главных цели исследований на ближайшие десятилетия. Первой по-прежнему остается изучение проблем происхождения, эволюции и современного состояния Солнечной системы в целом и отдельных объектов. Несмотря на то, что за последние два десятилетия в этом направлении достигнут значительней прогресс, остаются нере- шенными еще многие важные вопросы, имеющие высокий научный приоритет и фундаментальное значение. Вторая цель — решение проблем, которые могли бы способство- вать пониманию глобальных вопросов природы Земли через сравне- ние природы других планет и крупных спутников Солнечной системы. Третьей названо понимание существующих в природе соотноше- ний химической и физической эволюции тел Солнечной системы и процесса зарождения жизни. Четвертой впервые в практике космических исследований была вы- двинута ранее не относившаяся к планетным исследованиям проблема поиска ресурсов, доступных в ближнем и дальнем космосе. В качестве первых шагов подразумевается изучение возможности обнаружения и активного использования подобных ресурсов ближайших к Земле тел: Луны, проходящих на близких расстояниях астероидов, а также ядер комет. В 1986 г. Комитет завершил работу над второй частью проекта — Расширенной программой. -271-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ В дальнейших исследованиях НАСА проекты различного характера были систематизированы по трем стратегическим направлениям. Первое предусматривает планирование и осуществление пилоти- руемых экспедиций на другие планетные тела. Подобные проекты не включают каких-либо долговременных структур или оборудования на поверхности посещаемого тела. На данном этапе под это направление подпадают миссии посещения Марса и его спутников. Второе рассматривает организацию научного постоянно действующего аванпоста на поверхности планетного тела, обслуживаемого на постоян- ной или вахтовой основе экипажем специалистов. На первом этапе пред- полагается строительство и функционирование внеземной обсерватории для астрономических и геофизических наблюдений на поверхности Луны. Третье стратегическое направление рассматривает широкую про- грамму проведения во внутренней части Солнечной системы научных и технологических исследований, поиска и освоения природных ресур- сов, а также работ, имеющих конечной целью организацию постоянно- го присутствия человека на различных планетных телах. Внутри этого направления планируется развитие проекта обитаемой базы на Луне и проектирование аналогичных баз на поверхности Марса, а также раз- работка инфраструктур, необходимых для осуществления дальнейшего исследования Солнечной системы. В части лунной программы предусмотрены две основные стадии. На первом этапе обсуждается создание лунной обсерватории, преследую- щей чисто научные цели изучения космического пространства. В связи с задачами наблюдательного комплекса, для которого нежелательны шу- мовые помехи, исходящие от Земли, местом размещения лунной обсер- ватории станет один из районов обратного полушария. Сценарий создания постоянной лунной базы включал серию грузовых и пилотируемых (пассажирских) транспортных рейсов на Луну начиная, примерно, с 2004 г. Основные цели начальных и последующих стадий этого проекта — разработка и утилизация лунных ресурсов. Лунная обсервато- рия и все операции, связанные с ее созданием, рассматриваются как подго- товительный этап к развертыванию постоянно действующей лунной базы. По мысли проектировщиков, лунный этап является обязательным в под- готовке экспедиции на Марс, поскольку обеспечивает единственную воз- можность отработки приемов и технологий будущих дальних экспедиций. Различные точки зрения на проблемы лунной базы и целесообраз- ность осуществления подобного проекта в обозримом будущем не пре- уменьшают очевидности того факта, что Луна, становясь все более до- -272-
4.2. Лунная инфраструктура на первых этапах освоения Луны ступной для космических транспортных средств, превращается в один из реальных объектов инфраструктуры современной цивилизации. 4.2. Лунная инфраструктура на первых этапах освоения Луны Лунная инфраструктура — это комплекс технических средств, обеспечи- вающий решение задач исследования и освоения Луны. В комплекс входят: - автоматические КА для обеспечения связи, навигации, дистанци- онного зондирования Луны, проведения исследований и предупрежде- ния о солнечных вспышках; - астрофизическая и многоцелевая автоматические лунные базы; - лунная транспортная космическая система; - лунная орбитальная станция; - обитаемая лунная база, включающая обитаемые модули, луноходы, энергетические установки, научное оборудование; - энергетический комплекс; - добывающе-перерабатывающий и производственные комплексы, включая комплексы добычи и заводы по производству газов, воды, строительных материалов, компонентов ракетного топлива, металлов, кремния, солнечных батарей, проводов и элементов конструкций; - система хранения криогенных компонентов ракетного топлива на поверхности Луны. Основными задачами первых этапов освоения Луны будут иссле- дование Луны с помощью автоматических КА, создание глобальной системы связи для Луны, создание лунной транспортной космической системы, выбор места обитаемой лунной базы и ее создание, отработка технологий переработки лунного грунта и получения из него кислоро- да, металлов, кремния и других материалов, создание добывающе-пере- рабатывающего комплекса. На этапе промышленного освоения добы- вающе-перерабатывающий комплекс может разделиться на несколько самостоятельных элементов. Возможный состав лунной инфраструкту- ры первых этапов освоения Луны приведен на рис. 4.1. Одним из основных требований к объектам лунной инфраструктуры является обеспечение длительного ресурса (не менее 15 лет) оборудова- ния, доставляемого с Земли. При ограниченном ресурсе значительный объем программы будет состоять из замены агрегатов и объектов, вы- работавших свой ресурс, новыми, что может затруднить наращивание и развитие лунной инфраструктуры. -273-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.1. Возможный состав лунной инфраструктуры первых этапов освоения Луны 4.3. Обитаемая лунная база первого этапа Как уже отмечалось, развертывание лунной базы предполагается осуществить в несколько этапов, из которых наиболее проработан первый. Однако уже при осуществлении первых экспедиций в рамках подготовительных работ к строительству долговременной лунной базы стыковкой пилотируемого лунохода и взлетно-посадочного комплекса может быть создана временная лунная база, которая обеспечит прожи- вание космонавтов на Луне в течение месяца (см. рис. 3.17). Этот этап можно считать нулевым этапом строительства обитаемой лунной базы. -274-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа Состав обитаемой лунной базы (ОЛБ) на первом этапе может быть следующим: - обитаемые командно-жилой, складской и научно-исследователь- ский модули; - ядерная энергоустановка (ЯЭУ) — лунная атомная электростанция; - пилотируемый, транспортно-грузовой и рабочий луноходы; - площадка для посадки и взлета взлетно-посадочного (ВПК) и по- садочного (ПК) комплексов. Без этих элементов невозможно организовать жизнедеятельность и работу экипажа лунной базы, обеспечить грузопоток, провести научные исследования. Обитаемую базу целесообразно строить с использованием опыта создания долговременных космических обитаемых орбитальных стан- ций «Мир» и Международной космической станции (МКС) [4.2, 4.3]. Поэтому отсеки, части, элементы, системы базы могут быть аналогичны и, по возможности, унифицированы с отсеками, частями и элементами жилых модулей и отсеков в составе МКС. Один из возможных обликов лунной базы минимальной конфигу- рации приведен на рис. 4.2. Рис. 4.2. Общий вид лунной базы первого этапа (в минимальной конфигурации): 1 - командно-жилой модуль; 2 - научно-исследовательский модуль; 3 - склад- ской модуль; 4 - ядерная энергоустановка; 5 - зона подъезда лунохода; 6 - лунный грунт (грунтом засыпается вся база) -275-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Посадочная площадка базы должна быть оснащена системой маяков для точной посадки взлетно-посадочных комплексов. Для транспорти- ровки экипажей комплекса на базу и его обслуживания используется пи- лотируемый герметичный луноход. Основные характеристики обитаемой базы минимальной конфигура- ции разработки РКК «Энергия» следующие: Масса базы до 60 т Масса одного модуля до 10 т Количество модулей (включая ЯЭУ и луноход) 5 шт. Диаметр модулей по гермокорпусу 2,9 м Длина модулей 8 м Экипаж 3 человека Длительность одной экспедиции 6 месяцев Ресурс 15 лет Электрическая мощность ЯЭУ 100-150 кВт Мощность солнечных батарей, установленная 12 кВт Объем гермоотсеков базы (по гермокорпусу) до 120 м3 Минимальная численность экипажа обитаемой базы не может быть менее 3 человек исходя из необходимости обеспечения проведения ис- следований на лунной поверхности в скафандрах или с помощью пи- лотируемого лунохода. В этом случае экипаж делится на две группы: два члена экипажа совершают «выход» или автономные исследования на луноходе, а один человек остается на базе, обеспечивая связь, управ- ление, необходимую поддержку. При смене экипажа численность базы составляет 6 человек в течение нескольких суток. Такой подход хоро- шо себя зарекомендовал при непрерывной длительной эксплуатации орбитальных станций «Мир» и МКС. Требования к функционированию обитаемой лунной базы. База мини- мальной конфигурации первого этапа должна обеспечивать: - жизнедеятельность экипажа численностью 3 человека длительное время и 6 человек кратковременно (до двух недель); - размещение научной аппаратуры, с которой непосредственно будет работать экипаж; - обслуживание и ремонт луноходов; - размещение и обеспечение хранения образцов лунных пород общей массой до 500 кг; - обеспечение выходов экипажей на поверхность; - обеспечение устойчивой радиосвязи с Землей; -276-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа - получение данных от окололунной орбитальной группировки автоматических космических аппаратов; - обеспечение обслуживания и дозаправки-подзарядки луноходов; - обслуживание и ремонт взлетно-посадочных и посадочных ком- плексов. Для обеспечения постоянного нахождения экипажа в герметичных отсеках модулей должны быть размещены: - комплекс средств жизнеобеспечения, включающий: средства обе- спечения газового состава; водообеспечения; обеспечения питанием; са- нитарно-гигиеническое оборудование; средства индивидуальной защиты; - центральный пост управления; - система информационной поддержки экипажа, включающая бор- товые тренажеры, библиотеки, видео-аудиотеки; - каюты членов экипажа; - тренажерно-медицинский отсек для экипажа. Гермоадаптер, входящий в состав командно-жилого модуля, обе- спечивает механическое, электрическое, гидравлическое соединение и возможность перехода в другие модули базы. Должна быть предусмо- трена временная автономность каждого модуля на случай возникнове- ния аварийной ситуации. Деятельность экипажа на открытой поверхности Луны во время экспедиции должна быть сведена к минимуму и максимально авто- матизирована. Требования по радиационной безопасности экипажа базы. Уровень радиационной защиты модулей базы (с учетом дополнительной защиты лунным грунтом) должен обеспечивать защиту экипажа таким образом, чтобы максимальная доза радиационного облучения экипажа (от галак- тического излучения и Солнца) не превышала бы допустимую (не более 50 мЗв в год (Зв — единица эквивалентной дозы в системе СИ, представ- ляющая собой единицу поглощенной дозы,умноженную на коэффициент, учитывающий неодинаковую радиационную опасность для организма разных видов ионизирующего излучения)). На поверхности Луны [4.4] средняя доза солнечной активности со- ставляет 4-6 Зв, максимальная — до 10 Зв. Поэтому толщина защиты из реголита плотностью 1,5 т/м3 должна быть 2-3 м [4.5]. Если принять, что более половины времени экипаж будет проводить в защищенном помещении, то интегральная мощность дозы будет менее 0,02 Зв/год. В то же время допустимая мощность дозы облучения члена экипажа за всю экспедицию (от старта до возвращения на Землю) оценивается -277-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ разными авторами в 0,25-0,5 Зв. В частности, согласно методическим указаниям по ограничению облучения космонавтов при околоземных космических полетах [4.6], основной предел эквивалентной дозы кос- монавта за космический полет продолжительностью до 1 года не дол- жен превышать 0,5 Зв. Однако анализ отечественных и зарубежных публикаций по радиационной защите напланетных атомных электро- станций показывает, что в качестве допустимой мощности дозы обыч- но принимаются значения 0,02 или 0,05 Зв/год, что совпадает с уста- новленными национальными комиссиями по радиационной защите (России и США соответственно) пределами для работников атомных отраслей при наземных условиях. Состав и основные функции бортовых систем базы. Бортовые си- стемы лунной базы по составу и назначению в значительной степени схожи с аналогичными системами орбитальных станций. Кратко рас- смотрим состав и назначение таких систем лунной базы первого этапа. Бортовая вычислительная система должна обеспечить: - управление системой энергоснабжения; - обработку информации от системы управления бортовой аппаратурой; - управление окололунными космическими аппаратами связи, навигации, дистанционного зондирования Луны, предупреждения о вспышках на Солнце; - обработку информации от комплекса научной аппаратуры; - контроль за работой ЯЭУ лунной атомной электростанции. В случае выхода из строя вычислительной системы собственно базы, вычислительные средства пилотируемых луноходов должны выполнять ее функции в полном объеме наряду с обеспечением возложенных на них задач. Бортовой информационный комплекс, включающий систему бор- товых измерений и систему хранения и обработки информации, ак- кумулирует информацию по базе в целом (включая телеметрическую информацию от луноходов, взлетно-посадочных комплексов, скафан- дров и автоматических КА), проводит ее обработку (сжатие) до мо- мента сеансов связи с Землей и далее — через радиотехнический ком- плекс — передает на Землю. Необходимая информация одновременно транслируется в вычислительную систему базы для обеспечения авто- матических режимов управления, а в аналогичные системы пилотиру- емых луноходов — только в аварийном режиме — при выходе из строя, либо некорректной работе вычислительной системы собственно базы. Информация по взлетно-посадочным комплексам и луноходам опера- тивно анализируется только в части наличия аварийной сигнализации. -278-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа Система энергоснабжения обитаемой базы должна выполнять за- дачу энергоснабжения всех элементов базы, в том числе и в условиях лунной ночи. Энергопотребление лунной базы на первом этапе оцени- вается в -150 кВт электроэнергии [4.7]. На начальном этапе, до того, как будет доставлена на поверхность, установлена и пущена лунная атомная электростанция (АЭС) на ос- нове ЯЭУ, источниками энергии будут солнечные батареи в сочета- нии с электрохимическими генераторами (ЭХГ) и электролизером [4.8, 4.9]. Электрохимические генераторы используются только во время «лунной ночи» и на первом этапе должны обеспечивать рабо- ту в течение 14 суток на уровне мощности до -12 кВт среднесуточно. Для этого понадобится -190 кг водорода и -1460 кг кислорода, ко- торые целесообразно хранить в газообразном состоянии (в шарба- лонах) вне герметичного объема. Солнечные батареи должны быть рассчитаны на среднесуточную мощность (в течение лунного дня) -24 кВт, причем 12 кВт будут обеспечивать работу электролизера, а оставшиеся 12 кВт будут обеспечивать работу всей остальной аппа- ратуры базы. Поток солнечного излучения на поверхности Луны составляет 1370 Вт/м2. Если принять КПД солнечных батарей 12%, то их площадь составит -150 м2. При удельной массе тонкопленочных батарей на ос- нове аморфного кремния 1,3-1,8 кг/м2 [4.10] их масса составит -270 кг. Солнечные батареи могут быть доставлены на поверхность Луны с ко- мандно-жилым модулем. Учитывая меньшую, чем на Земле, силу тя- жести, двое космонавтов, используя луноход, смогут легко смонтиро- вать их в месте ее установки и соединить кабелем с командно-жилым модулем, установленным в траншее. Электрохимический генератор, электролизер, вода и емкости для водорода и кислорода могут быть доставлены на поверхность Луны со складским модулем. После ввода в строй АЭС солнечные батареи и электрохимиче- ские генераторы будут использоваться как резервные источники электроэнергии. Используя их, можно продлить программу экс- педиции в случае неполадок с ЯЭУ. Более подробно такая система энергоснабжения рассмотрена в разделе 4.4. Система обеспечения теплового режима модулей базы должна обе- спечивать все режимы работы, включая аварийные. По проектным оценкам РКК «Энергия» такая система каждого из модулей должна быть рассчитана на сброс через радиаторы-теплообменники средне- суточной тепловой мощности до 12 кВт. -279-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Радиотехнические системы базы являются основными среди ана- логичных систем пилотируемых луноходов, взлетно-посадочных ком- плексов и скафандров и выполняют основной объем работ по передаче информации на Землю и приему информации и командных указаний с Земли. Они используются для решения собственных задач (в рамках отдельного модуля и, прежде всего, на этапах их автономной работы). В случае отказа такой системы базы должно быть предусмотрено ис- пользование в качестве резервных систем луноходов и взлетно-по- садочного корабля для передачи информации на Землю и приема ко- мандных воздействий. Радиотехническая система базы доставляется на Луну в составе командно-жилого модуля, причем антенны устанав- ливаются космонавтами на возвышениях рельефа и соединяются кабе- лем с командно-жилым модулем. Особо следует отметить, что антенны связи с Землей должны находиться в условии постоянной радиовиди- мости с окололунными КА связи. Средства технического обслуживания и ремонта предназначены для проведения ремонтно-восстановительных работ любого модуля, луно- ходов и взлетно-посадочных комплексов. Стыковочные агрегаты модулей базы должны позволять выполнять стыковку между собой и с пилотируемым луноходом. Агрегаты и системы модулей должны сохранять работоспособность в случае разгерметизации. Все бортовые системы должны быть выпол- нены в ремонтно-пригодном исполнении. Секции стеллажей на унифи- цированных стойках должны по габаритам позволять транспортировку соответствующих грузов. На внешней поверхности модулей должны быть предусмотрены технологические платы с внекорабельными разъемами для подключе- ния испытательного оборудования. Внешняя поверхность модулей должна быть снабжена специаль- ными конструкционными элементами для обеспечения возможности технического обслуживания и ремонта. Внекорабельная деятельность на базе обеспечивается с использо- ванием скафандров, рассчитанных на не менее чем 70 «выходов» каж- дый. Необходимые запасные инструменты и принадлежности для ска- фандров определяются из расчета проведения не менее 72 «выходов» в год двумя членами экипажа. Бортовая система дозаправки скафандров располагается в шлюзо- вом отсеке базы. Для обеспечения кислородом скафандров, подстыко- ванных к блоку системы стыковки во время шлюзования, могут быть -280-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа использованы кислородные баллоны, аналогичные использующимся на отечественных космических грузовых кораблях «Прогресс». Обитаемые модули на поверхности Луны. Доставка модулей с около- лунной орбиты обеспечивается с помощью посадочного комплекса. Пред- полагается унификация посадочного модуля комплекса с посадочным модулем одноразового пилотируемого взлетно-посадочного комплекса. Оценки показывают, что минимальная масса взлетного модуля с трех- местной пилотируемой кабиной составит ~7 т. Для обеспечения выхода космонавта без разгерметизации корабля и создания комфортных усло- вий при первых экспедициях на Луну предусматривается наличие в со- ставе взлетно-посадочного комплекса жилого шлюзового отсека массой ~3 т, который остается на поверхности Луны при старте взлетного модуля. Таким образом, общая масса полезного груза, доставляемого на поверх- ность Луны унифицированным посадочным модулем, составит ~10 т. Опыт создания и компоновки герметичных модулей долговремен- ных орбитальных станций с учетом прогресса в технологиях позво- ляет предположить, что ~10 т, по-видимому, являются минимальной массой обитаемого модуля (аналог — модуль «Квант» орбитальной станции «Мир» [4.2]), с достаточным набором служебных систем. При этом объем по гермокорпусу при достигнутой плотности компоновки оборудования (~0,2 т/м3 приборной зоны) составит 40-50 м3. Анализ проектов компоновки модуля на посадочном комплексе, схемы транспортировки модуля по поверхности Луны транспортным луноходом и максимальной площади пола модуля позволяет определить диаметр гермоотсеков модулей от 2,5 до 3,2 м, а их габаритная длина — до 8 м. Учи- тывая распространенный в космической промышленности России диа- метр 2,9 м, его можно взять в качестве базового для модулей лунной базы. Эксплуатация базы как технического объекта должна выполняться с большой степенью автономности и надежности. Обитаемые модули базы минимальной конфигурации в состыкован- ном состоянии показаны на рис. 4.3. Доставка модулей к месту строительства. Сборка «посадочный комплекс с модулем базы, бак рабочего тела многоразового межор- битального буксира и малый разгонный блок» должна выводиться на околоземную орбиту как беспилотный крупногабаритный объект. В автономном полете сборка должна обеспечивать стыковку с много- разовым межорбитальным буксиром с ЭРДУ. После выхода буксира на заданную окололунную орбиту сборка отделяется от буксира и осу- ществляет посадку на поверхность Луны. Схемы доставки модулей базы -281-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.3. Командно-жилой, складской и научно-исследовательский модули в состыкованном состоянии на поверхность Луны приведена на рис. 4.4. После прилунения модули доставляются к месту назначения по схеме, приведенной на рис. 4.5. Строительство укрытия для обитаемых модулей. Лунный реголит можно использовать для защиты от больших перепадов температуры из-за его низкой теплопроводности, для защиты от галактического кос- мического излучения и вспышек на Солнце, а также от сравнительно небольших метеороидов. Модули обитаемой базы могут быть защищены по двум вариантам: засыпкой слоем лунного грунта или заглублением в заранее подготов- ленные траншеи. Во втором варианте над модулями устанавливаются жесткие перекрытия полукруглой формы, в виде арки, например, из гоф- рированных листов алюминия, на которые насыпается слой реголита толщиной 2-3 м. Гофрированные листы доставляются свернутыми в рулон по схеме, аналогичной схеме доставки модулей. Основные харак- теристики гофрированных листов и время создания траншеи следующие: Масса гофрированных листов ~10 т Масса насыпанного реголита -2600 т Время создания траншеи — 30 суток Время засыпания реголитом — 30 суток Этапы формирования укрытия для модулей базы приведены на рис. 4.6. При реализации второго варианта укрытия возможна замена моду- лей, выработавших ресурс, и более простой доступ к внешней поверх- -282-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа Выведение ПК с баком РТ и малым РБ на ОСЗ /-/=200 км PH сверхтяжелого класса (ПГ-60-65 т) Раскрутка ММБ с ПК вокруг Земли Раскрутка ММБ вокруг Луны и переход на околоземную / орбиту Торможение ПК Отстыковка ПК от ММБ Переход связки на орбиту ММБ (74=800 км.) и стыковка с ним Рис. 4.4. Схема доставки модулей базы на поверхность Луны с использованием транспортной грузовой системы (ТГС) и многоразового межорбитального буксира (ММБ) с ЭРДУ: ОСЗ - орбита спутника Земли; ОСЛ - орбита спутника Луны; ПГ - полезный груз; ПК - посадочный комплекс; РБ - разгонный блок; PH - ракета-носитель; РТ - рабочее тело ности модулей для обслуживания и ремонта находящегося там обо- рудования. Кроме того, модули не будут испытывать нагрузки от слоя реголита, что позволит уменьшить их массу. Под радиационным укрытием модулей может беспрепятственно маневрировать пилотируемый луноход при его максимальном клирен- се, для этого радиус сечения укрытия должен составлять не менее 6 м. В перспективе возможна герметизация полости укрытия, в которой находятся модули, и создание, таким образом, герметичного ангара, что расширит используемый полезный объем базы. Изготовление траншей предполагается с помощью рабочего и транс- портно-грузового луноходов с навесным оборудованием (см. раздел 4.6). С их же помощью предполагается и засыпка слоем реголита гофрированных перекрытий. При расположении базы на дне кратера, стены кратера будут служить естественным укрытием от солнечного и галактического излучения. Требования к конструкции и компоновке обитаемых модулей. Для обеспечения безопасности во время разгерметизации весь герметич- ный объем модулей базы должен быть поделен на четыре автономные части, причем из каждой части должна быть предусмотрена возмож- ность перехода в пилотируемый луноход. -283-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Г) Рис. 4.5. Схема доставки и стыковки модулей лунной базы: а - подъезд транспортного лунохода к посадочному комплексу; б - соединение транспортного лунохода с периферийным модулем лунной базы; в - съезд транспортного лунохода с посадочной платформы и транспортировка перифе- рийного модуля к месту размещения лунной базы; г - стыковка периферийно- го модуля с базовым модулем лунной базы с помощью транспортного лунохода (периферийный модуль - активный объект, базовый модуль лунной базы - пас- сивный объект); д - результат стыковки модулей лунной базы; 1 - посадочный комплекс; 2 - периферийный модуль лунной базы; 3 - транспортный луноход; 4 - базовый модуль лунной базы -284-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа В) Рис. 4.6. Этапы формирования укрытия для модулей лунной базы: а - траншея с установленными модулями лунной базы; б - стенки траншеи, подкрепленные гофрированными листами; в - траншея, закрытая гофрирован- ными листами, которые засыпаны слоем реголита Объем и размеры шлюзового отсека базы должны быть унифи- цированы с такими же отсеками в составе пилотируемого лунохода, взлетно-посадочного комплекса и лунной орбитальной станции. При разгерметизации одной из частей модуля экипаж должен иметь воз- можность герметичного входа в луноход, а также выхода из другой ча- сти этого гермообъема. Должно быть предусмотрено использование пилотируемого лунохода в качестве средства, обеспечивающего до- ставку экипажа в скафандрах из исправного модуля в разгерметизи- рованный для проведения, например, ремонтных работ (рис. 4.7.). -285-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.7. Схема перемещения экипажа в скафандрах из исправного модуля (лунохода) в разгерметизированный модуль (например, для проведения ремонтных работ) Внутренняя компоновка гермообъема должна быть такой, чтобы ве- личина радиационной защиты за счет размещения приборов и оборудо- вания (масса на квадратный сантиметр поверхности) была максималь- ной, т.е. все оборудование должно размещаться вдоль стен и на потолке модулей. Это позволит сделать противорадиационное укрытие меньшей глубины. Герметичный адаптер, кроме задач по обеспечению стыковки к команд- но-жилому модулю научно-исследовательского, складского модулей и лу- нохода, обеспечивает возможность быстрой изоляции аварийных модулей друг от друга. В командно-жилом модуле размещаются приборы, агрегаты и обо- рудование системы жизнеобеспечения, три каюты с дополнительной радиационной защитой в виде емкостей с водой, являющейся аварийным запасом для системы жизнеобеспечения, стол, туалет, умывальник. Складской модуль состоит из одного герметичного отсека, предназна- ченного для хранения расходуемых материалов, запасов питания, запасов расходуемых компонентов системы жизнеобеспечения и системы обе- спечения температурного режима и одного шлюзового отсека на торце- вой поверхности модуля для выхода космонавтов на поверхность Луны. Из опыта эксплуатации российского сегмента Международной космиче- ской станции масса расходуемых материалов, размещаемых в складском модуле, может быть оценена из условия 3,5 т/год на человека. Исходя из плотности компоновки 0,2 т/м3 расходуемые материалы будут занимать в складском модуле не более 26 м3 при полном гермообъеме модуля 40 м3. -286-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа Выбор места обитаемой базы. Основными критериями при выборе места для создания обитаемой лунной базы являются: - возможность добычи природных ресурсов для дальнейшей тех- нологической переработки и использования; - возможность эффективного хранения криогенных компонентов; - возможность эффективного отвода отработанного тепла; - возможность получения солнечной энергии в течение лунных суток; - возможность экстренного покидания места дислокации космонав- тами и отлета к Земле; - наименьшее влияние аномалий гравитационного поля Луны на пилотируемый корабль, совершающий полет по окололунной орбите базирования в режиме ожидания; - удобство для проведения комплекса научных исследований; - удобство для доставки грузов; - возможность использования рельефа местности. Теоретически возможно размещение лунной базы в трех принципи- ально отличающихся географическим расположением районах: в поляр- ных областях, в экваториальной области и в средних широтах. По возможности добычи полезных ископаемых, режимам освеще- ния и температурному режиму и интересу для проведения комплек- са научных исследований экваториальные области и средние широты принципиально не отличаются. Важным является тот факт, что для широт базы, отличных от 0° или ±90° (средних широт), компланар- ный взлет на орбиту базирования лунного пилотируемого корабля или орбитальной базы (при любом наклонении орбиты базирования) будет возможен не всегда, точнее — один раз в четырнадцать с поло- виной земных суток (вследствие вращения Луны вокруг своей оси с периодом, равным примерно 29 земным суткам). Это может создать трудности при необходимости экстренного покидании базы экипажем, поэтому расположение базы в средних широтах требует специального обоснования. Остановимся на достоинствах и недостатках размещения обитаемой базы лишь в полярных областях и на экваторе. Размещение базы на полюсе имеет преимущества из-за постоянных температурных условий и освещенности. При сооружении базы в лю- бом другом месте (на экваторе или в средних широтах) будет двух- недельный лунный день и двухнедельная ночь. В принципе имеются технические решения преодоления этого неудобства, включая вопросы создания теплоизоляции, терморегулирования и распределения энер- гии. Следует отметить, что некоторые из них уже использовались на -287-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Луне, например, советские луноходы имели шарнирную солнечную па- нель, которая ночью в сложенном виде выполняла функцию теплозащит- ного экрана, а также радиоизотопные обогреватели для поддержания температуры в ночное время. Однако эти технические решения приво- дят к увеличению массы объекта [4.11]. В лунный полдень на подсолнечной точке температура на поверх- ности повышается до 400 К, ночью опускается до 92 К, а в постоянно затемненных, недоступных для прямых солнечных лучей местах на Юж- ном и Северном полюсах температура может опускаться до нескольких десятков градусов Кельвина [4.12]. Очевидно, что площадь панелей ра- диатора, при одинаковом количестве сбрасываемого тепла, в полярной области будет значительно меньшей, чем в экваториальной, поскольку в экваториальной области отраженный от грунта солнечный свет, а также испускаемое грунтом инфракрасное излучение будут оказывать тепло- вое воздействие на панели радиаторов. В полярных областях это воздей- ствие будет значительно меньше. Кроме того, в области, не доступные для солнечных лучей, не будет проникать и солнечная радиация, что по- зволит уменьшить степень радиационной защиты обитаемых модулей. На Южном полюсе Луны обнаружены запасы водяного льда. Если льда там достаточно много, то это послужит серьезным основанием для размещения, по крайней мере, части базового комплекса базы вблизи по- люса [4.11]. Учитывая низкие температуры (порядка нескольких десятков градусов Кельвина) в постоянно затемненных местах полюсов, можно надеяться на присутствие там уловленной воды и других льдов. Однако убедиться в том, есть ли там какие-либо приемлемые количества водя- ного льда, можно, лишь проведя контактные исследования. Кроме того, охлажденные вещества можно значительно проще хранить на дне тем- ных кратеров, что само по себе является важной возможностью, если одним из назначений базы будет производство и хранение криогенных компонентов топлива [4.11]. В любом более теплом месте для хранения таких материалов потребуются тяжелые резервуары высокого давления либо, потребляющие большое количество энергии, холодильные машины. Равновесная температура пассивного блока хранения на дне тем- ных кратеров будет устанавливаться из баланса между локально ге- нерируемым теплом, естественным тепловым потоком из недр Луны вверх через изоляцию основания, рассеянным светом от любых лун- ных поверхностей или других близлежащих освещенных объектов, находящихся в поле зрения излучателя, энергией звезд и других кос- мических источников, падающих на излучатель. Должны легко дости- -288-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа гаться температуры ниже 100 К. Но до какого нижнего значения тем- пературы можно будет дойти при реализации практических решений в строительстве сооружений на Луне, пока сказать трудно [4.11]. Вблизи обоих полюсов, возможно, есть места, где часть солнечно- го диска всегда находится над горизонтом. Была найдена небольшая область возле 73-километрового кратера Пири на северном полюсе Луны, на которой, по-видимому, присутствует «пик вечного света». Это вал кратера у самого полюса, постоянно освещенный Солнцем [4.13]. Солнечная энергетическая установка, созданная на таком «пике вечного света», будет непрерывно вырабатывать энергию, за исключе- нием кратких периодов солнечного затмения, когда Земля закрывает солнечный свет. Таким образом, при расположении базы на северном или южном полюсе возможно практически круглосуточное освещение базы и питание ее от солнечных батарей. Возможность экстренного покидания места дислокации космонавтами и отлета к Земле. При выборе места посадки на лунную поверхность, а также при выборе места расположения базы, немаловажную роль играет возможность экстренного покидания места дислокации космонавтами и отлета к Земле. Эта возможность зависит от наклонения орбиты базиро- вания лунных пилотируемого корабля и орбитальной станции. Наклонение орбиты базирования обычно определяется из условий минимизации затрат характеристической скорости на возвращение взлетного модуля с лунной поверхности к пилотируемому кораблю или станции в случае экстренного взлета. Указанные затраты будут мини- мальными, если для любой даты старта с поверхности Луны плоскость орбиты корабля или станции будет содержать в себе точку взлета (рас- положенную в окрестностях лунной базы) — в этом случае возможен компланарный взлет из окрестностей лунной базы на орбиту базиро- вания корабля. На поверхности Луны есть ряд областей, для которых существуют орбиты, обладающие указанным свойством. Такими явля- ются области лунного экватора ((р = 0°) и оба лунных полюса (ср = ± 0°). Для лунного экватора описанным свойством обладают экваториаль- ные орбиты спутника Луны (i = 0° и i = 180°), для полюсов — поляр- ные орбиты (i = 90°). Таким образом, при размещении базы на лунном экваторе в качестве орбиты базирования корабля или станции должна выбираться одна из экваториальных орбит (i = 0° и i = 180°), при раз- мещении базы на одном из полюсов Луны — любая из полярных орбит. Для широт лунной базы, отличных от 0° или ±90°, компланарный взлет на орбиту базирования лунного пилотируемого корабля (при любом -289-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ наклонении орбиты базирования) будет возможен не всегда. Таким образом, возможными окололунными орбитами базирования кора- бля или станции могут являться экваториальные и полярные орбиты. Возвращение корабля с экваториальной окололунной орбиты базиро- вания к Земле может быть реализовано по одной из двух схем. Трехимпульсная схема предполагает реализацию трехимпульсного окололунного маневра (с поворотом плоскости селеноцентрического движения), обеспечивающего переход корабля с орбиты базирования на траекторию возвращения к Земле. Отлет к Земле по этой схеме воз- можен в любое время, общее время возвращения на Землю составит ~4-5 суток, включая время выполнения трехимпульсного окололунного маневра (—1,5 суток) и время перелета от Луны к Земле (2,5-3,5 суток). При одноимпульсной схеме реализуется одноимпульсный переход с экваториальной орбиты спутника Луны на траекторию возвращения к Земле. Отлет к Земле по этой схеме возможен ~2 раза в земной месяц, время возвращения составит ~2,5-3,5 суток. При размещении базы на экваторе взлетный модуль совершает компланарный взлет из окрестностей базы непосредственно на орбиту базирования корабля или станции (плоскость экваториальной орбиты в любой момент времени содержит в себе точку размещения базы). При размещении лунной базы на широтах, отличных от 0°, компла- нарный взлет из точки, расположенной рядом с лунной базой, на орбиту базирования корабля или базы невозможен. Возвращение взлетного мо- дуля на эту орбиту может быть осуществлено следующим образом: мо- дуль осуществляет компланарный взлет на окололунную орбиту, затем выполняет одноимпульсный маневр по повороту плоскости орбиты и переходит с орбиты выведения на орбиту корабля или станции. С увели- чением широты базы затраты характеристической скорости на возвра- щение взлетного модуля с лунной поверхности на орбиту возрастают. Экстренное возвращение взлетного модуля с поверхности Луны на ор- биту базирования корабля или станции реализуется по той же схеме, что и штатное возвращение. Экстренное возвращение экипажа с экваториаль- ной орбиты к Земле выполняется по трехимпульсной схеме. Общее время эвакуации экипажа с поверхности Луны на Землю составит ~ 4-5 суток, затраты характеристической скорости пилотируемого корабля на экс- тренное возвращение с орбиты базирования к Земле составят —1220 м/с. Возвращение пилотируемого корабля с полярной орбиты базиро- вания (орбиты станции) к Земле может быть реализовано также по одной из двух схем. -290-
4.3. Обитаемая лунная база первого этапа Трехимпульсная схема предполагает выполнение трехимпульсного перехода (с поворотом плоскости селеноцентрического движения) кора- бля с окололунной орбиты базирования (орбиты станции) на траекторию возвращения к Земле. Отлет к Земле по этой схеме возможен в любое время, общее время возвращения на Землю составит также ~4-5 су- ток (включая время выполнения трехимпульсного окололунного манев- ра ~ 1,5 сут и время перелета от Луны к Земле ~2,5-3,5 сут). В рамках одноимпульсной схемы реализуется одноимпульсный переход с окололунной орбиты базирования (орбиты станции) на тра- екторию возвращения к Земле. Отлет к Земле по этой схеме возмо- жен -2 раза в месяц, время возвращения составляет -2,5-3,5 суток. При размещении базы на одном из полюсов экстренное возвраще- ние взлетного модуля с поверхности Луны на орбиту станции выпол- няется по той же схеме, что и штатное возвращение. При размещении базы на широтах, отличных от ±90°, компланарный взлет непосредственно на орбиту станции возможен не всегда, поэтому схема экстренного возвращения должна включать в себя дополнительный маневр по повороту плоскости орбиты выведения взлетного модуля. Возвраще- ние к станции в этом случае осуществляется следующим образом: модуль осуществляет компланарный взлет на окололунную орбиту, затем выпол- няет одноимпульсный маневр по повороту плоскости орбиты и переходит с орбиты выведения на орбиту станции. С уменьшением значения широты лунной базы затраты характеристической скорости на экстренное возвраще- ние взлетного модуля с лунной поверхности на орбиту станции возрастают. Экстренное возвращение экипажа с орбиты станции к Земле вы- полняется по трехимпульсной схеме (отлет к Земле возможен в любое время). Общее время эвакуации экипажа с поверхности Луны на Зем- лю составит -4-5 сут. Затраты характеристической скорости корабля на экстренное возвращение с орбиты базирования (орбиты станции) к Земле составят -1520 м/с. Как следует из этого краткого баллистического анализа, возмож- ность экстренного возвращения на Землю экипажа лунной базы суще- ствует при ее размещении и в полярных областях, и в экваториальных областях, причем по затратам характеристической скорости экстренное возвращение с «полярной» базы уступает экстренному возвращению с «экваториальной» базы всего лишь на 300 м/с. Существует еще одно баллистическое обстоятельство, накладыва- ющее ограничения на наклонение окололунной орбиты базирования корабля или станции. Это — аномалии гравитационного поля Луны, -291-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ представляющие участки, которые притягивают спутник сильнее, чем соседние. Аномальные места назвали масконами (от английского mass concentration — концентрация массы). Обычно все они скрываются под лунными «морями». Аномалии гравитационного поля были обнаружены еще в 1966 г. советскими учеными в ходе полета «Луны-10» — первого искусственного спутника Луны. Лунные гравитационные аномалии из- учались с помощью советских и американских космических аппаратов, большой вклад в уточнение модели гравитационного поля Луны внес- ли американские аппараты Clementine (1994) и Lunar Prospector (1998). В 2007 г. на окололунную орбиту был выведен самый крупный со времен «Аполлонов» окололунный исследовательский японский космический аппарат «Кагуя», с помощью которого были получены наиболее полные данные о лунных гравитационных аномалиях. Однозначного ответа на вопрос «Что же такое масконы?» пока не существует, тем не менее, ис- кусственные спутники Луны прекрасно ощущают их влияние, причем, чем ниже орбита, тем сильнее ее возмущения от масконов [4.14]. В зависимости от того, как расположена траектория КА относительно маскона, аномалия может толкать спутник практически в любую сторону — влево, вправо, вперед, назад, вниз. Именно вследствие этого большинство низких окололунных орбит не являются стабильными. Однако имеется одно интересное обстоятельство, которое может оказаться определяющим при развертывании окололунной космической инфраструктуры. Удалось установить, что существуют четыре так называемые «замороженные» ор- биты с наклонениями 27°, 50°, 76° и 86°, на которых спутники в наименьшей степени подвержены влиянию гравитационных аномалий. Именно это позволило спутнику Луны PFS-1, выведенному кораблем «Аполлон-15» на орбиту с наклонением 28°, пролетать почти полтора года, в то время как орбита спутника PFS-2, доставленного кораблем «Аполлон-16», имела наклонение 11°, и он через 35 дней автономного полета врезался в поверх- ность Луны. Аппарат Lunar Prospector находился на полярной окололунной орбите, близкой к одной из «замороженных» (имеется ввиду орбита с на- клонением 86°), и ему для поддержания орбиты высотой в 100 км прихо- дилось проводить коррекцию два раза в месяц [4.14]. Вблизи экваториальной орбиты нет «замороженных» орбит, и по- этому в случае выбора места лунной базы в экваториальной области и, соответственно, выбора в качестве орбиты базирования корабля или станции экваториальной окололунной орбиты будут необходи- мы частые коррекции траектории для поддержания орбиты в допу- стимом диапазоне и, как следствие, большие расходы топлива. -292-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры Еще одной привлекательной стороной баз, создаваемых в полярных областях, является возможность проведения астрономических исследо- ваний. Криогенные телескопы, установленные в условиях постоянной темноты, могли бы проводить наблюдение за небесными объектами в течение требуемого времени, при этом наблюдение проводилось бы почти за половиной неба с каждого полюса. Если бы пришлось делать выбор полюсов, то предпочтение, по-видимому, было бы отдано южно- му полюсу, поскольку южное небо исследовано меньше и включает уни- кальные объекты, такие, как галактический центр [4.14]. Для радиоастрономии размещение базы на полюсе, по-видимому, не создает особых преимуществ по сравнению с базой, размещенной на обратной стороне Луны, которая защищена от радиошумов Земли и расположена на низкой широте для наблюдения за всем небом. Однако если базы будут созданы на обоих полюсах, то, вероятно, будет удобнее разместить радиотелескопы там, а с помощью грубой топографической съемки можно будет найти площадки, одинаково закрытые от Земли [4.14]. Исходя из приведенного анализа размещение обитаемой лунной базы в полярной области представляется наиболее перспективным. 4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры Основой развития лунной базы должно стать ее энергетическое обе- спечение, необходимое для получения кислорода и других элементов, обеспечение теплового режима и замкнутого цикла биосистем базы на протяжении лунного дня и лунной ночи, обеспечение электроэнергией исследовательской аппаратуры, экспериментального и промышленно- го оборудования. Для решения этих задач потребуется создание спе- циального энергетического комплекса. Имеющиеся данные по требуемым уровням электрической и тепло- вой энергии лунной базы первого этапа зависят от того, какие цели и задачи освоения Луны рассматривают специалисты и авторы публика- ций, детализации этапов освоения Луны, количества членов экипажа и комфортности их пребывания на базе, степени замкнутости систем жизнеобеспечения, технологических процессов и их цикличности, масштабов производства продукции, источника первичной энергии (солнечная, ядерная) и, соответственно, дефицита или избыточности электроэнергии и т.п. Так, выполненные под руководством академика В.П. Глушко проектные проработки средств постоянно действующей базы-станции с массой технических средств на Луне (без посадочных -293-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ ступеней) 130 т (в том числе научной аппаратуры и лабораторно-ис- следовательской базы 21,5 т) и с численностью экспедиции 6 человек со сменой их один раз в год, предусматривали развертывание лунной атомной электростанции (АЭС) с располагаемой электрической мощ- ностью до 300 кВт на основе термоэмиссионной ядерно-энергетической установки (ЯЭУ) [4.15]. В РКК «Энергия» была также разработана кон- цепция построения лунного энергетического комплекса, включающего в качестве первичного источника установки, преобразующие энергию солнечного излучения в электричество, например фотоэлектрические или газотурбинные, а в качестве аккумулятора электроэнергии — кис- лород-водородные электрохимические генераторы, разработанные для орбитального корабля «Буран» [4.16]. Анализ различных типов энергоустановок показал, что на началь- ном этапе создания лунной базы при уровне электропотребления, не превышающем 25 кВт, еще может оказаться целесообразным исполь- зование энергомодулей на основе солнечных батарей и регенеративной энергоустановки с электролизером воды и электрохимическим генера- тором. Наращивание мощности системы энергоснабжения может быть обеспечено доставкой дополнительного комплекта энергомодулей. Од- нако, по мере развития базы и увеличения потребляемой мощности на Луну должны доставляться ядерные энергоустановки. В табл. 4.1 приве- дены массовые характеристики солнечных и ядерных лунных энергоси- стем, причем, так как масса ядерной установки существенным образом зависит от схемы организации радиационной защиты, то были рассмо- трены варианты ЯЭУ как с расположением на поверхности Луны, так и заглубленные в лунном грунте. Видно, что даже при электрической мощности 25 кВт масса электростанции на основе ЯЭУ будет почти в 2 раза меньше, чем на основе солнечной энергоустановки, а при заглу- блении ЯЭУ в лунном грунте — более чем в 5 раз [4.8]. Сравнительный анализ возможных вариантов построения лунных энергостанций на основе солнечной и ядерной энергии показывает, что, кроме массовых преимуществ при генерируемой электрической мощности более 50 кВт, АЭС практически всех схем размещения и ор- ганизации радиационной защиты имеют преимущество по сравнению с солнечными энергостанциями по интегральному стоимостному кри- терию — суммарной стоимости изготовления и доставки энергостан- ции на Луну [4.8]. В табл. 4.2 приведены оценки суммарной стоимости лунных энергостанций при стоимости изготовления АЭС на основе термоэмиссионной ЯЭУ мощностью 25 кВт 140 млн долл, и 50 кВт — -294-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры Таблица 4.1. Сравнение массовых характеристик солнечной и ядерной лунных электростанций Электрическая мощность энергостанции, кВт 25 50 Масса лунной энергостан- ции, т Солнечная энергоустановка 14,6 29,2 ЯЭУ Заглубление ядерного энергоблока в лунном грунте 2,6 3,5 Размещение ядерного энергоблока на поверхности с круговой радиационной защитой 8,5 11,4 170 млн долл, и удельной стоимости доставки полезного груза на Луну 10 млн долл./т Для вариантов АЭС дополнительно учитывалась стои- мость изготовления и доставки на Луну высоковольтного кабеля. Рассматривалась возможность построения планетного энергетиче- ского комплекса на основе автономных герметичных модулей, создан- ных на базе высокотемпературной малогабаритной термоэмиссионной ЯЭУ электрической мощностью 20-40 кВт и более [4.17]. Выбор термо- эмиссионного способа преобразования энергии для лунных АЭС об- условлен компактными компоновочными решениями ЯЭУ этого типа в стартовом (транспортном) и рабочем положениях, а также практи- ческим отсутствием влияния внешних воздействий (температурного и метеорного) на выходные характеристики АЭС. В ФГУП «Красная Звезда» и Государственном научном центре Рос- сийской федерации Физико-энергетического института (ГНЦ РФ ФЭИ) были проработаны лунные АЭС с термоэмиссионным реактором-пре- образователем и натриевым теплоносителем для двух уровней мощ- ности (25 и 50 кВт) и трех возможных схем их размещения на Луне (рис. 4.8): схемы 1 и 2 — размещение ядерного энергоблока на лунной Таблица 4.2. Стоимость солнечной и ядерной лунных электростанций Электрическая мощность электростанции, кВт 25 50 Суммарная стоимость энергостанции, млн. долл. Солнечная энергоустановка 236 422 ЯЭУ Размещение в лунном грунте 176 215 Размещение на поверхности Луны 235 294 -295-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ поверхности с использованием только входящих в состав ЯЭУ блоков радиационной защиты (схема 1) или с использованием обваловки из лунного грунта в качестве радиационной защиты; схема 3 — разме- щение ЯЭУ в специально созданной шахте с использованием окружа- ющего шахту грунта в качестве основной радиационной защиты [4.5, 4.8]. Массовые характеристики рассмотренных вариантов лунных АЭС представлены в табл. 4.3. Радиационная защита обитаемой лунной базы от излучений ре- актора лунной атомной электростанции. Характеристики радиаци- онной защиты лунной АЭС зависят от тепловой мощности реактора, типа теплоносителя и конструкционного материала ЯЭУ, удаления от обитаемой базы, размещения реактора и всей ЯЭУ, включая холодиль- ник-излучатель, на поверхности или заглублением в грунт, возможно- сти использования в качестве радиационной защиты грунта и рельефа местности, конструкционного совершенства ЯЭУ и некоторых других параметров. Источниками излучения, определяющими радиационную Схема 1 Схема 2 Схема 3 Рис. 4.8. Возможные схемы размещения лунной АЭС на Луне с термоэмиссионной системой преобразования: 1 - блок реакторный; 2 - панель ХИ; 3 - РЗ, определяющая радиационную об- становку вокруг АЭС; 4 - вал из лунного реголита; 5 - шахта в лунном грунте; 6 - РЗ агрегатов реакторного блока; 7 - приборный контейнер -296-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры Таблица 4.3. Массовая сводка вариантов лунной АЭС (кг) Характеристика Варианты схем размещения по рис. 4.8 Схема 1 Схема 2 Схема 3 Электрическая мощность АЭС, кВт 25 50 25 50 25 50 Масса ядерной энергетической установки (ЯЭУ), в том числе: 7950 10700 1910 2690 1970 2740 Реактор-преобразователь и об- служивающие его системы 674 1071 672 1078 667 1077 Радиационная защита в составе ЯЭУ 6200 7920 410 410 690 690 Система теплоотвода 559 1129 330 640 323 628 Элементы конструкции, включая тепловую и противометеорную защиту 517 580 498 562 290 345 Масса аппаратуры системы автоматического управления и электрические коммуникации 548 697 691 839 466 603 Масса АЭС в целом 8495 11400 2600 3525 2440 3340 обстановку, являются собственное п, у-излучение термоэмиссионного реактора-преобразователя и наведенное у-излучение жидкометалли- ческого теплоносителя, если в ЯЭУ используется натрий или эвтектика натрий-калий. В соответствии с [4.5] средства радиационной защиты должны обес- печивать на расстоянии 1 км в направлении обитаемых зон лунной базы (жилые помещения, производственные площадки и др.) дозу го- дового облучения персонала не более 0,05 Зв в секторе 30°, в остальных направлениях — не более 1 Зв. На рис. 4.9 приведена полученная для этих условий конфигурация ра- диационной защиты для варианта АЭС мощностью 25-50 кВт, размеща- емой непосредственно на поверхности Луны и с радиационной защитой, входящей в состав АЭС, т.е. доставляемой с Земли вместе с АЭС. Оптими- зированные массы защитных слоев из легкого материала (от нейтронов) и тяжелого (от у-квантов) для АЭС с мощностью 25 кВт следующие (т): легкий компонент защиты — гидрид лития: нижняя торцевая защита......0,27 верхняя торцевая защита.....0,09 -297-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ внутренняя защита.............0,8 задняя защита.................0,31 передняя защита...............1,08 Тяжелый компонент защиты — обедненный уран: верхний внутренний торец......0,19 нижний внутренний торец.......0,14 боковой внутренний............1,4 боковой внешний...............1,93 Суммарная масса защиты составляет 6,2 т, а при мощности 50 кВт - 7,9 т, т.е. удвоение мощности увеличивает массу защиты суще- ственно меньше, чем в 2 раза. Однако существенно увеличивается масса защиты при установке рядом нескольких АЭС. Так, для рассмотренных условий обеспечения радиационной безопасности при двух АЭС мощ- ностью 25 кВт каждая масса защиты составит примерно 16 т, так как для двух стоящих рядом установок потребуется в 2 раза большая крат- ность ослабления излучения. Таким образом, наращивание мощности за счет увеличения числа установок с точки зрения массы существенно менее эффективно, чем увеличение мощности одной реакторной АЭС. Существенное снижение массы радиационной защиты в составе ЯЭУ достигается при возможности использования в качестве защиты лунного грунта и заглубления реактора или ЯЭУ в специально создан- ную шахту. Характеристики защит для таких вариантов размещения ЯЭУ приведены в табл. 4.3. Атомная электростанция обитаемой базы первого этапа освоения Луны. Мощность в 25-50 кВт рассмотренных выше проектов лунных АЭС по современным понятиям является недостаточной. Потребность в электроэнергии базы первого этапа с экипажем в 3 и более человек с соответствующей инфраструктурой, включая луноходы с роботами- манипуляторами, по проектным проработкам РКК «Энергия» [4.18] оценивается в 100 кВт. Если же учесть необходимость обеспечения не- которого запаса и желания избежать неудобства из-за возможной де- фицитности электроэнергии, то следует рассматривать необходимость создания блока электростанции лунной базы электрической мощностью до 150 кВт [4.19]. Выбор технологии лунной атомной электростанции. Создание лун- ной АЭС должно базироваться на имеющихся основных технических решениях по космическим ЯЭУ, в том числе разработанным для транс- портно-энергетических модулей, многофункциональной космической -298-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры Рис. 4.9. Конфигурация радиационной защиты: а - вертикальное продольное сечение АЭС (секущая плоскость проходит через направление на базу); б - горизонтальное сечение АЭС (медианная плоскость активной зоны) и радиационной защиты: 1 - тепловой экран для приводов органов регулирования и стержней безопас- ности; 2 - привод стержней безопасности, 3 - защита блока приводов (LiH), 4 - электромагнитный насос; 5 - теплообменник; 6 - задняя боковая защита (LiH); 7 - внутренняя тяжелая защита (обедненный уран); 8 - нижняя торцевая защита (LiH); 9 - внутренняя легкая защита (LiH); 10 - внешняя тяжелая защита (обедненный уран); 11 - передняя боковая защита (LiH); 12 - реактор, 13 - лунный грунт (реголит) платформы и ядерной электроракетной двигательной установки (ЯЭРДУ) межорбитального буксира типа «Геркулес» [4.19,4.20]. Целесообразно использовать выбранные в РКК «Энергия» техни- ческие и технологические решения по высокотемпературной ЯЭУ на основе термоэмиссионного реактора-преобразователя на быстрых нейтронах модульной схемы с использованием изотопно-чистого ли- тия-7 в качестве теплоносителя и ниобиевого сплава в качестве основ- ного конструкционного материала [4.20]. -299-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Выбор технологии данной ЯЭУ в качестве основы лунной АЭС обо- снован следующими соображениями. Реактор со встроенными в актив- ную зону термоэмиссионными преобразователями энергии позволяет реализовать уникальный в космических условиях термодинамический цикл преобразования тепловой энергии в электрическую. В отличие от схем космических энергоустановок с любыми преобразователями те- пловой энергии в электрическую, расположенными вне активной зоны реактора, нагруженные элементы ЯЭУ с термоэмиссионным реактором работают при нижней температуре термодинамического цикла. Это в условиях космоса, в том числе на поверхности Луны, где сброс не преоб- разованного в термодинамическом цикле тепла возможен лишь излуче- нием, позволяет иметь высокое значение нижней температуры термоди- намического цикла и, тем самым, создать компактную энергоустановку с небольшой поверхностью холодильника-излучателя. При прочих рав- ных условиях, поверхность холодильника-излучателя ЯЭУ с термоэмис- сионным реактором будет более чем на порядок меньше, чем в ЯЭУ с газотурбинной схемой преобразования. Рассматриваемый реактор на быстрых нейтронах имеет отрицательные температурный и мощностной коэффициенты реактивности, что являет- ся одной из пассивных систем обеспечения ядерной безопасности [4.21]. Использование в качестве теплоносителя изотопа лития-7 с периодом полураспада 0,89 с позволяет иметь одноконтурную систему охлаждения ЯЭУ любой мощности, в том числе и для обитаемых космических объ- ектов. А уникальные теплофизические свойства лития, прежде всего вы- сокая объемная теплоемкость, обеспечивают низкие затраты на прокач- ку теплоносителя ЯЭУ, которые, при прочих равных условиях, примерно на порядок меньше, чем при использовании в качестве теплоносителя других жидких металлов, включая натрий и эвтектику натрий-калий. Использование высокотемпературного, хорошо обрабатываемо- го ниобиевого сплава НбЦУ в качестве основного конструкционного материала реактора и литиевой системы охлаждения ЯЭУ позволяют иметь высокую рабочую температуру холодильника-излучателя [4.22]. Малая, вследствие высокой рабочей температуры, поверхность холо- дильника-излучателя позволяет выполнить его жестким, что упрощает компоновку под обтекателем ракеты-носителя, повышает надежность функционирования АЭС на поверхности Луны, не требует участия космонавтов в монтажных работах. Формирование излучающей по- верхности холодильника-излучателя из тепловых труб снижает веро- ятность выхода его из строя за счет пробоя метеоритами. -300-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры Развертывание лунной АЭС первого этапа можно начать с исполь- зованием существующей ракеты-носителя «Протон» или разрабаты- ваемой «Ангара-5» с разгонным блоком «Фрегат» и многоразового межорбитального буксира типа «Геркулес» на основе ядерной элек- троракетной двигательной установки мегаваттной мощности [4.19]. Монтаж лунной АЭС должен выполняться с минимальным участи- ем экипажа с помощью транспортно-грузового и рабочего лунохо- дов с максимальной грузоподъемностью одного из них в 10 т [4.19]. Поэтому лунная электростанция (или блоки электростанции, до- ставляемые на поверхность Луны) должна иметь массу не более Ют. Проектные параметры лунной АЭС. Лунная электростанция рассма- триваемой мощности фактически представляет собой космическую ЯЭУ с термоэмиссионным реактором в качестве источника электроэнергии с отводом тепла излучением с поверхности холодильника-излучателя на тепловых трубах. Внешний вид лунной электростанции изображен на рис. 4.10, а ее основные характеристики следующие [4.19]: Электрическая мощность, кВт до 150 Тепловая мощность, кВт 1500 Генерируемое напряжение, В 120-125 Род тока постоянный Ресурс, лет: - начальный этап 5-7 - последующие этапы 10-15 Реактор на быстрых нейтронах со встроенными в активную зону тер- моэмиссионными преобразователями Количество модулей 12 Теплоноситель литий-7 Максимальная температура теплоносителя, °C 900 Масса (начальный этап), т: собственно ЯЭУ 5-6 с дополнительными системами 7-9 Поверхность холодильника-излучателя, м2 25 Габариты ЯЭУ, м: максимальный диаметр 3,7 высота 7 Часть генерируемой мощности расходуется на собственные нужды, в основном на питание электромагнитных насосов, перекачивающих литиевый теплоноситель. При необходимости, возможно преобразо- -301-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ вание тока в переменный и повышение напряжения за счет установки вблизи ЯЭУ, за защитным валом, блока преобразования тока. Инфор- мационно-управляющая система ЯЭУ расположена вблизи ЯЭУ, а кон- троль за работой и управлением производятся с лунной базы. Лунная АЭС и база связаны силовыми и управляющими кабелями. Для уменьшения массы радиационной защиты персонала и обору- дования лунной базы от излучения реактора предложено комплексное решение. Холодильник-излучатель, размещенный по конической по- верхности с вершинным углом 24°, защищен радиационной защитой (из тяжелого и легкого материалов), входящей в состав ЯЭУ Защита персонала и оборудования в оставшейся части пространства обеспе- чивается радиационной защитой из лунного грунта. Реактор лунной АЭС размещается ниже уровня лунной поверхности, в предохрани- тельном кожухе, а холодильник-излучатель размещается над уровнем лунной поверхности. Защитный вал трапецевидной формы в попереч- ном сечении имеет высоту 3 м, ширину основания 6 м, угол склона Рис. 4.10. Лунная АЭС на основе космической термоэмиссионной ЯЭУ: 1 - термоэмиссионный реактор-преобразователь в предохранительном кожухе; 2 - теневая радиационная защита оборудования ЯЭУ; 3 - опорное кольцо; 4 - вал радиационной защиты из лунного грунта; 5 - холодильник-излучатель на основе тепловых труб; 6 - отражающие панели -302-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры боковой поверхности 35°. Такая форма минимизирует количество лун- ного грунта, требуемое для создания вала радиационной защиты. В процессе штатного функционирования температура поверхности тепловых труб холодильника-излучателя достигает 900°С, а температу- ра боковой поверхности реактора ~500°С. Для обеспечения нормаль- ных условий теплоотвода от холодильника-излучателя, на внутреннем склоне вала радиационной защиты размещены раскладные панели, не- сущие отражатель теплового излучения из алюминиевой фольги. Для отвода тепла от корпуса реактора, внутренняя поверхность предохра- нительного кожуха отполирована, а его диаметр превышает диаметр реактора на величину, обеспечивающую выход теплового излучения через зазор, без существенного изменения температуры. Ввиду высокой температуры боковой поверхности реактора и дли- тельного срока его работы возможен прогрев достаточно большого объ- ема грунта до температуры, близкой к температуре наружной поверх- ности реактора. На данном этапе достаточно трудно представить все возможные отрицательные моменты прогрева грунта, однако для умень- шения этого стенки предохранительного кожуха выполнены многослой- ными, с высоким тепловым сопротивлением. Одно из отрицательных последствий прогрева грунта — выделение летучих газообразных про- дуктов, в числе которых вода и окислы углерода. Для предотвращения взаимодействия материала конструкции реактора и холодильника-излу- чателя с этими газообразными продуктами, элементы конструкции пре- дохранительного кожуха соединяются с панелями отражения теплового излучения с минимальным зазором, и образуют полость, в которую за- труднено попадание газообразных продуктов, выделившихся из грунта. Монтаж и эксплуатация лунной АЭС. Монтажно-сборочный ком- плект лунной АЭС состоит из термоэмиссионного реактора в сборе с холодильником-излучателем, опорной площадки, предохранительного кожуха, конической обечайки, панелей теплоотражающего покрытия. Предполагается следующий порядок монтажа и штатного функциони- рования лунной АЭС. На поверхности грунта, в месте размещения АЭС (примерно в 1 км от обитаемой части лунной базы), располагается опорная площадка, обеспечивающая достаточную прочность грунта для проведения всех монтажных работ. В центре опорной площадки располагается опорное кольцо, обеспечивающее монтаж предохранительного кожуха в грунте и соединение его с опорной площадкой. После монтажа предохрани- тельного кожуха проводится его герметичное соединение с опорным -303-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ кольцом. На площадке, над предохранительным кожухом монтируется коническая обечайка для защиты от попадания грунта в полость для размещения реактора при создании грунтового вала. Эта обечайка обе- спечивает также фиксацию панелей несущих отражающие панели в за- данном положении. После фиксации обечайки, с помощью подъемного крана-манипулятора, производится монтаж реактора с холодильником- излучателем в предохранительном кожухе. После монтажа в рабочем положении производится сборка теплоотражающих панелей и одновре- менно создание защитного вала из лунного грунта. Все работы по подго- товке площадки, монтажу АЭС и созданию защитного вала из лунного грунта выполняются с использованием оборудования, первичным ис- точником энергии для которого является солнечная. По завершению всех операций АЭС готова к эксплуатации. Пуск ЯЭУ производится автоматически, причем плавление литиевого тепло- носителя в системе охлаждения производится теплом реактора, отво- димым из активной зоны реактора с помощью литиевых тепловых труб пусковой системы [4.23]. Эта же система обеспечивает многократный пуск и останов ЯЭУ, в том числе расхолаживание реактора при штатном и аварийном остановах. После выведения из эксплуатации реактор выключается, а ЯЭУ остается внутри вала, обеспечивающего радиационную защиту. В принципе, если это окажется необходимым, возможно с помощью спе- циализированного для этой операции робота-манипулятора вывезти отработавшую ЯЭУ или только реактор в специальное хранилище. При необходимости увеличения электрической мощности на пло- щадку доставляются дополнительные блоки АЭС такой же мощности (150 кВт) или большей мощности, построенные по той же технологии. Система энергоснабжения на начальном этапе развертывания лун- ной базы. Для начального этапа развертывания лунной базы возможно организовать энергоснабжение на основе солнечных батарей и аккуму- лятора энергии. После развертывания атомной электростанции такая система может служить резервной системой аварийного снабжения энергией, газами, водородом, кислородом и водой. С учетом достигнутых энергомассовых характеристик и возмож- ностей производства в качестве первичного источника для энергоуста- новки лунной базы можно рассматривать солнечные батареи с фотопре- образователями на базе кристаллического кремния, аморфного кремния и многопереходные системы на основе арсенида галлия. Из-за наличия на Луне значительных промежутков времени (около 13,5 земных суток) -304-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры с отсутствием солнечного излучения в состав энергоустановки входит накопитель энергии, в качестве которого возможно использование ак- кумуляторных батарей различных типов, электромеханических накопи- телей (маховиков) и регенеративных энергетических установок на базе электрохимических генераторов (ЭХГ) и электролизера. За промежуток времени, когда имеется поток солнечного излучения, первичный источ- ник часть мощности отдает потребителю, а часть мощности запасает в накопителе. Во время теневого участка, когда солнечный первичный источник отсутствует, накопитель отдает энергию потребителю. Условия работы фотоэлектрических преобразователей на поверхно- сти Луны существенно отличаются от таковых на орбитальных косми- ческих аппаратах. В первую очередь это касается температуры, посколь- ку кроме непосредственного солнечного облучения они подвержены тепловому облучению со стороны нагретого лунного грунта. Поэтому [4.8] солнечную батарею для лунной базы рекомендуют формировать из фотоэлектрических преобразователей на основе гетероструктур из арсенида галлия (GaAs), поскольку в этом случае солнечная батарея будет иметь втрое меньшую площадь по сравнению с батареей на ос- нове аморфного кремния при примерно одинаковых энергомассовых характеристиках. Малая площадь батареи позволит выполнить ее в варианте постоянной ориентации на Солнце, что увеличивает общую эффективность использования солнечного излучения. Наиболее привлекательным вариантом системы накопления энергии является использование топливных элементов (электрохимических генераторов), в которых происходит прямое преобразование химиче- ской энергии горючего (водорода) и окислителя (кислорода) в элек- трическую энергию. Образующаяся в ходе реакции вода запасается в баках и в течение лунного дня может быть разложена (например, в электролизере, который питается от солнечных батарей) на водород и кислород для последующего их использования. Теоретическое значение выделяемой энергии при соединении водорода и кислорода в стехиоме- трическом соотношении составляет 4330 Втхч/кг. Достигнутая к насто- ящему времени эффективность преобразования выделяемой энергии в электрическую зависит от типа ЭХГ и составляет 50-70%. Эффектив- ность электролизеров для разложения воды также достаточно высока и составляет 70-80% [4.8]. Удельные массы основных агрегатов — ЭХГ и электролизера относительно невелики. Для ЭХГ с твердополимерным электролитом (рабочая температура 60-80°С) удельная масса состав- ляет 5-6 кг/кВт при мощности в несколько киловатт. Электрохимиче- -305-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ ские генераторы на базе топливных элементов с щелочным матричным электролитом позволяют реализовать большие мощности. Так, ЭХГ «Фотон» разработки Уральского электрохимического комбината при массе 160 кг может вырабатывать электрическую мощность 20 кВт. За счет уменьшения толщины активных ячеек топливных элементов возможно снижение удельной массы ЭХГ до 5 кг/кВт. Удельная масса электролизера с учетом системы подготовки воды, фильтрации газов, силовой конструкции (особенно для электролизе- ров высокого давления) составляет ~30 кг/кВт. Водород и кислород для обеспечения работы ЭХГ в течение лун- ной ночи хранятся в газообразном виде в баках высокого давления (30-40 МПа) при пониженной температуре ~200 К. Сброс избыточного тепла с энергоустановки и теплопритока к захо- ложенным бакам для хранения компонентов осуществляется через холо- дильники-излучатели с покрытием, имеющим малое отношение коэффи- циента поглощения солнечного излучения к излучательной способности. Рассмотренная энергетическая установка имеет определенные пре- имущества по сравнению с другими вариантами. Удельная масса сол- нечной энергоустановки практически не зависит от уровня генериру- емой мощности и составляет для варианта с использованием ЭХГ и электролизера воды примерно уэу~550 кг/кВт. В табл. 4.4 представле- ны энергетические, массовые и габаритные характеристики солнечной энергоустановки при уровне полезной электрической мощности 6 кВт с различными вариантами выполнения накопителя электроэнергии [4.8]. В качестве базового варианта рассматривается ЭХГ с щелочным электролитом и выходной электрической мощностью 6,2 кВт. Это значе- ние мощности выбрано из условия поддержания минимального уровня жизнеобеспечения экипажа лунной станции и возможности доставки энергомодуля на поверхность Луны средствами доставки ближайшей перспективы. В солнечной батарее используются трехкаскадные фотоэлектриче- ские преобразователи на основе арсенида галлия, которые монтируются на панели силовой рамы солнечной батареи, содержащей два крыла. Каждое крыло крепится к силовой раме модуля с помощью поворот- ных штанг, которые обеспечивают необходимую ориентацию батареи. При этом точность установки плоскости панелей относительно пада- ющего солнечного потока может быть не очень высокой (допускается отклонение -10°). Угол поворота панелей солнечной батареи составляет 180°, при этом число коррекций за лунный день (13,5 земных суток) -306-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры Таблица 4.4. Характеристики лунной солнечной энергоустановки при полезной электрической мощности 6 кВт с различными накопителями электроэнергии Накопитель электроэнергии Суммарная масса, т Мощность солнечной батареи, кВт Общая площадь (батарея + холо- дильник-излуча- тель), м2 Литий-ионные аккумуляторы 18,0 13,5 60 Регенеративная электрохимическая установка с криогенным хранением компонентов 2,9 26,5 255 Регенеративная электрохимическая установка с хранением компонентов в газообразном виде при высоком давлении 3,2 18,7 130 составляет около 30 раз. Холодильники-излучатели жестко закреплены параллельно поверхности грунта. При площади солнечной батареи 81м2 суммарная масса энергоу- становки мощностью 6 кВт составит 3,5 т. Основные проектные ха- рактеристики базового модуля такой энергоустановки в лунном ис- полнении следующие: КПД ЭХГ и электролизера 0,7 и 0,7 Рабочая температура ЭХГ и электролизера, °C 80 и 70 Рабочее давление в ЭХГ и электролизере, МПа 1 и 35 Удельная масса панелей батарей и холодильника-излучателя, кг/м2 3,5 и 5 Удельная масса ЭХГ и электролизера, кг/кВт 5 и 30 Удельная масса баков водорода и кислорода, кг/кг 13 и 0,8 Удельная мощность панелей батарей на конец ресурса, Вт/м2 235 Масса водорода и кислорода, кг 76 и 611 Для лунной базы с повышенным энергопотреблением могут быть ис- пользованы солнечные энергоустановки с аккумулятором электроэнер- гии с водородным циклом [4.9], описанные ниже. Состав и схема системы. В состав аккумулятора энергии для лунной базы входят: - система хранения газов (водорода и кислорода); - система терморегулирования; - система водообеспечения; - система управления. -307-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Структурная схема системы электроснабжения с солнечной батаре- ей и аккумулятором электроэнергии с водородным циклом приведена на рис. 4.11. Назначение основных систем и работа аккумулятора электро- энергии с водородным циклом. Энергомодуль лунным днем получает электроэнергию от солнечных батарей. Получаемые в процессе элек- тролиза водород и кислород запасаются в баллонах блоков хранения газов. Кислород может быть использован также для дыхания экипажа, а водород вместе с кислородом — для двигательной установки взлет- но-посадочных кораблей. Проведение электролиза воды при высоком давлении газов (водорода и кислорода) позволяет исключить из соста- ва системы компрессоры для сжатия газов. Необходимую для электро- лиза воду получают из собственных запасов аккумулятора энергии, которые пополняются от системы водообеспечения лунной базы. ЭХГ предназначен для выработки электроэнергии лунной ночью. Произведенные водород и кислород, запасенные в баллонах системы хранения газов, подаются в ЭХГ, где в процессе реакции между газами производится электроэнергия и образуется вода. Электроэнергия от- дается потребителю, а вода накапливается в резервуаре для хранения воды для повторного ее использования. Рис. 4.11 Структурная схема системы электроснабжения лунной базы с солнечной бата- реей и аккумулятором электроэнергии с водородным циклом (АЭВЦ): ЭМВД - электролизный модуль высокого давления; ЭХГ - электрохимический генератор -308-
4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры Система хранения газов, включающая блок хранения и подачи во- дорода, блок хранения и подачи кислорода и азота, предназначена для сбора и хранения произведенных при электролизе воды водорода и кислорода. Хранение газов осуществляется в баллонах высокого дав- ления. Раздельное хранение реагентов обеспечивает нулевой само- разряд в ЭХГ, что позволяет использовать его для длительного хране- ния запаса энергии при консервации лунной базы. По совокупности свойств накопитель энергии с водородным циклом име- ет существенные преимущества по сравнению с обычными аккумуляторами: - удельная энергия составляет 0,2-0,5 кВтхч/кг при энергоемкости 100-7000 кВтхч, в то время как удельная энергия современных акку- муляторных батарей (никель-металлгидридные, литий-ионные и др.) составляет 0,04-0,1 кВтхч/кг; - разнообразие видов энергии, накапливаемой и производимой, по- зволяет легко интегрировать его с другими системами базы, прежде всего с системами обеспечения температурного режима и жизнеобеспечения жилых и служебных модулей. При использовании тепла электрохими- ческих реакций для обогрева служебных и обитаемых модулей КПД накопителя составит 80-90 % при электрическом КПД примерно 50%; - система может использоваться как источник газообразного кисло- рода для дыхания экипажа и агрегатов инфраструктуры лунной базы. Для космических энергоустановок массогабаритные и удельные харак- теристики имеют определяющее значение. Хотя они зависят от конкрет- ной конструкции системы энергоснабжения и используемых агрегатов, эти характеристики можно предварительно оценить, исходя из состава системы и параметров перспективных образцов используемых агрегатов. Основной вклад в массу и объем энергоустановки с ЭХГ дает систе- ма хранения рабочих газов (О2 и Н2), поэтому, в первом приближении, предельно достижимую мощность энергоустановки можно оценить по массе и объему этой системы. Более точные расчеты массы должны учитывать состав аккумулятора и удельные характеристики его основ- ных систем. Зависимость массы энергоустановки с водородным циклом от его мощности (N) можно оценить по эмпирической формуле: М (кг) -590 N (кВт). Оценка технических характеристик системы энергоснабжения с солнечными батареями и аккумулятора энергии с водородным циклом проводилась для следующей архитектуры базы: жилой модуль; техно- -309-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ логический модуль с оборудованием жизнеобеспечения базы; фито- трон для выращивания растений; научный модуль. Кроме того, пред- полагалось, что в состав лунной базы входят три лунохода: тяжелый пилотируемый луноход со своим ЭХГ и газовыми баллонами, предна- значенный для осуществления экспедиций длительностью до 5 суток; транспортно-грузовой луноход и рабочий луноход, предназначенный для использования в качестве универсальной строительной машины. При оценке рассматриваемой системы энергоснабжения принима- лись следующие условия: численность экипажа одной экспедиции 6 чело- век при длительности 3 месяца, срок службы оборудования — до 10 лет. В состав системы энергоснабжения базы входят: солнечные батареи, рас- сматриваемый аккумулятор, устройства преобразования электроэнергии. Аккумулятор состоит из трех электролизеров воды, трех ЭХГ и обеспечива- ющих систем. Все агрегаты системы энергоснабжения (солнечные батареи, электролизеры, ЭХГ, баллоны, преобразователи) разделены на секции, кото- рые по истечении ресурса или при выходе из строя могут заменяться. Газы хранятся в баллонах при температуре (170-200) К, что позволяет на треть увеличить массовую емкость баллонов. Это достигается захолаживанием баллонов во время лунной ночи, и их термоизоляцией во время лунного дня. Высокое рабочее давление электролизеров (35 МПа) позволяет запол- нять баллоны без использования механических компрессоров. Проектные характеристики системы энергоснабжения средней мощ- ностью 50 кВт и пиковой 100 кВт для лунной базы и двух уровней тех- нологий (существующая — 2010 г., и ближайшей перспективы — 2020 г.) приведены в табл. 4.5. В табл. 4.6 приведены характеристики энергоустановки пилотиру- емого лунохода, причем при оценках было принято, что луноход за- правляется один раз в 5 земных суток. Оценка энергетических характеристик проведена без учета возмож- ности использования тепла, выделяющегося при работе ЭХГ и других агрегатов для отопления помещений базы и лунохода. Не учитывались также возможности использования водорода и кислорода для систем жизнеобеспечения и заправки ракетных блоков. 4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы и Лунной орбитальной станции Средства жизнеобеспечения (СЖО) космонавта в обитаемом косми- ческом аппарате — это совокупность функционально взаимосвязанных -310-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> Таблица 4.5. Характеристики системы электроснабжения лунной базы на основе солнечных батарей и водород-кислородных электро- химических батарей для двух уровней технологий Удельные параметры 2010 г 2020 г КПД ЭХГ 0,7 0,7 КПД электролизера 0,7 0,8 Удельный расход водорода в ЭХГ, кг/кВт-ч 0,045 0,045 Удельный расход кислорода в ЭХГ, кг/кВт-ч 0,36 0,36 Удельная масса ЭХГ, кг/кВт 5 5 Удельная масса электролизера высокого давления, кг/кВт 30 15 Удельная масса баллонов водорода базы, кг/кг водорода 13 10 Удельная масса баллонов для кислорода, кг/кг кислорода 0,8 0,6 Удельная масса СБ в расчете на среднедневную мощность, кг/кВт 20 10 Исходные данные проекта Среднесуточная электрическая мощность потребления базы, кВт 50 50 Пиковая мощность потребления базы, кВт 100 100 Время накопления энергии в аккумуляторе, земных суток 14 14 Время выдачи энергии из аккумулятора, земных суток 14 14 Результаты проекта Потребная энергоемкость аккумуляторов базы, кВт-ч 16800 16800 Потребная масса водорода для базы, кг 756 756 Потребная масса кислорода для базы, кг 6050 6050 Масса баллонов водорода для базы, кг 9830 7560 Масса баллонов кислорода для базы, кг 4910 3780 Суммарный объем баллонов водорода и кислорода при давлении 35 МПа, м3 28 28 Масса всех ЭХГ базы, кг 500 500 Потребная электрическая мощность электролизеров, кВт 118 104 Масса всех электролизеров, кг 3550 1550 Суммарная масса аккумуляторов энергии базы, кг 29400 23200 Удельная энергия аккумуляторов энергии, Вт-ч/кг 571 723 Удельный объем аккумуляторов энергии, Вт-ч/м3 496 496 -311-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Удельные параметры 2010 г 2020 г Потребная среднедневная мощность солнечных батарей, кВт 168 154 Масса солнечных батарей, кг 3370 1540 Таблица 4.6. Характеристики электрохимической энергоустановки лунохода для двух уровней технологий Параметры: 2010 г 2020 г Удельная масса баллонов водорода лунохода, кг/кг водорода 20 15 Удельная масса баллонов кислорода для лунохода, кг/кг кислорода 1,3 0,9 Среднесуточная электрическая мощность лунохода, кВт 8 8 Пиковая мощность потребления лунохода, кВт 15 15 Длительность рейса лунохода, земных суток 5 5 Потребная энергоемкость лунохода, кВт-ч 960 960 Потребная масса водорода для лунохода, кг 43 43 Потребная масса кислорода для лунохода, кг 346 346 Масса баллонов водорода для лунохода, кг 864 648 Масса баллонов кислорода для лунохода, кг 432 324 Объем энергоустановки для лунохода, м3 3,2 3,2 Масса ЭХГ лунохода, кг 75 75 Суммарная масса энергоустановки для лунохода, кг 2020 1650 Удельная энергия энергоустановки лунохода, Вт ч/кг 474 581 средств и систем, предназначенных для создания в обитаемом отсеке условий, обеспечивающих поддержание массообмена организма чело- века с окружающей средой на уровне, необходимом для сохранения здоровья и работоспособности. Задачей средств жизнеобеспечения является обеспечение на за- данное время в замкнутом объеме необходимых физико-химических параметров среды обитания, количества и качества потребляемых ве- ществ (кислорода, воды, пищи) и в удалении продуктов жизнедеятель- ности. Для обеспечения биологически полноценной среды обитания человека в замкнутом объеме для неограниченного времени пребыва- -312-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> ния потребуются средства с биологическими звеньями, обеспечиваю- щими круговорот веществ [4.24 — 4.26]. Использование задела по средствам жизнеобеспечения орбиталь- ных станций. Основное условие, влияющие на характеристики средств жизнеобеспечения — длительность непрерывного пребывания чело- века в космическом аппарате. При увеличении продолжительности экспедиции более 1-2 месяцев наиболее эффективным по массовым ха- рактеристикам становится применение регенерационных систем [4.24]. Создание такого регенерационного комплекса было целью разработки и отработки процессов и систем физико-химической регенерации сре- ды на долговременных орбитальных околоземных станциях «Мир» и МКС [4.27, 4.28]. При создании средств жизнеобеспечения этих стан- ций были практически решены основные научно-технические задачи, включая электролиз воды с разделением газожидкостных фаз в усло- виях микрогравитации; десорбция углекислого газа и газообразных микропримесей в космический вакуум; регенерация воды из конден- сата атмосферной влаги и урины. Разработанные средства обеспечили жизнедеятельность экипажей на станции «Мир» в течение 15 лет, на МКС — с марта 2000 г. Созданный комплекс средств жизнеобеспечения для орбитальных станций позволяет осуществлять непрерывный космический полет одного экипажа в околоземном пространстве продолжительностью до одного года при регулярной доставке с Земли продуктов питания, воды, средств личной гигиены, запасов газов и запасного оборудо- вания. Поэтому этот комплекс целесообразно сделать основой для создания комплекса средств жизнеобеспечения лунной базы и лунной орбитальной станции первых этапов освоения Луны. Основные положения по комплексу жизнеобеспечения. Регенерацион- ный комплекс средств жизнеобеспечения для обитаемой лунной базы и лунной орбитальной станции первых этапов может быть создан только на основе физико-химических процессов регенерации, так как создание комплекса только на основе биологических процессов потребует боль- ших массовых и энергетических затрат, превосходящих возможности современных космических средств, кроме того, эта проблема пока не решена и в научном плане. Так, например, энергозатраты только кос- мической оранжереи для полного воспроизводства растительной ча- сти пищевого рациона составляют 1200-1600 кВт-ч в сутки на одного члена экипажа [4.29]. Такой комплекс может постепенно создаваться для последующих стадий освоения Луны [4.26]. В то же время необ- -313-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ ходимость создания биологически полноценной и комфортной среды обитания делает целесообразным включение в состав базы и станции витаминной оранжереи. Создание регенерационных средств жизнеобеспечения и их отра- ботка для обеспечения надежности вне земной орбиты — длительная и дорогостоящая задача. Поэтому для первоначального этапа освоения Луны и для орбитальных станций на орбитах Земли и Луны целесо- образно разработать единый базовый комплекс, работающий как в невесомости, так и в условиях гравитации, с размерностью, например, на 3-6 членов экипажа. Комплекс должен создаваться на основе опыта эксплуатации аналогичных систем на орбитальной станции «Мир» и российском сегменте Международной космической станции. На по- следующих этапах освоения Луны для базы должен быть создан свой комплекс с учетом работы в условиях гравитации, а базовый можно будет использовать в качестве резервного. Анализ массовых характеристик регенерационных систем показывает, что каждая в отдельности регенерационная система первого поколения имеет массу аппаратов до 150-200 кг. При дальнейшем совершенствова- нии регенерационных систем их масса может быть уменьшена в 1,5-2 раза. Состав комплекса жизнеобеспечения лунной базы и орбитальной станции первого этапа должен быть следующим: - средства обеспечения газового состава (СОГС); - средства водообеспечения (СВО); - средства обеспечения питанием (СОП); - санитарно-гигиеническое оборудование (СГО); - средства индивидуальной защиты, включая спасательный, выход- ной и лунный (планетарный) скафандры (СИЗ); - витаминная оранжерея. Условно сюда можно отнести средства противопожарной защиты (СППЗ) и средства медицинского обеспечения (СМО). Часть задач обеспечения жизнедеятельности,связанныхсобеспечением теплооб- мена организма космонавта с окружающей средой, выполняют сред- ства обеспечения теплового режима (СОТР), не входящие в комплекс средств жизнеобеспечения. Комплекс можно разделить на две группы: 1. Средства обеспечения массообмена человека (обеспечения кис- лородом и удаления двуокиси углерода, водообеспечения, обеспечения рационами питания), конкретный выбор которых определяет степень замкнутости регенерационного комплекса. -314-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> 2. Средства обеспечения параметров и комфортных условий среды обитания (контроля и регулирования общего давления атмосферы,хра- нения, приготовления и приема пищи, санитарно-гигиенического обе- спечения и др.), выбор которых определяет степень комфорта экипажа. Критерием оценки эффективности комплекса средств жизнеобе- спечения являются массовые затраты на расходуемые элементы. Ми- нимальная масса таких веществ достигается при максимальной степе- ни замкнутости по составляющим массообменного баланса человека. Степень замкнутости, кроме реализации процессов регенерации, опре- деляется составом рациона питания и количеством воды, присутству- ющей в рационе питания. Максимальная степень замкнутости может быть достигнута только при полном извлечении воды из продуктов жизнедеятельности экипажа и полном извлечении кислорода из вы- дыхаемого воздуха (в выделяемом воздухе с углекислым газом содер- жится 80% необходимого для дыхания человека кислорода). Массооб- менный баланс человека представлен в табл. 4.7, из которой видно, что человек выделяет воды больше, чем потребляет. Извлекая кислород и расходуя часть избытка воды на обеспечение человека кислородом путем электролиза воды, можно создать комплекс, обеспечивающий космонавта водой и кислородом за счет регенерации продуктов жиз- недеятельности и извлечении воды (сушке) из удаляемых отходов. Создание комплекса средств жизнеобеспечения на базе модерни- зируемых систем жизнеобеспечения космических станций «Мир» и МКС представляется наиболее целесообразным для первых этапов лунной базы и орбитальной станции. Для этого необходимо создать базовый комплекс с максимальным использованием продуктов жиз- недеятельности экипажа для получения воды и кислорода с целью сокращения массы и объема расходуемых и запасных компонентов. Проблема регенерации воды может быть решена за счет модерниза- ции существующих систем регенерации воды из конденсата, урины и санитарно-гигиенической воды, которые успешно эксплуатировались на космических станциях. Схемы этих систем регенерации представле- ны на рис. 4.12 — 4.14 [4.30]. При длительных автономных полетах на окололунной орбите и организации лунной базы в состав средств регенерации воды войдут дополнительные звенья, регенерирующие воду из санитарно-гигие- нического (душевого и стирального) оборудования, системы перера- ботки углекислого газа и витаминной оранжереи. Необходимо прове- сти модернизацию системы регенерации воды из конденсата в части -315-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Таблица 4.7. Массовый баланс человека Поступление, кг/сутки Выделение, кг/сутки Питание Сухая масса 0,60 Фекалии Сухая масса 0,15 Вода 0,50 Вода 0,15 Дыхание Кислород 0,86 Дыхание Углекислый газ 0,96 Приготовление пищи и питье Вода 2,00 Урина Вода 1,20 Влага через легкие и кожу Конденсат атмосферной влаги 1,50 Потребление воды 2,5 Удаление воды (Метаболическая 0,35) 2,85 Потребление 3,96 Удаление 3,96 Примечание: баланс по воде достигается за счет выделения дополнительного количества воды, образующейся в организме человека - 0,35 кг так называемой метаболической воды регенерации воды из дополнительных источников и снижения массы расходуемых материалов, а системы регенерации воды из урины со средствами приема — в части увеличения степени извлечения воды из урины, уменьшения энергопотребления и массы расходуемых мате- риалов. Система регенерации санитарно-гигиенической воды должна восстанавливать воду из дополнительных источников. Конденсат, образующийся в системе кондиционирования возду- ха станции и в оранжерее, должен очищаться в системе регенерации воды из конденсата атмосферной влаги (типа СРВ-К) с коэффициен- том извлечения воды 100%. Очистка в данной системе осуществляется постадийно — на первой стадии очистки каталитическим окислением органических примесей, и на второй стадии — хемосорбционным по- глощением примесей ионообменными смолами, с сорбционной доочист- кой недоокисленных на первой стадии органических примесей. Систе- ма осуществляет также механическую фильтрацию и обеззараживание воды — добавлением ионов серебра и пастеризацией (в зависимости от назначения регенерированной воды). В этой же системе может очищать- ся конденсат из подсистемы дистилляции системы типа СРВ-У и воды из системы переработки углекислого газа (СПУ-ГВ). В системе также может осуществляться доочистка воды запасов. При необходимости в системе регенерации воды из конденсата воздуха СРВ-К должно быть пред- -316-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> Рис. 4.12. Система регенерации воды из конденсата атмосферной влаги (СРВ-К) Между- народной космической станции: I - подсистема фильтрования и предварительной очистки конденсата; II - под- система очистки и кондиционирования; III - подсистема хранения, подогрева и раздачи воды; 1 - фильтр газожидкостной смеси; 2 - фильтр-реактор; 3 - разделитель; 4 - индикатор проскока жидкости; 5 - мембранная емкость по- стоянного разрежения; 6 - насос; 7 - блок колонок очистки; 8 - сигнализатор проскока примесей: 9 - блок клапанов; 10 - блок колонок кондиционирования; 11 - контейнер технической воды; 12 - контейнер питьевой воды; 13 - блок дат- чиков заполнения и опорожнения контейнеров; 14 - насос; 15 - рекуператор; 16 - нагреватель; 17 - блок подачи конденсата; CWC - американская емкость для воды; СКВ - система кондиционирования воздуха усмотрено дополнительное резервное оборудование, которое может обеспечить регенерацию воды из различных источников в случае не- штатных ситуаций. Вероятнее всего, в этих случаях будут использованы мембранные технологии и высокотемпературный катализ. Извлечение воды из урины, предварительно консервированной для предотвраще- ния дуохимического разложения, может осуществляться в модерни- зированной системе типа СРВ-УМ (подсистема дистилляции системы СРВ-УМ представлена на рис. 4.15), основанной на методе пароком- прессионной вакуумной дистилляции. Извлечение воды из урины осуществляется в этой системе низкотемпературным выпариванием паров воды и рекуперацией энергии, выделяющейся при конденсации. -317-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.13. Система регенерации санитарно-гигиенической воды (СРВ-СГ): 1 - сепаратор; 2 - блок хранения исходной и очищенной воды; 3 - фильтр; 4 - блок подачи; 5 - блок колонок очистки; 6 - блок распределения и контроля; 7 - датчик качества воды; 8 - блок введения серебра; 9 - блок раздачи воды; 10 - насос; 11 - насос; 12 - емкость с подогревом; 13 - газожидкостной поток из душа; 14 - газожидкостной поток из умывальника Метод, реализуемый с помощью центробежного многоступенчатого вакуумного дистиллятора, обеспечивает экономию удельных энергоза- трат в 5-6 раз по сравнению с реализованной на станции «Мир» атмос- ферной дистилляцией. Вода из системы СРВ-УМ будет использоваться главным образом в системе для электролизного получения кислорода (система типа «Электрон-В»). При необходимости, в системе можно осуществлять доочистку других типов водосодержащих отходов. Очистка загрязненной санитарно-гигиенической воды осуществля- ется в системе регенерации типа СРВ-СГ с использованием процесса ультрафильтрации с последующей сорбционной очисткой. Очист- ке в СРВ-СГ будет подвергаться только вода, непосредственно ис- пользовавшаяся в средствах мытья с применением моющих средств (в рукомойнике, душевой кабине), или для стирки белья (в стираль- ной машине). Предполагается, что при принятии санитарно-гигие- нических процедур часть воды будет испаряться, попадать в систему кондиционирования воздуха и далее в СРВ-К. Способы регенерации и степень восстановления воды будут зависеть от примененных мо- ющих средств [4.27,4.30]. -318-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> 4 9 10 Рис. 4.14. Система приема и консервации урины (СПК-УМ): 1 - устройство для приема урины; 2 - дозатор консерванта и смывной воды; 3 - емкость с консервантом; 4 - емкость для смывной воды; 5,6- датчик запол- нения и опорожнения емкости; 7 - центробежный сепаратор; 8 - электромаг- нитный клапан; 9 - емкость сбора урины; 10 - резервный статический сепара- тор; 11 - сигнализатор; 12 - вентилятор; 13 - фильтр воздушный Для получения кислорода из воды может быть использована после модернизации система электролиза воды «Электрон» с водным рас- твором щелочи КОН, эксплуатировавшаяся на орбитальных станциях «МИР» и МКС, ресурс которой может быть увеличен с 1 года до 3 лет (рис. 4.16). Газожидкостная смесь после электролиза охлаждается с ис- пользованием жидкостного контура системы терморегулирования и далее ее разделение производится на статических разделителях кис- лорода и водорода. Для обеспечения безопасности в магистралях кис- лорода и водорода установлены газоанализаторы, выдающие сигна- лы на отключение системы «Электрон» в случае превышения уровней примесей в электролизных газах. Основной недостаток эксплуатиру- емой конструкции щелочного электролизера — невозможность за- мены отказавшего агрегата, так как не исключена вероятность про- лива щелочи и снижение сопротивления электроизоляции агрегата. Разрабатывается также система электролиза воды на основе твердого полимерного электролита (рис. 4.17). Преимуществом этой системы «Ян- тарь» является отсутствие агрессивной среды. В циркуляционном конту- ре используется деионизированная вода. Разделение водородо-водяной смеси, поступающей из электролизера, обеспечивается статическим раз- -319-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.15. Подсистема дистилляции системы регенерации воды из урины СРВ-УМ: 1 - центробежный многоступенчатый вакуумный дистиллятор; 2 - компрессор пара; 3 - насос; 4 - термоэлектрический тепловой насос; 5 - охладитель; 6 - емкость для упаренного раствора; 7 - датчик заполнения/опорожнения емкости; 8 - насос конденсата; 9 - емкость промежуточная; 10 - ресивер; 11 - воздуходувка; 12 - вакуумный насос; КП - клапан предохранительный; КЭ - клапан электромагнитный; СПК-У - система приема и консервации урины делителем. Сухой кислород непосредственно поступает на потребление. Оперативно обеспечивается замена любого агрегата. Безопасность обе- спечивается с помощью газоанализаторов аналогично щелочной системе. Такой электролизер ремонтопригоден, так как в нем циркулирует вода. Однако, из-за высоких требований к качеству подпитывающей воды (сопротивление ~1 МОм), масса расходуемых материалов для этой системы в настоящее время составляет не менее 15 кг/чел. год. Для извлечения кислорода из двуокиси углерода необходимо создание системы ее концентрирования (не менее 99%) и переработки. Сбор и концентрирование двуокиси углерода можно осуществлять электро- химическими или адсорбционным методами. Наиболее отработанным способом сбора и концентрирования является использование адсор- бентов, к которым предъявляются требования по устойчивости к мно- -320-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> Рис. 4.16. Схема размещения системы «Электрон» в структурной схеме средств кислородообеспечения: 1 - система «Электрон»; 2 - блок визуального контроля давления; 3 - гермокапсула блока жидкостного; 4 - вентилируемая капсула блока жид- костного; 5 - блок управления; 6 - теплоноситель системы терморегулирова- ния; 7 - электролизер; 8 - теплообменник; 9 - разделители фаз; 10 - сигнализа- тор жидкой фазы; 11 - кислород; 12 - водород; 13 - блок датчиков давления; 14 - водород; 15 - вход воздуха; 16 - фильтр гидрофобный; 17 - буферная ем- кость; 18 - насосы; 19 - подача азота; 20 - блок продувки азотом; 21 - выход азота; 22 - выход воздуха; 23 - газоанализатор водорода; 24 - клапан водородный; 25 - газоанализатор кислорода в водороде; 26 - регулятор перепада давления; 27 - клапан вакуумный водородный; 28 - корпус орбитальной станции; 29 - выброс водорода в вакуум; 30 - безмоментный насадок; 31 - кислород; 32 - газоанализатор водорода в кислороде; 33 - емкость для воды; 34 - блок дожигания; 35 - выход кислорода в гермоотсеки; 36 - стабилизатор тока гоцикловой работе и регенерации от пара влаги и двуокиси углерода. Перспективным может оказаться использование твердых сорбентов с ре- генерацией водяным паром (при температуре -105°C) для систем сбора и концентрирования двуокиси углерода (рис. 4.18) [4.24,4.31]. Основным преимуществом этой системы является регенерация тепла за счет сброса пара из одного адсорбера в другой адсорбер, что позволяет -321-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.17. Система электролиза воды на основе твердого полимерного электролита «Янтарь»: БЕ2 - буферная емкость; БПА - блок продувки азотом; БПВ1, БПВ2 - блок подготовки воды; БЭЛ - блок электролизный; ГА1 ,ГА2 - газоанали- затор; ДД1, ДД2 - датчик давления; ДПД1, ДПД2 - датчик перепада давления; ДР1 ,ДР2 - дроссель; ДЭП1, ДЭП2 - датчики электропроводности воды; ЕДВ - емкость для воды; КО1, КО2 - клапан обратный; КР - кран ручной; НП - насос подачи; НЦ - насос циркуляционный; РИД - регулятор перепада давления РПД1 - регулятор перепада давления кислорода; РПД2 - регулятор перепада давления водорода; СС - статический сепаратор; ТО - теплообмен- ник; УС1.УС2 - устройство стерилизации; УСТ1 - устройство стерилизации; ЭК1 ...ЭК9 - клапан электромагнитный; ЭН - электронагреватель реализовать процесс концентрирования двуокиси углерода с расхо- дом энергии на регенерацию сорбентов не более 7 Вт/л СО2. Для лунной базы, где присутствует гравитация, на последующих эта- пах перспективно использование в качестве сорбента жидкого поглоти- теля двуокиси углерода, обладающего значительно большей емко- стью, чем твердые поглотители. Разработан простой способ переработки путем гидрирования двуо- киси углерода с получением воды и метана (процесс Сабатье). Процесс экзотермический, осуществляется с эффективностью, близкой к единице за один проход на никелевом катализаторе. По этому процессу была соз- дана и отработана полномасштабная экспериментальная система [4.32]. -322-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> Рис. 4.18. Экспериментальная система очистки атмосферы и концентрирования двуокиси углерода с паровой регенерацией адсорбента: 1 - вентилятор: 2 - адсорбер; 3 - парогенератор; 4 - водяной насос; 5 - компенсатор; 6 - холодильник; 7 - влагоотделитель; А1, А2 - адсорбер; В1 ,В2 - влагоотделитель; К1-К12 - клапан; Х1, Х2 - холодильник Существующие регенерационные системы очистки основаны на по- глощении газообразных и паровых примесей активированным углем, который периодически регенерируется в вакуум. Удаление окиси угле- рода и водорода осуществляется на катализаторе при температуре окружающей среды в модуле. Система удаления вредных примесей на этих принципах эксплуатировалась на станциях «Мир» и МКС и после дополнительной автоматизации ее работы может войти в состав базо- вого комплекса средств жизнеобеспечения (рис. 4.19). В дальнейшем она может быть, после разработки, дополнена фотокаталитической си- стемой или заменена более универсальной системой на основе высоко- температурного катализатора с нагревом до ~160°С (рис. 4.20). Схема ее аналогична схеме системы с низкотемпературным катализатором, но весь поток воздуха проходит через блок высокотемпературного ката- лизатора с регенерацией тепла. Экономия массы и объема также должна быть проведена за счет организации сушки отходов жизнедеятельности экипажа и стирки и последующей сушки одежды — разработки средств для сушки и раз- работки стиральной машины. -323-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.19. Система удаления вредных примесей: 1 - вход воздуха из модуля в систему; 2 - фильтр предварительной очистки; 3 - вентилятор; 4 - фильтр нерегенерируемый; 5 - датчик расхода; 6 - блок микропримесей; 7, 8 - фильтры регенерируемые; 9, 10 - блоки вакуумных кла- панов; 11, 12, 13-аварийные вакуумные клапаны; 14- каталитический фильтр; 15 - выход воздуха из системы в модуль; 16 - термокаталитический фильтр; 17 - воздух (часть потока); 18 - выброс вредных примесей в вакуум; 19 - без- моментный насадок; 20 - корпус орбитальной станции Термокаталитический блок с рекуператором тепла Вентилятор с переменным расходом Блок микропримесей модернизированный с каталитическим пакетом Аварийный клапан Вредные АВК БМП примеси j 4 в вакуум и гДГ Y Безмоментный ИГ А насадок 7/ ^Вредные 7 примеси / в вакуум Рис. 4.20. Система удаления вредных примесей на основе высокотемпературного катализатора: АВК4, АВК5 - аварийный клапан; АВК БМП - аварийный клапан блока микро- примесей; БВК1, БВК2 - блок вакуумных клапанов; ФДО - фильтр доочистки Корпус орбитальной станции -324-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> При наличии рационов питания, содержащих 0,5 кг воды/чел.сут. и использования воды за счет ее извлечения из всех продуктов жизне- деятельности, комплекс не потребует дополнительных запасов воды. Принципиальная схема базового комплекса систем жизнеобеспе- чения лунных орбитальной станции и базы приведена на рис. 4.21. Потребление запасов в таком комплексе — 1,1 кг на человека в сутки (пища), общая степень замкнутости комплекса — 77%, замкнутость по воде — более 90%. Массовый баланс этого базового комплекса приве- ден в табл. 4.8, а примерная массовая сводка — в табл. 4.9. В дальнейшем могут быть осуществлены процессы более полного ис- пользования двуокиси углерода в базовом комплексе. При этом для обе- спечения этого использования необходимо будет перейти в значительной степени к сублимированным продуктам питания. Недостатком процесса Сабатье является невозможность использования всей двуокиси углерода, выделяемой экипажем, так как половина водорода, образующегося при электролизе воды, расходуется на образование метана. Разложение метана до углерода и водорода для сохранения водорода требует расхода катали- затора, участвующего в процессе, так как осаждающийся на катализаторе углерод выводит его из дальнейшей эксплуатации. Замена в комплексе системы переработки двуокиси углерода до метана и воды и системы обе- спечения экипажа кислородом на систему переработки двуокиси углерода, состоящей из высокотемпературного электролизера с твердым электроли- том на керамической подложке и реактора, в котором реализован процесс Белла-Бодуара (гидрирования окиси углерода до метана и воды), может повысить степень замкнутости комплекса до 0,83. В высокотемпературном электролизере осуществляется электролиз двуокиси углерода и воды, при- чем на аноде образуется кислород, а на катоде — смесь окиси углерода и водорода. Из катодной полости смесь окиси углерода и водорода направ- ляется в реактор, в котором реализуется процесс Белла-Бодуара. Метан и избыток окиси углерода удаляются, а полученная в реакторе вода воз- вращается в высокотемпературный электролизер. В этом комплексе осу- ществляется до 75% извлечения кислорода из двуокиси углерода. Комплекс позволяет использовать до 86% сублимированных продуктов. Замена в комплексе средств жизнеобеспечения реактора с использо- ванием процесса Белла-Бодуара на реактор, в котором реализован про- цесс Боша (2СО=СО2+С) может повысить степень замкнутости комплек- са до максимальной теоретической величины в 0,85, которая может быть реализована в физико-химическом комплексе при отсутствии биологи- ческих звеньев (оранжереи), используемых и для регенерации кислорода. -325-
-326- Рис. 4.21. Базовый комплекс средств жизнеобеспечения лунных орбитальной станции и базы Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ
Вода для питья и приготовления пищи 2,0 кг/сут -LZi- Пища 1,1 кг/сут (в т.ч. 0,5 кг/сут воды) £ 3,96 кг/сут Таблица 4.8. Массообмен в замкнутом регенерационном комплексе жизнеобеспечения ПОТРЕБНОСТИ Кислород 0,86 кг/сут ВЫДЕЛЕНИЕ Фекалии 0,3 кг/сут Урина 1,2 кг/сут Влага с потом и респирацией 1,5 кг/сут ОБЕСПЕЧЕНИЕ ПОТРЕБНОСТЕЙ Вода для питья и приготовления пищи 2,0 кг/сут Регенерация воды из конденсата атмосферной влаги (100%) Регенерированная вода 1,5 кг/сут ф ОТХОДЫ Углекислый газ 0,96 кг/сут 3,96 кг/сут ф * ф ф Регенерация воды из урины (90%) Регенерация воды из фекалий (50%) Переработка углекислого газа по реакции Сабатье: СО2+4Н2=СН4+2Н2О Электролизная генерация кислорода из воды: 2Н20=02+2Н2 кислород 0,86 кг/сут 2,86 кг/сут Регенерированная вода 1,08 кг/сут Регенерированная вода 0,15 кг/сут Регенерированная вода 0,45 кг/сут Водород 0,1 кг/сут пары воды 0,02 кг Вода для электролиза 0,1 кг/сут избыток воды: 3,18-3,0 = 0,18 кг/сут Остаток урины 0,12 кг/сут Сухая масса фекалий 0,15 кг/сут СО2 0,35 кг/сут СН4 0,22 кг/сут пары воды 0,07 кг/сут пары воды 0,01 кг/сут 0,92 кг/сут 4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Таблица 4.9. Массовая сводка базового комплекса средств жизнеобе- спечения лунных орбитальной станции и базы Наименование системы Масса (ресурс 1 год), кг Масса (ресурс 800 сут.), кг 3 чел. 6 чел 3 чел 6 чел 1. Средства обеспечения газового состава - средства кислородообеспечения 224 224 224 224 Расходуемые элементы 50 100 60 115 ЗИП 50 50 75 75 - средства переработки углекислого газа 100 100 100 100 Расходуемые элементы - - 20 40 ЗИП 40 40 40 40 - средства сбора и концентрирования углекислого газа 200 200 200 200 Расходуемые элементы 22 45 65 130 ЗИП 25 25 50 50 - средства удаления вредных примесей 100 100 100 100 Расходуемые элементы 19 19 19 19 ЗИП 10 10 20 20 - средства контроля газового состава 71 71 71 71 - средства контроля и регулирования давления 30 30 30 30 - средства откачки шлюза, заправки баллонов скафандра 80 80 80 80 Расходуемые элементы 10 10 10 10 ЗИП 5 5 5 5 - запасы воздуха (азота) 119 236 357 708 2. Средства водообеспечения - СРВ-К 143 143 143 143 Расходуемые элементы 250 500 540 1080 ЗИП 10 10 10 10 - СРВ-У с АСУ СПК-У 454 454 454 454 Расходуемые элементы 435 810 950 1800 ЗИП 5 5 10 10 сво-зв 47 47 47 47 Расходуемые элементы-(запасы воды) 786 1573 2359 4719 ЗИП 5 5 10 10 -328-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> Высокотемпературный электролизер и реактор по процессу Боша по- зволяют осуществлять 100% извлечение кислорода из двуокиси угле- рода и получить избыток воды в количестве 0,16 кг/(чел.сут.) при 100% использовании сублимируемых продуктов. Конечным продуктом в ре- акторе является углерод (сажа) в количестве 0,26 кг/(чел.сут.), который осаждается на катализаторе. Комплекс даст выигрыш в расходуемых массахприусловии,чтомассарасходуемыхматериаловнаудалениесажи и восстановление катализатора не превысит 0,16 кг/(чел.сут.). Однако приемлемая для практического применения технология восстановле- ния катализатора при указанной эффективности пока не отработана. Разработка нормативов среды обитания космонавтов для не- прерывных длительных экспедиций человека на Луну необходима в качестве технических требований к системам жизнеобеспечения, от которых будет в значительной степени зависеть необходимость переработки существующих систем орбитальных станций. Одновре- менно эти нормативы будут медицинскими требованиями к поддержа- нию здоровья экипажа. Прежде всего, предстоит разработать критерии оценки качества атмосферы, воды и микробиологического состава сре- ды обитания человека вне Земли, в том числе на Луне и в длительном космическом полете. Для улучшения комфорта целесообразно рассмо- треть вместо монотонной среды обитания возможности изменения ее параметров — создание переменной влажности и температуры атмосфе- ры, содержания кислорода и двуокиси углерода и т. д. [4.24]. Модернизация бортового контроля параметров среды обитания. Для лунной базы существенно возрастает значение бортовых средств анализа атмосферы, воды и микробиологической обстановки. На орби- тальных станциях бортовой контроль практически ограничен несколь- кими параметрами, а детальный анализ проводится на Земле с помощью возвращаемых проб и телеметрической информации. Поэтому необхо- димо будет определить перечень параметров контроля среды обитания и разработать бортовое оборудование анализа [4.33,4.34]. Космическая оранжерея. Увеличение комфортности и биологической полноценности среды обитания будет достигнуто за счет космической оранжереи, решающей задачи создания психологического комфорта и обеспечения витаминами. Оранжерея будет первым биологическим зве- ном лунной системы жизнеобеспечения. Первоначально на эту систему должны быть возложены задачи создания психологического комфорта и обеспечения экипажа витаминами за счет свежей зелени. В дальней- шем, при создании полноразмерной оранжереи к этим функциям в зам- -329-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ кнутой системе жизнеобеспечения должны быть добавлены функции частичной регенерации пищевых продуктов, регенерации атмосферы, регенерации воды и частичной утилизации пищевых отходов. Одним из важнейших факторов для роста растений является осве- щение. С появлением таких высокоэффективных источников света, как полупроводниковые светодиоды, стали очевидны преимущества их применения для освещения растений: повышенная безопасность, боль- шая светоотдача при относительно малых массе и объеме, механическая прочность, длительный ресурс работы, возможность плавного регули- рования яркости по каждой спектральной составляющей. В качестве основы лунной оранжереи может быть рассмотрена разрабо- танная в России в наземном исполнении оранжерея «Витацикл» (рис. 4.22). Основным преимуществом цилиндрической витаминной оранжереиявля- ется самая высокая из всех известных вегетационных установок удельная производительность на затраченные ресурсы [4.29,4.35,4.36]. Лунный (планетарный) выходной скафандр. От характеристик скафандра зависят энергозатраты человека и продолжительность рабочей смены в нем. Проработка отечественной концепции скафандра для лунной экспедиции была начата в ОАО «НПП «Звезда» в начале 1960-х г. В 1963 г. была утверждена концепция оболочки скафандра: жесткий корпус, выполненный заодно со шлемом, наспинный входной люк, ко- рытообразной формы крышка люка, внутри которой монтировалась автономная система обеспечения жизнедеятельности, мягкая кон- струкция рукавов, нижней части корпуса и штанин. Эта уникальная схема входа в скафандр позволила упростить процесс надевания ска- фандра и до настоящего времени используется в российских скафан- драх типа «Орлан» для работы на внешней поверхности орбитальных станций. Более чем тридцатилетний опыт эксплуатации аналогичных по конструкции скафандров типа «Орлан» на орбитальных станциях «Салют», «Мир» и МКС позволяет считать, что и для будущих лунных экспедиций целесообразно использовать основные решения по этому скафандру. Однако нижняя часть корпуса орбитального отечественно- го скафандра типа «Орлан» практически не обладает подвижностью, а оболочки ног имеют минимальную подвижность. В то же время к лунному скафандру в первую очередь предъяв- ляются требования передвижения по поверхности Луны. Это хожде- ние по пересеченной местности со склонами до 30° при гравитации 0,16 g, при температуре поверхности от -200° до +130 °C с сохранением -330-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> контур СТР I------------------------------------------------------------1 I воздух в кабину 20 м3/ч (с повышенным влагосодержанием) Рис. 4.22. Космическая оранжерея «Витацикл»: 1 - блок очистки воздуха; 2 - блок водообеспечения; 3 - блок увлажнения и аэрации субстрата; 4 - блок охлаждения ламп; 5 - блок вегетационной камеры; 6 - осушитель отработанных субстратных вкладышей; 7 - энергораспредели- тельный блок; 8 - пульт контроля и управления; 9 - ЗИП устойчивого вертикального положения, с возможностью нагибаться, становится на колено, самостоятельно вставать при падении. Должны также обеспечиваться возможности спуска и подъема по трапу кора- бля, вход-выход в луноход и т.д. Таким образом, к лунным скафандрам предъявляется ряд требований, которые не были обязательными для орбитальных скафандров, а именно: обеспечение возможности ходить, в том числе и по наклонным поверхностям, нагибаться вперед, вста- вать на колени, подниматься после падений и т.п. (рис. 4.23) [4.37]. Эти требования могут быть обеспечены введением поясного шар- нира, обеспечивающего наклоны корпуса вперед, бедренного и голено- стопного шарниров, новой конструкцией коленного шарнира, а также введением специальных ботинок. Вопрос отдыха при работе в скафан- дре может выдвинуть требования некоторого увеличения его объема с целью обеспечения возможности втягивать руки в жесткую часть с возможностью обеспечения питанием. Опыт показал, что для лунного (планетарного) скафандра может быть рекомендован скафандр полужесткого типа — эти скафандры имеют жесткий выше пояса корпус, объединенный со шлемом, задний входной люк, крышкой которого является ранец с расположенными в нем агрегатами системы обеспечения жизнедеятельности, мягкую конструкцию рукавов нижней части корпуса и штанин. -331-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ 1 2 3 4 5 6 Рис. 4.23. Подвижность космонавта в лунном скафандре: 1 - полуприсед; 2 - опускание на одно колено; 3 - опускание на два колена; 4 - наклон; 5 - перешагивание; 6 - предпосылка к падению Сложными проблемами являются защита человека в планетарном скафандре от радиации, обеспечение теплового режима, что требу- ет новых материалов оболочек скафандра, специального освещения и т.д. Необходимо также решить задачи сочетания скафандра с кон- струкцией и системами лунохода [4.38,4.39]. К лунному скафандру и луноходу должны быть предъявлены тре- бования по минимизации расходуемых масс. Система жизнеобеспече- ния скафандра и лунохода должна быть регенерационной и позволять сохранять продукты жизнедеятельности до возвращения на базу, где -332-
4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы <...> должны осуществляться выделение собранных продуктов жизнедея- тельности и их переработка. Фильтры поглощения двуокиси углерода и паров влаги должны обе- спечивать возможность их регенерации на базе, давление в кислород- ных баллонах скафандра должно позволять их заправку от компрессора узла заправки баллонов. Должна быть также решена задача утилизации воды в испарителе скафандра путем организации процесса испарения воды и сбора испарившейся воды на поглотителе. Среди проблем обеспечения длительных лунных экспедиций важ- ными будут необходимость экономии воздуха, расходуемого на шлюзо- вание, и предотвращение занесения лунной пыли в обитаемые отсеки. В плане решения этих задач может быть рассмотрен вариант герметич- ного присоединения скафандра к обитаемому отсеку спиной по внеш- нему контуру вокруг входного люка скафандра. Такой вариант обсуж- дался еще при разработке советской лунной программы (рис. 4.24). При этом входной люк скафандра после герметизации интерфейса будет открываться внутрь обитаемого отсека одновременно с облегающим его по его внешней поверхности люком отсека. Остается дискуссионным вопрос о газовом составе и о давлении ат- мосферы в перспективном скафандре для внекорабельной деятельности. Чем меньше давление, тем меньше требуется усилий на деформацию оболочек скафандра, т. е. тем лучше подвижность. С другой стороны, чем меньше давление, тем больше риски гипоксии и декомпрессионных рас- стройств. В проводившихся проработках и исследованиях рассматри- вался вариант скафандровой атмосферы из 50% кислорода и 50% азота с абсолютным давлением 55 кПа (413 мм рт. ст.). Для реализации этого варианта необходимо нахождение новых технических решений по обе- спечению подвижности при повышенном давлении скафандровой атмос- феры. Одним из теоретически возможных путей решения этой задачи является разработка полностью жесткого скафандра с шарнирами конеч- ностей, подобными шарнирам глубоководного водолазного скафандра. Анализ условий эксплуатации скафандра на Луне показывает, что схема автономной системы обеспечения жизнедеятельности космонав- та в лунном скафандре может быть близкой к аналогичной системе ор- битального скафандра. В настоящее время российская промышленность в достаточной степени обладает научными знаниями, технологиями и конструктив- ными решениями для создания скафандра, обеспечивающего воз- можность работы на поверхности Луны. -333-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.24. Герметичное присоединение скафандра к обитаемому модулю: 1 - вход в скафандр; 2 - герметизация, сброс давления; 3 - отстыковка от гермоотсека Экспериментальная отработка систем жизнеобеспечения. Опыт создания систем жизнеобеспечения долговременных орбитальных станций показал, что на разработку и отработку нового комплекса не- обходимо не менее 10 лет. Особенностью этой отработки, принятой для всех отечественных пилотируемых аппаратов, является длитель- ная отработка летных образцов в полноразмерных макетах обитаемых модулей с операторами на борту, которой предшествует длительная техническая отработка. В качестве экспериментальной базы для этой отработки можно использовать базу ГНЦ РФ ИМБП для 500 суточного эксперимента. Экспериментальная отработка систем жизнеобеспечения является одной из самых сложных и длительных операций. Поэтому параллель- но с многолетней наземной отработкой в макетах обитаемых модулей лунной базы целесообразно проводить летную отработку в допол- нительном обитаемом модуле российского сегмента МКС. Создание такого модуля позволит отработать в более короткие сроки систему жизнеобеспечения лунной базы и расширить возможности использо- вания МКС и надежность ее жизнеобеспечения. Жизнеобеспечение космонавтов на основе использования ресурсов Луны. Рассмотренный выше физико-химический комплекс систем жиз- необеспечения с включением витаминной оранжереи целесообразно -334-
4.6. Луна как арена жизни и трудовой деятельности человека технически и экономически считать базовым для лунных базы и орби- тальной станции, а в дальнейшем — для любой межпланетной экспеди- ции, как надежный комплекс систем, способный предоставить экипажу спасение. Для лунной экспедиции герметичный модуль с базовым ком- плексом должен позволить осуществлять строительство базы с ее жилы- ми и производственными модулями. Дальнейшее развитие пилотируемой космонавтики включает в себя создание баз на Луне, организацию длительных исследований и произ- водств по освоению ресурсов Луны в хозяйственных целях. Долговре- менные базы должны иметь большое количество герметичных поме- щений, суммарный объем которых будет измеряться уже не сотнями, а тысячами кубометров, а количество членов экспедиции может состав- лять несколько десятков человек и более. Атмосфера планетарной базы, приближенная по составу к земной, будет нуждаться в большом коли- честве газов, как в кислороде для дыхания, так и в азоте. К тому же, при больших объемах базы, значительно возрастут потери газов из-за утечек при соответствующей степени герметичности обитаемых помещений. Для персонала больших производственных помещений целесообраз- но воспользоваться ресурсами Луны. Добыча кислорода и азота, полу- чение воды, почвы для растений — важнейшие направления получения необходимых продуктов жизнеобеспечения из материальных ресурсов Луны. Все это потребует разработки специальных технологий и будет являться следующим этапом в освоении Луны. Регенерационные систе- мы для производственных помещений целесообразно разрабатывать с учетом лунной гравитации, что значительно упростит их конструкцию. Увеличение продолжительности пребывания на Луне потребует создания биологически полноценной среды обитания, прежде всего на основе растений. Конечная цель этого процесса — создание комплекса биологических систем жизнеобеспечения без временных ограничений для человека [4.25,4.26]. 4.6. Луна как арена жизни и трудовой деятельности человека Сведения о Луне, полученные за 50 лет, которые истекли после перво- го полета к ней отечественного космического аппарата «Луна-1», позво- ляют обновить ряд положений по оптимизации деятельности космо- навтов на ее поверхности. Отечественная лунная программа по ряду объективных и субъек- тивных причин была свернута в начале 70-х годов. Однако остается -335-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ малоизвестным тот факт, что по программе Н1-ЛЗ в НПП «Звезда» был создан лунный скафандр «Кречет-94» (см. рис. 2.23), разработан комплект геологических инструментов (ГЕОХИ им. В.И. Вернадско- го, Специальное конструкторское бюро минеральной геологии СССР (СКБ Мингеологии СССР), ЦКБЭМ). В Летно-испытательном инсти- туте (ЛИИ) им. М.М. Громова в условиях смоделированной лунной тя- жести (0,16g) во время полета на самолете Ту-104К была отработана методика действий экипажа с применением инструментов и приборов на макете-аналоге грунта. Работы по этому направлению были прерва- ны в 1971 г., когда готовность к обеспечению внекорабельной деятель- ности на поверхности Луны, по мнению непосредственных участников работ, составляла -80% [4.40]. Луна как арена трудовой деятельности. С Земли можно наблюдать примерно 59% лунной поверхности, из которых 18% — лишь при благо- приятных либрациях; остальная часть лунной поверхности (41%) никог- да не видна с Земли. Особо следует отметить, что фактура поверхности Луны оказалась довольно близкой к той, которую предвидел С.П. Коро- лев еще в 1964 г. [4.41]. Параметры Луны (в сопоставлении с Землей), которые будут определять и ограничивать трудовую активность экипа- жа базы, приведены в табл. 4.10. Глобальные макрогеологические струк- туры лишь опосредовано будут влиять на индивидуальную трудовую деятельность космонавта, а вот локальный ландшафт (в зоне радиусом до 5 км), микрорельеф поверхности, свойства грунтов под подошвами ботинок скафандра непосредственно определят позу и способ пере- движения, требования к скафандру и оборудованию, технологию вы- полнения рабочих операций. Рассмотрим эти условия более подробно. Устойчивость положения тела космонавта относительно верти- кали. У космонавта, снаряженного в скафандр, стоящего на ровной поверхности, центр тяжести перемещается вверх и несколько назад. Чтобы сохранять равновесие, необходим некоторый наклон вперед. В отечественном скафандре «Кречет-94» (см. рис. 2.23) эта необходи- мость была учтена (рис. 4.25). Сущность статической задачи удержания равновесия человеком, стоящим на склоне, сводится к приведению проекции центра тяжести тела на площадь опоры, определяемую площадью стоп и поверхностью между ними. Лимитирующими факторами в таком процессе являются угол трения между подошвами ботинок и грунтом и анатомо-физио- логические возможности человека: объем угловых движений в суста- вах, сила мышц, координация движений. -336-
4.6. Луна как арена жизни и трудовой деятельности человека Таблица 4.10. Параметры Луны (в сопоставлении с Землей) Параметр Луна Земля Соотношение Луна : Земля Сила тяжести 1/6 1,0 0,16 Видимый горизонт на высоте глаз, км 2,63 -5 0,47 Запаздывание радиосигнала, с 2,56 2,56 1 Продолжительность суток, в земных сут. 29,5 1.0 29,5 Световой солнечный период, час/год -4380 -4380 1 Плотность, г/см3 3,34 5,52 0,61 Ускорение свободного падения, см/сек2 162 981 0,16 Давление у поверхности, мм рт.ст. 14,7-10 13 740 2-10 15 Максимальная дневная и минимальная ночная + 130 +70 1,71 температура, °C -150 -96 1,52 Радиус, км 1738 6378 0,27 Площадь, км2 3.8-107 5,1-Ю8 0,07 Площадь поверхности видимой части, км2 1.5-107 - - Площадь морей на видимой части, км2 4,7-106 - - Конструкционные особенности скафандра предопределяет заве- домое игнорирование ряда биомеханических требований. Наложение связей в виде шарниров скафандра на подвижные сочленения человека ограничивает его возможности и приводит к снижению устойчивости на склонах. При практическом обездвиживании позвоночных сочлене- ний в существующих скафандрах, повышается значимость движений голеностопных суставов в процессе удержания равновесия на склоне. Следует учитывать также общее изменение функциональной загрузки ног на Луне по сравнению с условиями невесомости. По результатам исследований, проведенных в рамках отечествен- ной лунной программы Hl-ЛЗ, устойчивость в скафандре «Кречет-94» сохранялась космонавтом без дополнительных усилий на склонах до 14°. Более крутые склоны требовали от космонавта осторожных дей- ствий, а на склонах более 20° могла потребоваться страховка с помо- щью фала другим космонавтом. Перемещение по поверхности Луны. Переход из состояния покоя в со- стояние движения на Луне заметно медленнее, чем в условиях земной тя- жести. Чтобы начать движение быстрее, нужно сделать 3-4 шага с уско- -337-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ а) б) Рис. 4.25. Характерное наклонное положение тела человека в условиях лунной тяжести: а - астронавт в скафандре EV на поверхности Луны («Аполлон-12», 1969 г.); б - испытатель в скафандре «Кречет-94» в условиях смоделированной лунной тяжести при полете на самолете Ту-104К (1969 г.) рением или сразу сильно наклониться вперед и энергично оттолкнуться, чтобы набрать желаемую скорость с первого шага. Выявлено и испытано несколько способов передвижения: хождение, подскоки при ходьбе и впри- прыжку. Хождение удобно для перемещения вблизи посадочного моду- ля, а также при переносе грузов, при этом скорость хождения до 0,5 м/с. Из-за меньшей силы тяжести, при большей скорости человек с каждым шагом подскакивает и взлетает вверх, при этом ноги двигаются медленно, «как бы бег жирафа в замедленной съемке», ноги нисколько не устают, как будто идешь «все время с горы». При перемещении «вприпрыжку» человек обеими ногами отталкивается одновременно. Этот способ эф- фективен при перемещении на сравнительно большие расстояния, при этом достигается скорость 1-1,5 м/с, а на отдельных участках — и до 2 м/с. Остановиться при ходьбе удается не сразу, только после 1-2 шагов или 3-4 скачков. На поворотах движения также замедляются, в частности, из-за небольшого сцепления подошв с лунным грунтом. Прыжки вверх (с сохранением контроля за движением) возможны на высоту до 1 м. Глубина следа ботинка от 1 см до 15-30 см на валах кратеров. При глубоком погружении в процессе ходьбы необходимо высоко подни- мать ноги. На тонком слое пыли возможно скольжение вбок, проскаль- зывание, особенно на поверхности скальных обломков. -338-
4.6. Луна как арена жизни и трудовой деятельности человека Падения. При нарушении равновесия падение можно предотвра- тить шагом в направлении наклона, но такие шаги в сторону затрудне- ны ограниченной подвижностью скафандра. Скорость падений мала и падения для человека в скафандре не являются травмоопасными, но повреждение элементов скафандра при контакте со скальными обломками исключить нельзя. При падении лицом вниз можно легко подняться на ноги самостоятельно. При падении на спину необходима помощь другого космонавта или применение специальных приемов. В отечественной программе Hl-ЛЗ была отработана методика и сред- ства выполнения действий в этом случае. Пыль. Когда посадочный модуль корабля «Аполлон-11» снизился до 90 м, струя двигателя начала поднимать облако пыли с поверхности. При выключении двигателя на высоте 1,2 м пыль достаточно быстро осела. Пылевато-песчаный грунт прилипает к обуви, скафандру, всем предметам подобно угольной пыли. При подбрасывании ногой все ча- стицы грунта летят в одном направлении, с одинаковой скоростью, на одинаковые расстояния. От уроненного предмета поднимается облако пыли как от взрыва. Очень много пыли поднимается при движении лунохода. Так, при движении американского открытого лунохода Rover, особенно после того, как отвалилось крыло, струя пыли с колес била вверх и дождем сыпалась на астронавтов. Людей и приборы так засы- пало пылью, что трудно было считывать показания приборов, можно было писать пальцем по запыленной поверхности. Через 30 минут по- сле выхода на грунт, при приближении к посадочному аппарату «Сер- вейер», астронавт Конрад сказал, что он весь в пыли, «как будто его вываляли в графитном порошке». Попытки стряхнуть пыль со скафан- дров успеха не имели. Астронавты чистили друг друга у трапа 15 минут, однако занесли много запыленных предметов в кабину. Острый запах пыли заполнил кабину, пылинки раздражали носовые проходы, вызы- вали чихание. Запах лунной пыли характеризуется как запах гари или отстрелянного пистона. Отмечено, что после пребывания в атмосфере кислорода при давлении -0,35 кг/см2, пыль отстала от поверхности предметов [4.42]. Радиация. Воздействие радиации является наиболее важным факто- ром, который может ограничивать деятельность экипажа на поверхно- сти Луны. Из-за отсутствия атмосферы и магнитного поля поверхность Луны облучается, в основном, такими же потоками проникающей ра- диации, какие существуют в открытом космическом пространстве. Ин- тенсивность первичного космического излучения на поверхности Луны, -339-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ вследствие ее экранирующего действия, в два раза меньше, чем в откры- том космическом пространстве и составляет 0,5-1,3 мЗв/сутки. К кос- мическому излучению добавляются естественная радиоактивность по- род на поверхности Луны и наведенная радиоактивность, возникающая под действием космического излучения и радиации Солнца. Мощность дозы облучения от этой радиоактивности не превышает 6х107Зв/час. Наибольшую опасность на поверхности Луны представляет солнечное ионизирующее излучение, возникающее при вспышках на Солнце, так как создаваемая им доза радиации, в зависимости от мощности вспыш- ки, может превышать нескольких единиц Зиверт [4.43]. Противостояние фактору радиации будет состоять в мониторинге активности Солнца, прогнозировании и своевременном предупреж- дении о вспышках на Солнце, создании защищенных убежищ. Тем не менее, должен быть обеспечен непрерывный индивидуальный контроль уровней облучения космонавтов. Средствами радиационного контро- ля должен быть оборудован и скафандр. В задачи средств контроля в составе скафандра должны входить мониторинг текущего уровня радиационного воздействия (индивидуальный дозиметр, измеритель мощности дозы) и аварийная сигнализация [4.44]. Минимизация радиационной опасности в условиях ограничения выделенного ресурса массы для пассивной радиационной защиты стимулирует поиски активных методов противостояния радиации. Идея использования для обеспечения радиационной защиты экипа- жа электромагнитных полей рассматривается и исследуется специ- алистами разных стран уже более 40 лет. При наличии достаточных источников электроэнергии комбинированное использование как конструкционных, так и магнитных средств радиационной защиты экипажа может оказаться наиболее эффективным [4.45]. Уровень освещенности на Луне — как в безоблачный день на Земле. Тени густые, но не черные. Солнечный свет отражается от склонов кра- теров, обеспечивая хорошую видимость. Цвет едва заметен или не об- наруживается вообще, напоминает цвет сухого цемента или песчаного пляжа. Освещенность на поверхности характеризуется следующими данными [4.44]: максимальная освещенность при солнечном свете освещенность при солнечном свете, отраженным от «полной» Земли освещенность от света звезд 140000 лк; 30 лк; 0,0005 лк. -340-
4.6. Луна как арена жизни и трудовой деятельности человека Площадь видимого диска Земли в небе Луны в 14 раз больше, чем площадь диска Луны в небе Земли. Свет полной Земли освещает Луну в 60-80 раз ярче, чем свет полной Луны освещает Землю, что может оказаться достаточным для того, чтобы рассмотреть детали лунной поверхности или проводить кое-какие работы [4.46]. Связь. Задержка радиосигнала при связи с Землей составляет 2,56 сек. На видимой стороне Луны связь космонавтов с Землей и между собою может осуществляться через посадочный модуль как ретранслятор. От- метим, что американские астронавты испытывали трудности в наведе- нии на Землю остронаправленной антенны. Связь в УКВ диапазоне, осу- ществляемая только в пределах прямой радиовидимости, затрудняется при спуске одного из космонавтов в кратер. Тогда второй космонавт дол- жен оставаться на краю кратера и использовать свой комплект радио- оборудования в качестве ретранслятора. Антенна высотой 10 м обеспе- чивает дальнодействие УКВ связи до 3 км. Ориентирование. Большую часть неправильностей рельефа со- ставляют валы кратеров. При этом для космонавта остается неясен характер микрорельефа на удаленных к горизонту участках. Отчет- ливо выраженная неровность лунной поверхности скрадывает рас- стояние до удаленных форм рельефа. Наблюдается тенденция к за- нижению расстояния и сложности в выдерживании направления при неясности ориентиров. «Неровности создают такое впечатление, ка- кое бывает у человека, плывущего по сильно взволнованному морю» (Н. Армстронг) [4.47]. Определение расстояний на Луне затруднено из-за изменений картины рельефа в зависимости от высоты Солнца над горизонтом. При малой высоте Солнца кажется, что некоторый элемент рельефа совсем близко, а позже, с подъемом Солнца, выясня- ется, что он находится на расстоянии ~5 км. Кроме того, решение за- дачи визуальной ориентировки усугубляется однотонностью релье- фа, однообразными возвышенностями и кратерами. Это сокращает дальность прямой видимости даже до 300-500 м. Неровности гори- зонта в сочетании с небольшой силой тяжести затрудняют определе- ние вертикали (точность не превышает 5°). Существенное значение имеет расстояние линии видимого гори- зонта от наблюдателя. Из-за малого, в сравнении с Землей, радиуса Луны, теоретическая дальность видимости на ней горизонта почти в два раза меньше, чем на Земле. При отсутствии атмосферной реф- ракции и при возвышении глаза наблюдателя на h над поверхностью Луны дальность видимости горизонта определяется по формуле: -341-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ l = ^(R„+h)!-R^ , где R;] — радиус Луны. Для h = 2 м значение € = 2,63 км. Визуальную ориентировку можно вести в условиях лунного дня до- статочно уверенно. Наверное, визуальная ориентировка возможна и в области «пепельного света Луны» — области, освещаемой отраженным Землей солнечным светом. Навигация. После прилунения посадочных аппаратов требуется уточнение их селенографических координат, а для мобильных аппара- тов, а также при перемещении космонавтов — определять параметры движения: курс, скорость, отклонения от намеченного маршрута. Для решения навигационных задач придется учитывать следующие отли- чительные особенности навигационной обстановки на Луне: отсут- ствие заметного магнитного поля, атмосферы, особенности рельефа. Наземные радиотехнические системы, используя радиоинтерфероме- трический способ измерений, могут с высокой точностью определять селенографические координаты объектов на поверхности Луны. Поскольку с Земли видна лишь часть Луны, должны рассматривать- ся и другие методы навигации и ориентировки. На Луне сохраняется возможность использования радиосистем, ра- ботающих в УКВ диапазоне, с помощью которых измеряются два пара- метра: дальность до объекта и его азимут. Такие системы эффективны только в пределах прямой видимости. За счет большей кривизны по- верхности Луны по сравнению с кривизной земной поверхности, их дальнодействие будет намного меньше. Увеличение высоты антенны на 10 м обеспечивает приращение дальности действия системы на Луне в среднем на 3 км. Дальность действия можно увеличить, разме- щая антенны на природных возвышениях. Навигационные задачи могут решаться на Луне с помощью разностно- дальномерных систем, которые будут располагаться на поверхности и ра- ботать в автоматическом режиме, используя длинные или средние волны. На Луне весьма благоприятные условия для применения астроно- мических методов навигации. Однако, за счет уменьшенного в 6 раз ускорения силы тяжести по сравнению с земным, у космонавтов будут трудности в применении астрономических приборов, в которых ис- пользуется маятниковая вертикаль, так как даже небольшие ускорения прибора будут отводить маятник (пузырек уровня) от направления отвесной линии, что вызовет достаточно большие ошибки. -342-
4.6. Луна как арена жизни и трудовой деятельности человека Непросто измерить на Луне курс движения мобильного аппарата или космонавта. На Луне нельзя применить магнитный способ, а при реализации гироскопического метода возникают большие трудности из-за малой угловой скорости вращения Луны. Если на Земле на это ухо- дит 18-20 минут, то на Луне нужно затратить от 2,5 до 5 часов. По астро- номическому способу курс определяется разностью между расчетным значением азимута светила и измеренным значением курсового угла. Для определения азимута светила необходимо непрерывно учитывать его изменение, обусловленное вращением Луны. На Земле за каждые 4 минуты азимут светила изменяется в среднем на 1°, а на Луне азимут светила будет изменяться на 1° за 1,8 земных часа. Уходя на маршрут по Луне, нужно только зафиксировать азимут какого-либо светила, что по- зволит космонавту в течение длительного времени сравнительно легко ориентироваться по странам света и найти обратный путь. Физическая нагрузка экипажа рассматривается на примере амери- канской программы «Аполлон». Продолжительность внекорабельной деятельности составляла: «Аполлон-11» — 1 выход (2,5 часа); «Апол- лон-12, -14» — по 2 выхода (по ~4 часа); «Аполлон-15, -16, -17» — по 3 выхода (по ~7 часов). Излишне уплотненный график экспедиции «Аполлон-11» в сово- купности с затрудненной связью с орбитальным модулем через Землю создавал напряженную обстановку для экипажа. Энерготраты экипажа колебались в диапазоне 225-350 ккал/час при норме 275-300 ккал/час. Во втором выходе экипажа «Аполлон-12» пульс астронавтов достигал 165-170 ударов в минуту, энерготраты у Ч. Конрада — 250 ккал/ час, у А. Бина — 275 ккал/час. Приходилось часто отдыхать, голоса стали бо- лее низкими и хриплыми, что считается признаком усталости. Астро- навты испытывали чувство жажды. Спустя 2,5 часа после выхода на поверхность экипажа «Аполлон-14» частота пульса достигла у А. Ше- парда 150 уд./мин, у Э. Митчелла — 128 уд./мин; они получили ука- зание возвращаться, хотя не достигли края кратера. Экипаж корабля «Аполлон-15» в первом выходе на поверхность Луны израсходовал кислорода на 17% больше ожидаемого, астронавты чувствовали уста- лость. У Дж. Ирвина наблюдались кратковременные периоды сердеч- ной аритмии. При первом выходе на Луну у Д. Скотта произошло не- большое кровоизлияние под тремя ногтями пальцев правой и одним ногтем левой руки, что, однако, не помешало ему выполнить заплани- рованные операции. Причиной, по-видимому, является тот факт, что Д. Скотту, по его просьбе, были изготовлены очень тугие перчатки. Для -343-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ экипажа «Аполлон-16» был подготовлен менее напряженный график деятельности с более эффективным чередованием работы и отдыха. В результате полная реадаптация астронавтов произошла быстрее, чем экипажа «Аполлон-15». Члены экипажа «Аполлон-17» жалова- лись на боли в желудке, метеоризм, однако изменение диеты и прием таблеток снимали боль. X. Шмитт отметил, что при переносе груза ему приходилось отдыхать через каждые 50-60 м. Учитывая этот анализ, циклограмма деятельности для первого выхода на поверхность Луны должна носить щадящий характер. По рекомендации Н. Амстронга, «экипажу следует предоставлять 10 минут для акклиматиза- ции на поверхности Луны». Эта рекомендация совпадает с отечественной практикой проведения внекорабельной деятельности в условиях неве- сомости. Для адаптации к лунному тяготению требуется 8 часов. Макси- мальная допустимая продолжительность выхода, по-видимому, должна составлять 6 часов, причем лимитирующими факторами являются жажда и высокий пульс. Если решить проблему питья и приема пищи в скафан- дре, то эта работа может продолжаться до 8 часов [4.42]. Отдых. Свободный объем в кабине посадочного модуля американ- ских «Аполлонов» составлял 4,5 м3. В корабле «Аполлон-11» был пред- усмотрен гамак только для одного члена экипажа, однако в корабле «Аполлон-12» гамаки имелись уже для двух членов экипажа. Первона- чально предполагалось, что члены экипажа будут укрываться одеялами, но в конечном счете одеял в полет не взяли. Программа полета корабля «Аполлон-15» предусматривала, что астронавты будут спать в поса- дочном модуле уже без скафандров, в отличие от экипажей прежний экспедиций, поскольку они должны получать полноценный отдых по- сле напряженных и длительных операций на поверхности Луны [4.42]. Безопасность космонавта является объектом пристального внимания, постоянной заботы и ответственности специалистов при разработке и кон- струкций, и программы в каждый момент времени, при любом действии. Некоторые опасности (угрозы безопасности) обусловлены специфи- кой природы Луны. Так, например, от воздействия пыли у X. Шмита на- чали протираться перчатки всего за три выхода на поверхность по 7 часов каждый. На рукоятке геологического молотка стерся слой резины. Абра- зивный эффект от попадания пыли в узлы трения является реальной опасностью и причиной вероятных отказов. Обрушение и скатывание камней представляет собой угрозу безопасно- сти экипажа. Астронавты «Аполлон-12» дважды скатили в кратеры камни размером с грейпфрут. Столкнуть камни было трудно, но прокатились -344-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых они по склону сравнительно далеко и быстро. Передвижение по склонам обусловливает необходимость особой осторожности, в том числе и по при- чине возможного скольжения подошв, снижения устойчивости на склонах. Прыжки на высоту более 1 м часто заканчивались падением. Наибольшая высота прыжка составляла 2 м, т.е. до третьей ступени лестницы лунного модуля. В этом случае астронавту удалось сохранить равновесие только потому, что он сумел схватиться за лестницу руками [4.42]. Падение с площадки у выходного люка с высоты 7 м длилось бы ~3 с, скорость в момент контакта с поверхностью ~5 м/с, что следует рассма- тривать, при неопределенном положении тела, как угрозу безопасности. Еще одна ситуация, которую можно рассматривать как забавную, но серьезную. А. Бин из озорства подбросил пенопластовую укупорку од- ного из приборов. По его словам она достигла высоты 100 м [4.42]. Легко подсчитать, что время падения предмета с этой высоты ~11 с. Так как время взлета на эту высоту такое же, то предмет упадет на поверхность только через 22 с. За это сравнительно большое время космонавт может отвлечься, переключиться на какое-либо срочное, неотложное действие. Скорость падения предмета достигнет 17,8 м/с. Если допустить, что масса предмета хотя бы 100 г, то это равносильно попаданию небольшого кам- ня в лобовое стекло автомобиля при скорости 65 км/час. Такую ситуацию нельзя никак назвать безопасной для человека в скафандре. В процессе подготовки, с началом практических работ в реальной об- становке на Луне, потенциально опасные факторы и ситуации будут выяв- ляться, на их основе будут разработаны правила и меры безопасности, как это сделано и существует для внекорабельной деятельности в условиях не- весомости. Кроме того, безусловно, остаются в силе правила безопасности работы в скафандре, применяемые в условиях орбитального полета, а также наземная техника безопасности на транспорте, при эксплуатации промыш- ленного оборудования и при производстве горнотехнических работ. 4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых Как уже отмечалось, в качестве одной из главных целей производ- ственного освоения Луны является добыча и переработка ее полезных ископаемых [4.18, 4.48, 4.49]. При этом рассматривается не только воз- можность использования добываемых ископаемых для обеспечения си- стем жизнедеятельности обитаемых лунных баз и изготовления топлив- ных компонентов ракетных двигателей, но и производство для нужд -345-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Земли. В дальнейшем предполагается создание замкнутого производства конечной продукции для построения внеземной космической инфра- структуры, в том числе энергопроизводящей системы для обеспечения Земли из космоса электроэнергией, получения энергии из внеземных полезных ископаемых, выноса в космос энергоемких и вредных произ- водств и т.д. [4.18, 4.50]. Считается, что это поможет решить проблему истощения земных энергоносителей и, что не менее важно, снизит эко- логическую нагрузку на Землю, предотвратит экологические кризисы, связанные с интенсивным развитием наземной энергетики. К задаче первой очереди освоения полезных ископаемых Луны мож- но отнести производство, накопление и длительное хранение таких рас- ходных материалов, как кислород, водород, метан, вода, аргон, ксенон. Ко второй очереди — добыча и употребление в производстве железа, ти- тана, кремния, алюминия и других материалов. При этом должно пред- усматриваться как использование этих материалов в качестве полуфабри- катов с транспортировкой их на окололунные, околоземные и даже, при необходимости, наземные производственные комплексы, так и глубокий передел на самой Луне с изготовлением разнообразной продукции. О возможности добычи гелия-3 из лунного грунта. По мнению, ут- вердившемуся в настоящее время, проблема обеспечения энергоресур- сами, начиная со второй половины XXI в., будет решаться с широким применением термоядерной энергии, как возможной альтернативы органическому топливу и ядерной энергии деления. Первым этапом развития термоядерной энергетики будет создание реактора, исполь- зующего реакцию дейтерий-тритий (D-T): D + Т = 4Не(3,5 МэВ) + п(14,1 МэВ). Однако эта реакция имеет существенные недостатки — наличие в составе термоядерного топлива радиоактивного трития и термоядер- ных нейтронов. Поэтому при реакции синтеза D-Т, также как и при реакции деления урана в обычных ядерных реакторах атомных элек- тростанций, облучение образующимися нейтронами приводит к радио- активности конструкционных материалов термоядерной установки. Это делает термоядерный реактор не менее биологически опасным, чем реактор деления, и тем самым снижает конкурентоспособность «идеи термоядерного синтеза». Учитывая экологические стороны этого вопроса, можно с большой долей уверенности предположить, что после создания термоядерного -346-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых реактора, использующего реакцию D-Т, эволюция термоядерной энер- гетики пойдет по пути использования экологически более чистой ре- акции дейтерий — изотоп гелий-3 (D-3He): D + 3Не = 4Не(3,6 МэВ) + р(14,7 МэВ). Преимущество этой реакции синтеза — возможность существен- ного снижения нейтронного выхода и накопления радиоактивного трития (нейтроны и тритий образуются в результате побочной реак- ции дейтерий-дейтерий (D-D), однако выход их существенно ниже, чем в реакции D-Т). Это и определяет D-3He термоядерный реактор как наиболее экологически чистый источник внутриядерной энергии для целей энергоснабжения человеческой цивилизации [4.51]. Еще одним наиболее важным преимуществом этой реакции являет- ся то, что поскольку протоны — заряженные частицы, а электрический ток — это поток заряженных частиц, становится возможным прямое преобразование термоядерной энергии в электрическую, минуя тепло- вое преобразование. Это позволяет использовать в случае гелия-3 го- раздо более эффективные инженерные решения для отбора энергии и осуществить непосредственное преобразование энергии заряженных частиц в электроэнергию с очень высоким КПД (80-85%) [4.52, 4.53]. Однако при этом необходимо решить вопрос добычи термоядерного топлива3Невпромышленныхмасштабах.НаЗемлеотсутствуют достаточ- ные запасы 3Не. Это связано с тем, что магнитное поле Земли экранирует попадание «солнечного ветра», содержащего 3Не, на поверхность Земли. Одним из возможных способов решения этого вопроса может стать добыча гелия-3 на телах космического пространства. Использование до- стижений космической техники может сделать космическую техноло- гию добычи гелия-3 экономически конкурентоспособной по сравнению с другими возможными вариантами. Исходной предпосылкой является значительно более высокая концентрация гелия-3 в поверхностных по- родах Луны, нежели в Земной коре и атмосфере. Прогнозируемые запасы гелия-3 на Луне весьма значительны, и, как показано в ряде работ [4.54,4.55], доставка гелия-3 с Луны возможна не только технически, но и, по-видимому, энергетически выгодна и эконо- мически оправдана. Существующие в настоящее время концепции внеземной добычи гелия-3 ориентированы на переработку лунного грунта [4.56]. При раз- работке таких проектов может использоваться идеология наземного -347-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ добывающего оборудования с поправкой на размещение его на поверх- ности Луны, поскольку на Луне существует заметная гравитация, вы- сокий вакуум и возможность получения ночью низких температур. Процесс добычи гелия-3 на Луне должен включать следующие стадии: - добычу поверхностного слоя грунта; - десорбцию гелия из лунного грунта путем нагрева; - разделение изотопов гелия-3 и гелия-4; - доставку на Землю гелия-3. По оценкам [4.54,4.55] полная затрата энергии на поставку гелия-3 составит 2,4x106 МДж/кг. Если учесть, что при термоядерном сжигании гелия-3 выделяется энергия 6,0x108 МДж/кг, то выигрыш по энергии получается в 250 раз. Этот выигрыш стоит сравнить с тем, что при сжи- гании урана в ядерных реакторах выигрыш в 20 раз, а при сжигании угля — в 16 раз [4.51]. Может оказаться так, что по энергетическому эквиваленту лунный гелий-3 дешевле земного каменного угля. При возможности добычи гелия-3 на Луне (или других небесных телах) термоядерная энергетика на основе гелия-3 по сравнению с ис- пользованием имеющегося на Земле D-Т (дейтерий-тритиевого) то- плива позволит [4.51, 4.54]: - примерно в 30 раз снизить нейтронный поток от термоядерного реактора; - существенно снизить радиационную опасность энергетики, так как ос- вободит от манипуляций с большим количеством радиоактивного трития; - поднять КПД производства электроэнергии и уменьшить тепло- вые выбросы; - сделать термоядерную энергетику экономически выгодной. Добыча гелия-3 из лунного грунта с использованием солнечной тепловой энергии. Предложения по добыче гелия-3 из лунного грун- та для наземной термоядерной энергетики содержатся в ряде работ [4.57-4.61], однако наиболее подробно они изложены в работах, про- водимых в Висконсинском университете США [4.57]. В [4.57] для добычи 3Не предполагается обрабатывать грунт, содер- жащий максимальное количество гелия, т.е. грунты с большим коли- чеством ильменита FeTiO3. Такие грунты расположены в районе Моря Спокойствия, области близкой к Лунному экватору. Однако анализ фотографий поверхности отдельных участков Моря Спокойствия, наи- более богатых ильменитом, показал достаточно большое количество кратеров, окруженных выбросами крупного обломочного материала и камней. Для обеспечения более благоприятной работы добывающих -348-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых агрегатов целесообразно перерабатывать грунт, не содержащий круп- ноформатный обломочный материал. Участки квадратной формы, раз- мером 300x300 м2, свободные от такого материала, занимают до 80% площади областей Моря Спокойствия, богатых ильменитом. Исходя из этого, предложено разделить всю обрабатываемую поверхность на смежные участки площадью порядка 300x300 м2. Концентрация газов (г/т) в морском реголите следующая: Не3— 9х10’3(8,1х10’3), Не4— 30 (27), Н2— 50-60 (50), С — 142-226 (166), N2— 102-153 (115) (в скобках — кон- центрация в зернах, меньших 50 мкм). Подвижный лунный добывающий агрегат массой 18 т добывает грунт, образуя траншею шириной Ими глубиной до 3 м, отделяет мелкую фракцию грунта, размером менее 50 мкм, нагревает ее до 700°С, собирает выделившийся газ в баллон высокого давления и передает собранный в баллон газ для дальнейшей обработки. Выемка грунта производится роторным ковшовым агрегатом, размещенным на пово- рачивающейся стреле добывающего агрегата с углом поворота стре- лы 120°. Грунт подается конвейером на устройство разделения, в кото- ром частицы размером более 50 мкм удаляются из процесса обработки и сразу выбрасываются обратно в траншею. Частицы размером менее 50 мкм транспортируются конвейером в зону нагрева. При нагреве до 700°С из грунта извлекается до 90% содержащихся в нем газов. Для увеличения эффективности тепловой обработки применяется рекуперация тепловой энергии из обработанного грунта с помощью тепловых труб. Нагрев грунта осуществляется солнечной энергией, собираемой подвижным первичным зеркалом диаметром 110 м, и принимаемой на подвижном агрегате вторичным зеркалом, диаметром 10 м. Движение агрегата по обрабатываемой поверхности отслеживается обоими зер- калами. Вторичное зеркало передает энергию в приемник, где происхо- дите ее равномерное распределение по теплообменной поверхности с помощью дополнительных зеркал и тепловых труб. Греющие тепловые трубы имеют общую для всех зону испарения, совмещенную с поверх- ностью для приема солнечной энергии, рабочее тело — натрий. Газы, выделившиеся при тепловой обработке, собираются в баллон высокого давления, где хранятся при давлении до 150 атм до полно- го заполнения баллона. Повышение давления проводится шестисту- пенчатым компрессором с промежуточным охлаждением газа между ступенями сжатия. Затраты энергии на сжатие составляют 160 кВт. Баллоны оборудованы палладиевыми мембранами, работающими при -349-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ температуре 350-400°С, для отделения водорода от остальных компо- нентов смеси. По окончании заполнения, баллон транспортируется к устройству разделения газовых компонентов. Разделение компонентов производится в процессе охлаждения га- зовой смеси и конденсации различных ее компонентов по мере сни- жения температуры. Нижняя температура рабочего цикла составляет 55 К, что достаточно для ожижения всех компонентов, кроме гелия. Площадь охлаждающего радиатора, необходимого для работы крио- генной машины выбранной производительности, составляет 800 м2. Выделенный из смеси газообразный гелий подается в гелиевый ожижитель, где проводится его ожижение и изотопное разделение. В предположении, что ожижитель имеет КПД 17% от цикла Карно и располагаемой мощности 180 кВт при верхней температуре цикла 300 К, требуется 15 дней непрерывной работы для ожижения и ох- лаждения до 1,5 К 3300 кг гелия. Разделение изотопов производится за счет явления сверхтекучести. Затраты энергии в этом процессе не- значительны. Добытый на Луне гелий-3 транспортируется на Землю в сжиженном виде. При обрабатываемой за год площади 1х106 м2 (при длительности работы за год 3942 ч) и мощности тепловой обработки 12,3 МВт, еже- годная добыча 3Не составит 33 кг. Однако этот способ имеет ряд недостатков. Так, например, площадь поверхности, обрабатываемая одним агрегатом за год, составляет 1 км2, а отдельная рабочая площадка 9x104 м2, поэтому в течение года необходимо совершить 11 перемещений агрегата и главного зеркала вместе с системой слежения на расстояние около 300 м. С учетом того, что полностью развернутая система состоит из 100 агрегатов добычи гелия, транспортировка агрегатов на Луну, монтаж, ремонт и эксплу- атация системы нагрева грунта с помощью солнечной энергии пред- ставляется очень сложной. Большее количество вопросов вызывает применение нержавеющих и молибденовых тепловых труб со щелоч- но-металлическим рабочим телом, работающих в среде водяных па- ров и СО, так как при этом образуются окислы металлов — рабочего тела и материала корпуса. Эти окислы взаимодействую друг с другом с образованием хрупких и легкоплавких соединений, способствующих разрушению материала корпуса и вытеканию теплоносителя. Поэто- му представляется, что опубликованная в [4.57] концепция добычи ге- лия-3 на Луне с использованием солнечной энергии от системы зеркал, достаточно слабо проработана в части применяемых материалов. -350-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых Однако главным недостатком рассмотренной технологии представ- ляется создание и использование достаточно сложного и громоздкого оборудования для добычи только гелия-3. Комплексная технология полной переработки лунного грунта на ос- нове атомной теплоэлектростанции. В [4.52] впервые была предложена концепция добывающего и промышленно-перерабатывающего комплек- са для максимально полной переработки лунного грунта и получения большой номенклатуры полезных материалов, включая, естественно, и гелий-3. Основными предпосылками ее создания были следующие: - целесообразность комплексной переработки лунного грунта с воз- можностью получения в едином технологическом агрегате максимально возможной номенклатуры веществ; - целесообразность использования в качестве источника тепловой и электрической энергии не солнечной, а атомной теплоэлектростанции на основе технологий космических ЯЭУ, разрабатываемых в нашей стране; - нецелесообразность применения передвигающегося «комбайна», в котором в одном агрегате совмещены добывающий и перерабатывающий комплексы. В то же время оправдан выбор оптимальной площадки (300x300 м) лунного карьера и следующая из малой площади площадки идея пе- ремещения добывающе-перерабатывающего комплекса с одной пло- щадки на соседнюю. Выбор типа и тепловой и электрической мощности перемещаемой те- плоэлектростанции. Основанием для выбора основных параметров пере- мещаемой теплоэлектростанции для промышленно-перерабатывающего комплекса служили следующие положения: - технология изготовления элементов конструкции теплоэлектро- станции должна основываться на хорошо отработанных технологиче- ских решениях; - уровень тепловой и электрической мощностей ЯЭУ должен нахо- диться в области, хорошо освоенной современными технологиями; - при проектировании ЯЭУ должна быть учтена возможность варьи- рования уровня электрической и тепловой мощностей при сохранении технологии изготовления; - выбранный уровень тепловой и электрической мощности ЯЭУ дол- жен обеспечивать полномасштабное функционирование не менее одного добывающе-перерабатывающего модуля; - массо-габаритные характеристики модуля ЯЭУ должны соответ- ствовать возможности его транспортировки с Земли на поверхность -351-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Луны без применения монтажно-сборочных операций на всех этапах транспортировки; - массо-габаритные и ядерно-физические характеристики ЯЭУ долж- ны обеспечивать возможность его периодической транспортировки по поверхности при смене рабочей площадки в течение всего срока службы; - технические параметры модуля ЯЭУ должны удовлетворять эколо- гическим требованиям во время и после окончания срока эксплуатации. С учетом этих требований была выбрана ЯЭУ модульной схемы, изготавливаемая по литий-ниобиевой технологии РКК «Энергия» с тепловой мощностью порядка 7 МВт и электрической мощностью тер- моэмиссионного реактора-преобразователя до 1 МВт. Концепция добычи и переработки лунного грунта. Предложенная в [4.52] концепция добычи и переработки лунного грунта использует ЯЭУ в качестве источника электрической и тепловой энергии для функ- ционирования. Тепловая обработка грунта проводится в периодически перемещаемом теплообменном агрегате, снабжаемом теплом от ЯЭУ. Выемка грунта проводится подвижным добывающим агрегатом до глубины 3 м, ширина захвата обрабатываемого участка 3 м. При подъ- еме грунта на поверхность происходит предварительное удаление круп- ной фракции. Транспортировка мелкой фракции грунта на перемещае- мый агрегат тепловой обработки и обратно осуществляется модульной транспортной системой. Транспортная система состоит из подвижных модулей, каждый из которых обеспечивает транспортировку грунта на 10-15 м. Требуемое расстояние доставки обеспечивается необходимым количеством модулей. Каждый подвижный модуль несет две стрелы, поддерживающие два монорельса, по которым движутся автономные грузовые тележки с грунтом на термообработку и возвращающие его обратно после термообработки. Грунт, доставленный на агрегат тепловой обработки, нагревается в теплообменнике-рекуператоре. Максимальная температура нагрева 650-700°С, степень рекуперации тепловой энергии 80%. Тепло для на- грева грунта передается в теплообменник-рекуператор от ЯЭУ с по- мощью высокотемпературных тепловых труб с натриевым рабочим телом. Передача тепла от тепловых труб к грунту производится через вакуумный зазор, необходимый для обеспечения заданного ресурса работы тепловых труб. В процессе нагрева грунт в теплообменнике-рекуператоре движет- ся сверху вниз под действием силы тяжести. Для увеличения коэф- фициента теплообмена применяется ожижение восходящим потоком -352-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых водорода, который отбирается из газообразных продуктов термообра- ботки грунта. Требуемая средняя скорость движения грунта в тепло- обменнике-рекуператоре определяется регулирующим затвором. Для рекуперации тепла используются также тепловые трубы. Для высокого уровня температур в качестве рабочего тела используются дифенил и нафталин, для более низкого уровня температур исполь- зуется вода. Десорбированные при термообработке грунта газы про- ходят через вихревой пылеотделитель и теплообменник, и поступают на отделитель водорода. Для отделения водорода от остальных газов используется явление обратимого поглощения водорода сплавами на основе никелида лантана. Часть водорода из отделителя возвращает- ся в теплообменник-рекуператор для обеспечения ожижения грунта, остаток может быть использован для технических нужд. После поглотителя водорода газовая смесь поступает на холодильник- конденсатор воды, где происходит конденсация водяных паров и отделе- ние жидкой воды. После извлечения воды газовая смесь содержит гелий, метан, окись углерода, двуокись углерода, азот и остаточное количество пара воды и водорода. Эта газовая смесь поступает на центрифужный разделитель. Поскольку разница молекулярных масс изотопов гелия и остальных газов отличается более чем на 10 а.е.м., разделение происхо- дит эффективно. На первых двух ступенях происходит отделение газовых компонентов с большой молекулярной массой. Последующие ступени га- зовых центрифуг производят разделение изотопов и выделение гелия-3. Выделенный изотоп гелия-3 сжижается и передается на хранение. Поскольку количество гелия-3 мало, получаются небольшие затраты энергии на ожижение и поддержание необходимой низкой температу- ры в процессе хранения. Вода, выделенная в процессе работы, передается на хранение и при необходимости подвергается электролизу для получения кислорода для поддержания жизнедеятельности экипажа или получения компонентов топлива. Изотоп гелий-4, метан, окись углерода, двуокись углерода, азот при необходимости хранятся или поступают на химическую переработку. Монтаж комплекса начинается с монтажа ЯЭУ в грунте и создания грунтового вала для радиационной защиты. Рядом с ЯЭУ размещается агрегат для термообработки грунта. В процессе работы добывающий агрегат движется вокруг ЯЭУ по спирали, а транспортировка добыто- го грунта осуществляется модульной транспортной системой. По мере удаления добывающего агрегата от ЯЭУ в транспортировку включают- ся дополнительные транспортные модули. Максимальное расстояние, -353-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ с которого производится транспортировка грунта, 150-200 м. После обработки участка, определяемого максимально возможным удалени- ем добывающего агрегата от ЯЭУ, производится перерыв в работе и пе- ремещение ЯЭУ и агрегата термообработки на новый участок, где уже подготовлено место для размещения ЯЭУ и вал радиационной защиты. Работа проводится круглосуточно в течение года. Предусмотрены пере- рывы в работе для перемещения на новый рабочий участок и проведения при необходимости ремонтно-профилактических работ. Предполагается, что суммарное время работы составит 80% продолжительности года. Схема обработки лунного грунта с использованием тепловой и элек- трической энергии атомной теплоэлектростанции приведена на рис. 4.26. Оценки годовой производительности добывающего и промышленно- перерабатывающего комплекса были выполнены для следующих ис- ходных данных: Тепловая мощность ЯЭУ, кВт 7000 Электрическая мощность ЯЭУ, кВт Теплоемкость грунта, Дж/(кгхК) Подогрев грунта, К Средняя плотность грунта, кг/м3 Среднее содержание гелия-3 в грунте, мг/м3 Количество газов, сопутствующих 1 кг гелия-3: 1000 700 700 1800 14 Водород Гелий-4 Вода Метан Окись углерода Двуокись углерода Азот 6100 3100 3300 1600 1900 1700 500 При проведении оценки производительности добывающего ком- плекса предполагалось, что основным агрегатом, определяющим производительность, является теплообменник-рекуператор с псев- доожиженным слоем грунта. Были определены производительность по нагреву грунта до заданной температуры, габаритные размеры и количество тепловых труб, требуемых для заданной степени рекупе- рации, габариты и масса теплообменника-рекуператора в целом, рас- ход водорода, требуемого для режима псевдоожиженного движения грунта. Полученные результаты позволили провести оценки химиче- ского состава газовой смеси на выходе из теплообменника-рекупе- -354-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых Рис. 4.26. Схема обработки лунного грунта с использованием тепловой и электрической энергии атомной теплоэлектростанции ратора и количество никелида лантана, требуемого для извлечения водорода из газовой смеси. Основные параметры цикла термообра- ботки лунного грунта следующие: Состав газовой смеси после термообработки грунта, % Гелий 16 Водород 35 Вода 18 Окись углерода 10 -355-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Двуокись углерода 9,1 Метан 8,1 Азот 2,7 Массовый расход газовой смеси, кг/с 0,018 Масса интерметаллида для извлечения водорода, кг 50-55 Мощность тепловых потоков в интерметаллидном отделителе водорода, кВт 224 Затраты мощности на выемку грунта оценивались по аналогии с существующими агрегатами для работы с грунтом. С учетом пони- женной силы тяжести в качестве аналога лунного грунта были вы- браны легкие песчаные грунты и влажный, смерзшийся снег. На основе полученных результатов были оценены габариты, масса и мощность агрегата для работы с лунным грунтом заданной производи- тельности. Затраты энергии на транспортировку грунта принимались не- существенными по сравнению с энергией, требуемой для выемки грунта. Характеристики модуля добычи и переработки грунта следующие: Тепловая мощность ЯЭУ, кВт 7000 Электричекая мощность ЯЭУ, кВт 1000 Производительность по грунту, кг/с 130 Суммарная масса теплообменника-рекуператора, кг 9000-11000 Масса добывающего агрегата, кг 7000-9000 Мощность на выемку грунта, кВт 60-65 Мощность на транспортировку грунта, кВт 1-3 Электрическая мощность для электролиза воды, кВт 66-117 Производительность по гелию-3, кг/год 27,9 Производство попутных материалов, кг/год: Гелий-4 86400 Водород 170200 Вода 92000 Азот 13900 О возможности повышенного производства воды. Количество воды, получаемой при термообработке лунного грунта, можно увеличить посред- ством проведения химических реакций между газообразными компонен- тами: водородом, метаном, окисью углерода и двуокисью углерода [4.52]. При взаимодействии Н2 с СО образуются предельные углеводороды и вода. В упрощенном виде эта реакция описывается уравнением (про- цесс Фишера-Тропша): -356-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых п-СО + (2п+1)-Н «СН, , + n-Н О. (4.1) Технология проведения реакции (1) хорошо отработана: оптималь- ная температура процесса 150-200° С, давление 1-10 атм. Реакция проводится в проточном реакторе, катализатор процесса — мелкоди- сперсные железо и кобальт на носителе из пористой окиси алюминия. Зашлаковывание катализатора достаточно слабое, поэтому восстанов- ление каталитических свойств проводится легко. В результате прове- дения реакции из исходной газовой смеси извлекается СО и Н2, по- лучаемый продукт — вода и легкие углеводороды (преимущественно метан). Цель проведения реакции — перенос кислорода из СО в Н2О. Углекислотная конверсия метана описывается уравнением: СН + СОЭ О 2СО + 2-Н . (4.2) Восстановление двуокиси углерода водородом описывается урав- нением: СО2 + Н2 <Х> СО + Н2О. (4.3) Условия проведения реакций (4.2) и (4.3) более жесткие, чем (4.1). Представляется целесообразным проведение реакций (4.1), (4.2), (4.3) в последовательно размещенных химических реакторах с циркуляцией промежуточных продуктов между ними. В предположении эффективно- сти проведения реакций 75-80%, количество воды, полученной в резуль- тате тепловой обработки грунта, может быть увеличено по сравнению с исходным в 1,4-1,7 раза (до 146500 кг/год), электролиз которой позволит получить кислорода 146500 кг/год и водорода 18300 кг/год. Если водород и кислород используются в качестве компонент ра- кетного топлива, то хранить их наиболее удобно в виде воды, которая при наличии электричества в нужный момент может быть легко пре- вращена в водород и кислород. Технология получения металлов из лунного грунта. Лунный грунт в существенной части содержит окислы алюминия, кальция, железа, тита- на (СаО, А12О3, FeO, TiO2). Дополнительная химическая и электрохими- ческая обработка грунта позволяют получить соответствующие металлы. Анализ возможности использования существующих в условиях Земли технологических процессов получения металлов из их окислов проводился с точки зрения минимизации масс доставляемых с Земли расходных мате- -357-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ риалов и возможности использования высокопотенциальной (до 1000°С) тепловой и электрической энергии, вырабатываемой рассмотренной тепло- электростанцией на основе высокотемпературной космической ЯЭУ [4.52]. На Земле алюминий производится при электрохимическом восста- новлении окиси алюминия углеродом. Процесс проводится в электро- литической ванне, в расплаве криолита при температуре ~1000°С. При этом расходуется восстановитель — углерод. Известны также способы электровосстановления алюминия из электролитов на основе хлорида алюминия. Такие процессы проводятся при комнатной температуре в электролитах, содержащих хлорид алюминия в неводных растворите- лях. В этих процессах расходуется только хлорид алюминия. Однако на Земле они не имеют массового применения ввиду более низкой элек- трохимической эффективности. В земных условиях железо производится в процессе восстановления окислов железа углеродом при высокой температуре. Электролитичес- кое восстановление железа для нанесения покрытий из электролитов на основе водных растворов FeCl3 широко применяется в промышленности. Процесс получения титана на Земле проводят в два этапа. На первом этапе получают хлориды титана при взаимодействии ТЮ2 с хлором в присутствии восстановителя. На втором этапе проводится получение металлического титана восстановлением хлоридов титана натрием или магнием (использование натрия считается более предпочтительным). Продукты реакции — титановую губку и хлорид натрия разделяют рас- творением в воде. Титановую губку направляют на переплавку. Металлический натрий получают при электролизе расплава хлорис- того натрия. Для снижения температуры расплава применяется смесь хлоридов натрия и магния. Продукты электролиза — натрий и хлор. Анализ показал, что для получения металлов целесообразно перера- батывать лунный грунт в процессе хлорирования всех окислов в восста- новительной среде, с получением смеси хлоридов металлов. В качестве восстановителя можно использовать водород, получаемый в процессе тепловой обработки грунта, или метан, или их смесь. Предлагаемые реакции будут следующие: А12О3 + Н2 + С12 <=> А1С13 + Н2О, (4.4) FeO + Н2 + Cl2 <S> FeCl3 + Н2О, (4.5) TiO_ + Н + CL <=> TiCl. + НО. (4.6) 2 2 2 4 2 ' ' -358-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых Полученные хлориды алюминия, железа и титана имеют различ- ные температуры плавления и давления насыщенных паров. Это по- зволяет достаточно просто разделить их в процессе паровой ректи- фикации. Как видно из уравнений (4.4-4.6), в процессе может быть получено некоторое дополнительное количество воды, которую можно направить на переработку. Алюминий и железо могут быть получены электролизом хлоридов металлов в соответствующих электролитах. В процессе электролиза хлоридсодержащих электролитов будет получен хлор, который воз- вращается в процесс хлорирования грунта. Титан может быть получен восстановлением хлоридов титана на- трием. В результате восстановления образуется хлорид натрия, элек- тролизом которого можно получить натрий и хлор. Натрий возвраща- ется в процесс восстановления хлоридов титана, а хлор возвращается в процесс хлорирования грунта. Поскольку электролиз хлорида натрия проводится при высокой температуре, целесообразно его проводить в течение лунного дня, с использованием солнечной энергии для под- держания необходимой температуры электролизера. Таким образом, возможна организация полностью замкнутого по хлору и натрию технологического процесса, конечным результатом которого будет получение металлов из лунного грунта при затратах только электрической энергии на электролиз. Большая часть техно- логического оборудования для проведения процесса будет работать при невысоких температурах, что повышает его ресурс, надежность функционирования и удобство обслуживания. О производстве на Луне ракетного топлива. Рассматриваемые в настоящее время многие проекты автономных лунных баз длительного существования привязываются к областям лунных полюсов, особенно южного, где предполагается наличие достаточно больших запасов воды в холодных ловушках — местах полного отсутствия солнечного осве- щения. Оптимистические оценки результатов работы космического аппарата Lunar Prospector позволяют предположить наличие в местах постоянной тени слоя реголита, содержащего водяной лед до 1-1,5 % по массе [4.62]. Наличие воды, которую можно переработать в кислород- но-водородное топливо для доставки грузов на низкую окололунную орбиту, в значительной степени облегчает функционирование лунной базы и удешевляет ее эксплуатацию. Вместе с тем, место расположения лунной базы оказывается привязанным к полярному району и орбитам, проходящим через него, поскольку вне областей постоянной тени кон- -359-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ центрация газообразных компонентов в грунте существенно ниже — количество адсорбированного водорода в мелкой фракции реголита составляет 50-60 г на тонну. Однако, в качестве компонент ракетного топлива могут быть ис- пользованы не только водород и кислород. В [4.52, 4.63] показана воз- можность химической переработки грунта с получением кислорода, металлов и неметаллов. При полном восстановлении лунного реголита возможно получение не только кислорода, но и значительного количе- ства металлов. В основном это железо, алюминий, кальций, магний, ти- тан, большую часть неметаллов составляет кремний. Предполагая, что химический состав лунного грунта на поверхности (до глубины -150 мм, по данным космического аппарата «Луна-24») не сильно отличается от состава на большей глубине, и, принимая среднюю плотность грунта 1680 кг/м3, при полной химической переработке можно получить хими- ческие элементы в количествах, приведенных в табл. 4.11. Полученные при химической переработке лунного грунта металлы и кислород могут быть использованы как топливо в ракетном двигателе. Так, известно, что в твердотопливных ракетных двигателях алюминий и магний используются для повышения энергетики продуктов сгорания топлива. Рабочим телом в твердотопливном двигателе служат газообраз- ные продукты сгорания углеводородных компонентов, а металлические компоненты повышают температуру горения. Несколько изменив схему работы двигателя, можно создать гибридный ракетный двигатель, ис- пользующий только лунные ресурсы. В таком двигателе топливом будет служить металлический компонент — алюминий, магний, кальций, окис- лителем — кислород, а газообразным рабочим телом — избыточное по сравнению со стехиометрическим количество кислорода. Таблица 4.11. Количество химических элементов, которые могут быть добыты из лунного грунта Химический элемент Содержание в лунном грунте кг/кг грунта кг/м3 грунта Кремний 0,193 325 Титан 0,020 34 Алюминий 0,081 136 Железо 0,129 217 Магний 0,053 89 Кальций 0,089 150 -360-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых Конструкционное исполнение такого двигателя пока не обсужда- ется, но некоторые возможные варианты рассмотрены в [4.64]. Удель- ный импульс двигателя будет ниже, чем кислородно-водородного, но преимуществом является возможность добычи компонентов топлива в любой точке лунной поверхности. Параметры такого двигателя мож- но оценить исходя из температуры горения газо-металлических взве- сей [4.64]. При 3-х кратном избыточном количестве кислорода можно получить скорость истечения рабочего тела 2400-3000 м/с в зависимо- сти от состава топливных компонентов. При требуемом для выведения на лунную орбиту запасе характеристической скорости -2000 м/с, мож- но ожидать, что для операции спуска с лунной орбиты груза 20000 кг, потребуется -54000 кг топлива. Таким образом, использование в ракетном двигателе металлов и кислорода, добываемых при переработке лунного грунта, придает лун- ной базе новое качество — возможность обеспечения топливом ракет- ных двигателей при размещении базы в любой точке лунной поверх- ности, без привязки к полярным районам. Кроме того, металлы и кремний необходимы для создания на Луне солнечных электростанций. На втором этапе развития лунной транс- портной системы предполагается для заправки ее многоразовых эле- ментов использовать в качестве окислителя «лунный» кислород и «зем- ное» горючее (водород). При этом восстановленные металлы и кремний будут складироваться на Луне «в ожидании» этапа создания солнечных электростанций. Другим важным моментом использования металлов является при- менение их в качестве рабочего тела электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) при транспортных операциях между орбитами Земли и Луны и обратно. Приняв для перелета с малой тягой между орбитами Земли и Луны необходимый запас характеристической ско- рости -7500 м/с и удельный импульс ЭРДУ 50000 м/с, для транспорти- ровки 20 т полезного груза с орбиты Земли на орбиту Луны и возвра- щения порожнего буксира обратно потребуется -8600 кг рабочего тела. В качестве рабочего тела в ЭРДУ могут быть использованы не только ксенон, но и металлы, например висмут и некоторые другие. В РКК «Энергия» испытывался электроракетный двигатель с литие- вым рабочим телом мощностью -500 кВт, на котором были получены вполне удовлетворительные характеристики [4.65]. Замена лития на магний или кальций, добываемые на лунной базе, не приведет к за- метному ухудшению тяговых и энергетических характеристик, так -361-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ как потенциалы ионизации этих металлов близки. Вместе с тем, эко- номия затрат на выведение и транспортировку 8-9 т рабочего тела на обратный рейс будут существенны при проведении многократных транспортных операций. Таким образом, к процессу химической переработки грунта в усло- виях лунной базы с учетом необходимости производства компонент ракетного топлива можно сформулировать следующие требования: 1. Необходим единый технологический процесс переработки грунта при изменяемом в достаточно широких пределах химическом составе. 2. Переработке должны подвергаться все химические компоненты, доступные в применяемом технологическом процессе. 3. Технологический процесс должен включать минимальное коли- чество операций, проводимых при высоких температурах и давлениях для обеспечения длительной надежности функционирования агрегатов и аппаратуры. 4. Оборудование, используемое в технологическом процессе, долж- но быть легко заменяемо или ремонтопригодно с использованием в основном робототехники. 5. Укрупненная схема процесса химической переработки лунного грунта с производством металлического рабочего тела и кислорода по- казана на рис. 4.27. 6. Для переработки должна использоваться только мелкодисперс- ная фракция лунного грунта с размером частиц не более 1,5 мм, по- скольку при этом исключаются операции, связанные с измельчением, требующие больших затрат энергии и износоустойчивого оборудова- ния. Разделение грунта на различные по размерам фракции требуют минимальных затрат энергии и проводятся при загрузке необходимого количества грунта в приемный бункер. Исходный продукт переработки — смесь окислов различных хими- ческих элементов в процессе химической переработки — хлорирова- ния в восстановительной среде, переводится в более летучие хлориды [4.66-4.70]. В качестве восстановителя используется окись углерода. Процесс хлорирования проводится в химическом реакторе в кипящем слое при температуре 600-800°С, поскольку реактор такого типа наи- более эффективен. Получаемый продукт — смесь СО2 и паров хлори- дов, направляется на разделение посредством ректификации. Полученные хлориды подвергаются различной переработке: хлори- ды с ионной химической связью идут на электролиз, хлориды с кова- лентной связью направляются на химическое восстановление натрием. -362-
4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых Рис. 4.27. Схема переработки грунта с целью получения компонент ракетного топлива: металлического рабочего тела и кислорода Хлор, полученный при электролизе хлоридов, направляется вновь на хлорирование окислов. При восстановлении ковалентных хлоридов натрием образуется смесь восстановленного металла в дисперсном виде с хлоридом натрия. Из этой смеси хлорид натрия экстрагируется растворителем и направляет- ся на электролиз для получения натрия и хлора. Таким образом, замы- кается цикл по натрию, а хлор направляется на хлорирование окислов. Восстановление получаемого после хлорирования грунта СО2 до СО проводится водородом, в результате чего образуется вода, поступаю- щая на электролиз. При электролизе воды образуются кислород, посту- пающий далее на ожижение и хранение, и водород, возвращающийся в реактор восстановления СО2 и замыкающий водородный цикл. Таким образом, в процессе переработки лунного грунта проводят- ся химические реакции, замкнутые в нескольких циклах — хлорном, натриевом, углеродном и водородном, т.е. без затрат расходуемых ма- териалов, доставляемых с Земли. В результате проведения этих цик- -363-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ лов реакций с привлечением энергии от внешнего источника лунный грунт, состоящий из окислов химических элементов, преобразуется в кислород и восстановленные химические элементы. Определение затрат энергии, необходимой для осуществления хи- мических процессов, проводилось при следующих допущениях: - затраты энергии на проведение химических реакций определя- лись исходя из термодинамики, описываемой соответствующим урав- нением химической реакции; - возможные побочные реакции для исходных компонентов не учитывались; - вопросы кинетики проведения реакций не рассматривались; - степень завершения химической реакции принималась близкой к единице. Такая достаточно упрощенная модель позволяет, не отвлекаясь на точное описание процессов, оценить требуемые затраты энергии на получение конечных продуктов, соотнести их с энергетическими ре- сурсами лунной базы, определить производительность по различным продуктам переработки, характерные величины потоков веществ, тре- буемые для работы, допустимые потери веществ. При расчетах предполагалось, что в качестве источника энергии для проведения процессов переработки используется термоэмиссионная ЯЭУ, аналогичная рассматриваемой в проектах многоразовых межор- битальных буксиров [4.52]. Электрическая мощность ЯЭУ варьирова- лась от 150 до 600 кВт, причем собственное энергопотребление лунной базы составляло 100 кВт. По результатам расчетов, количество топлива, требуемое для проведения операции спуска с лунной орбиты на поверхность Луны, может быть выра- ботано в течение -5 месяцев при потреблении -230-250 кВт электроэнер- гии. При этом будет перерабатываться до 550 кг лунного грунта в сутки. Таким образом, использование источника электроэнергии в виде ЯЭУ электрической мощностью 150-600 кВт позволит получить количества металлических топливных компонентов, которых хватит для осущест- вления транспортных операций между поверхностью Луны и около- лунной орбитой каждые полгода. При этом лунная база, использующая топливные компоненты, добываемые при химической переработке лун- ного грунта, получает новое качество — возможность обеспечения то- пливом для проведения межорбитальных транспортных операций при расположении в любой точке лунной поверхности без обязательного размещения в области полюсов. -364-
4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры 4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры Создание лунной инфраструктуры предполагает исследование по- верхности Луны с целью определения мест размещения элементов инфраструктуры, проведение подготовительных работ, перемещение, установку на место доставляемых элементов, сборку и обслуживание комплекса [4.71,4.72]. Для выполнения вышеописанных задач требуют- ся, по крайней мере, такие средства, как герметичные пилотируемые и негерметичные грузовые луноходы, подъемные и грунторойные маши- ны [4.73,4.74]. Рекогносцировка, выбор и исследование места строитель- ства лунной базы производится при помощи пилотируемого лунохода. На этапе строительства, наращивания и эксплуатации лунной базы необходимо проведение следующих операций [4.72]: - разгрузка и доставка модулей базы от места посадки на поверх- ность до места строительства; - монтаж составных частей лунной базы; - проведение грунтовых работ, необходимых при строительстве базы и научных исследованиях; - транспортировка научного и исследовательского оборудования. Для выполнения вышеописанных операций на поверхность Луны доставляются рабочие и транспортно-грузовые луноходы. Количе- ство луноходов, их масса, грузоподъемность и набор устанавливае- мого на них оборудования определяется технологией строительства базы и конкретной программой ее функционирования. Облик и характеристики пассажирских транспортных средств бу- дут находиться в зависимости от целей применения, замысла и страте- гии реализуемых мероприятий (исследования, изыскания, обслужива- ние космопорта и т.п.) [4.73,4.74]. Рассмотрим результаты проектных разработок пилотируемого и транспортного луноходов для первых этапов освоения Луны. Пилотируемый луноход предназначен для решения следующих основных задач: - транспортировка экипажа, оборудования и грузов по поверхно- сти Луны; - обеспечение автономного проживания экипажа из 2-3 человек на поверхности Луны в течение до 5 суток с последующим возобновлени- ем расходуемых компонентов; - проведение выхода космонавтов на поверхность Луны; -365-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ - проведение научных исследований; - участие в строительно-монтажных работах, включая строитель- ство лунной базы; - многократных стыковок с взлетно-посадочным комплексом или модулями базы. При определении основных проектных параметров пилотируемого лунохода, разработанного в РКК «Энергия», принимались следующие предпосылки: - использование российского и мирового опыта космических ис- следований; - использование отработанных технологий и технологий ближай- шего будущего; - максимальная унификация всех возможных элементов пилотиру- емого и транспортного луноходов и их возможная взаимозаменяемость; - возможность эксплуатации пилотируемого лунохода с большой степенью автономности и надежности, как в пилотируемом, так и в автоматическом, в том числе телеуправляемом вариантах; - возможность работы в составе взлетно-посадочного комплекса, или базы, в качестве подвижного жилого модуля. В состав пилотируемого лунохода должны входить: - герметичный модуль, - универсальное самоходное шасси, - энергоустановка, - целевое оборудование. Герметичный модуль обеспечивает размещение систем обеспече- ния жизнедеятельности экипажа, управления бортовой аппаратурой, навигационного комплекса, комплексов радиосвязи и телеметрии, элементов систем жизнеобеспечения, обеспечения теплового режима, противопожарного и ремонтно-восстановительного и другого обору- дования. В состав модуля входят: пост управления, места отдыха и при- ема пищи, рабочие места, внешний манипулятор, стыковочный агрегат и автоматика системы стыковки, а также шлюзовой отсек, предназна- ченный для размещения скафандров, оборудования для шлюзования, оборудования и запасов расходных материалов для внекорабельной деятельности, научного и исследовательского оборудования. В состав базового модуля универсального шасси входят (рис. 4.28): блок автоматики шасси, колесный модуль (2 шт.), двухколесный модуль (2 шт.), кабельная сеть, технологическая рама, пульт ручного управле- ния (технологический). -366-
4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры Рис. 4.28. Базовое универсальное самоходное шасси луноходов Энергоустановка луноходов строится на базе солнечных батарей в со- вокупности с электрохимическими генераторами на топливных компонен- тах кислород-водород. Батареи обеспечивают луноходы электроэнергией в течение лунного дня, а генератор — в течении лунной ночи. Дежурным и аварийным источником электропитания систем луноходов могут быть аккумуляторы. Восполнение запаса топливных компонентов происходит путем электролиза получаемой в результате работы генератора воды с помощью электроэнергии во время стыковок с модулями базы. Для этого в состав луноходов должен быть включен электролизер, в том числе для восполнения компонентов посредством электроэнергии, получаемой от солнечной батареи во время лунного дня, в случае бездействия лунохода. В состав целевого оборудования могут входить научное оборудова- ние, комплект строительно-монтажного и ремонтного оборудования. Комплекс средств жизнеобеспечения лунохода должен обеспечивать жизнедеятельность экипажа в количестве 3 человек в течение 5 суток автономной работы. При ресурсе 15 лет количество циклов автономной работы равно 360. К комплексу средств жизнеобеспечения дополни- тельно должно быть предъявлено требование по сохранению продуктов жизнедеятельности экипажа (конденсат атмосферной влаги, урина, фе- кальные массы) для последующей их переработки на базе, по крайней мере, до момента добычи воды из лунного грунта. Схема построения комплекса и его состав существенным образом за- висят от перечня расчетных нештатных ситуаций, связанных с разгер- метизацией жилых отсеков, невозможностью самостоятельного возвра- щения лунохода на базу. -367-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Комплекс системы жизнеобеспечения основывается на запасах га- зообразного кислорода, воды, пищи и средств личной гигиены. Запасы восстанавливаются после возвращения лунохода на базу. Масса запасов и их размещение зависят от времени автономного существования лу- нохода с экипажем с учетом расчетных нештатных ситуаций. Отметим, что удаление углекислого газа из атмосферы жилых отсеков может осуществляться системой очистки атмосферы типа хорошо зарекомен- довавшей себя на орбитальных станциях системы «Воздух». При отношении объемов командного (жилого) отсека и шлюзового отсека менее 10 в состав средств откачки воздуха из шлюзового отсека должен быть введен компрессор и баллоны для приема газа, откачива- емого из шлюзового отсека. Транспортно-грузовой луноход предназначен для решения следую- щих основных задач: - перевозка крупногабаритных объектов (в том числе модулей лунной базы) по поверхности Луны; - обеспечение строительно-монтажных работ с помощью навесно- го оборудования; - проведение научных исследований. Он представляет собой универсальную самоходную тележку-шас- си с колесной формулой 6x6, которая оснащается средствами для кре- пления полезного груза. На раме тележки устанавливаются служебные системы энергопитания, навигации и управления. В зависимости от варианта исполнения тележки полезный груз может подвешиваться на раму либо укладываться на нее сверху. Транспортно-грузовой луноход состоит из универсального самоходного шасси, энергоустановки, съемного (навесного) целевого оборудования. В со- став целевого оборудования могут входить: экскаваторы, бульдозер, подъем- ный кран, научная аппаратура и др. Основная часть целевого оборудования доставляется на Луну вместе с транспортным луноходом, в составе поса- дочного комплекса, остальная часть целевого оборудования может быть до- ставлена вместе с другими грузами, в составе других посадочных комплексов. Общий вид пилотируемого и транспортного луноходов показан на рис. 4.29 (вариант РКК «Энергия», 2005 г.), а вариант второго типа в виде универсального шасси — на рис. 4.30 (вариант «КБОМ», 1973 г.), а основные характеристики приведены в табл. 4.12. Схема доставки луноходов на поверхность Луны аналогична схеме доставки модулей Лунной базы. Для транспортировки луноходов на поверхность Луны используется посадочный комплекс (рис. 4.31). -368-
4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры Рис. 4.29. Общий вид пилотируемого (а) и транспортного (6) луноходов Рис. 4.30. Общий вид универсального шасси «КБОМ» Передвижение лунохода по поверхности должно производиться в полностью автоматическом режиме в соответствии с заложенным в систему управления алгоритмом. Определение местоположения на поверхности Луны может обеспечиваться различными способами: - использованием лунной системы спутникового позиционирования; - использованием заложенной в память системы управления под- робной трехмерной карты района работы и определением координат относительно окружающих объектов и др. -369-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Таблица 4.12. Основные характеристики пилотируемого и транспортного луноходов разработки РКК «Энергия» Тип лунохода пилотируемый транспортный Масса, т до 8 доз Герметичный объем, м3 40 - Количество герметичных отсеков 2 - Численность экипажа, человек 2-3 - Количество агрегатов стыковки 2 - Масса груза (модуля), т - ДО 10 Максимальная скорость передвижения по Луне, км/ч 10 10 Радиус поворота, м 10 10 Максимальный преодолеваемый подъем, град. 30 30 Рис. 4.31. Съезд пилотируемого лунохода с посадочного комплекса на поверхность Луны При необходимости можно перейти в телеоператорный режим управ- ления, позволяющий управлять луноходом с лунной базы или с Земли. Кроме доставки грузов в штатном режиме на собственной раме та- кой луноход может выполнять функции тягача для тележек-прицепов или буксира для неисправных луноходов. Транспорт и машиновооруженность. Другой вид мобильных си- стем — рабочие технологические машины и механизмы (грузоподъем- ные, грузотранспортные) для разработки и перемещения грунтов и др. Одним из вариантов решения этой задачи является создание дистан- ционно-управляемой технологической машины (рис. 4.32), обладаю- щей высокой опорной проходимостью [4.73]. Оснащенные навесными -370-
4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры Рис. 4.32. Иллюстрация разработки лунного карьера дистанционно управляемой машиной рабочими органами, они будут совмещать в себе функции буксиров- щика, одноковшевого погрузчика, бульдозера и скрепера. Высокая на- дежность машины может быть достигнута отсутствием в ее составе гермокабины с системой обеспечения жизнедеятельности, шлюзового отсека и стыковочного механизма. Рабочий луноход может представлять собой модификацию транс- портно-грузового лунохода, на который навешивается экскаваторное, бульдозерное и буровое оборудование (рис. 4.33). Рабочий луноход ис- пользуется при проведении грунтовых работ, необходимых для строи- тельства базы, при подготовке площадок для посадочных комплексов, при проведении исследовательских работ (рис. 4.34). Для навесного оборудования предполагается использовать не гидравлические, а элек- тромеханические приводы. Несмотря на большую массу, электромеха- нические приводы не требуют специальных уплотнений, рабочих тел и термостабилизации. Управление перемещениями по лунной поверхно- сти рабочего лунохода осуществляется так же, как и управление транс- портно-грузовым луноходом — автоматически или телеоператорно. Управление навесным оборудованием осуществляется космонавтом- -371-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.33. Рабочий луноход с навесным оборудованием и кабиной космонавта-оператора Работа бульдозерного оборудования Рис. 4.34. Операции, выполняемые рабочим луноходом оператором, который находится в герметичной кабине лунохода, или телеоператорно с лунной базы. Рабочий луноход возможно также оснащать крановым оборудова- нием или роботизированным манипулятором. От ходовых частей пилотируемого, транспортно-грузового, рабо- чего луноходов требуется приблизительно одинаковая грузоподъем- ность, тяговое усилие, скорость передвижения и проходимость. По- этому для всех перечисленных транспортных средств целесообразно использовать единое универсальное шасси и независимую торсионную подвеску одинаковой конструкции. В качестве движителя для шасси применяются активные мотор-колеса унифицированной конструкции. -372-
4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры Мощность и тип используемых источников энергии зависят от мощности систем-потребителей и от режима их эксплуатации. В ка- честве первичных источников энергии рассматривались солнечные батареи, кислородно-водородные электрохимические генераторы, радиоизотопные термогенераторы и аккумуляторы. Солнечные бата- реи имеют наименьшую удельную массу и не требуют расходуемых компонентов для работы. Однако применение таких батарей как един- ственного источника энергии ограничивает время работы луноходов лунным днем, а также ограничивает скорость передвижения лунохода по поверхности. Поскольку эксплуатация луноходов на поверхности предполагается в течение всей продолжительности лунных суток, в составе луноходов целесообразно использовать комбинированную систему источников: солнечные батареи, электрохимические генера- торы, аккумуляторы. В режиме передвижения основным источником питания является электрохимический генератор. Солнечные батареи при передвиже- нии находятся в сложенном состоянии, чтобы избежать запыления. Они переводятся в рабочее положение при передвижении с неболь- шой скоростью, при стоянке или при работе навесного оборудования в течение лунного дня. При работе в течение лунной ночи для всех операций используется электрохимический генератор. Дежурным и аварийным источником электропитания систем луноходов являются аккумуляторы. При подключении луноходов к лунной базе вода из электрохимического генератора перекачивается в емкости лунной базы для разложения и повторной заправки лунохода. Для продления ресурса лунохода при подключении к лунной базе, энергопитание и управление его системами обеспечивается базой. Техническое обслуживание луноходов производится по мере не- обходимости. При выходе из строя или износе элементов систем по возможности производится их ремонт или замена. Для контроля со- стояния систем лунохода регулярно проводится диагностика. Автоматический и пилотируемый луноходы с кароттаж- но-буровыми установками. Главной особенностью безатмос- ферных малых планетных тел, включая Луну, является нали- чие на поверхности рыхлого слоя реголита, сформировавшегося в результате метеоритной бомбардировки на протяжении всей геоло- гической истории этих тел. В зависимости от возраста подстилающих пород мощность реголита меняется от метров в морских районах до десятков метров в материковых районах. -373-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ В период с 1969 по 1976 г. были получены основные данные о геологической истории и о строении Луны, о химическом и минера- логическом составе лунного реголита. К сожалению, ни в одном из рай- онов посадок, где проводился отбор реголита с помощью бурения сква- жин (корабли «Аполлон -15, -16 и -17», и аппараты «Луна -16, -17, -24») не была достигнута подошва залегания реголита. Однако данные о на- личии в одной колонке керна полной мощности реголита и образцов подстилающих пород — это фактическая картина всей геологической истории Луны, ограниченная возрастом подстилающих пород. Для этого необходимо каротажное колонковое бурение на всю мощность лунного реголита до входа на несколько метров в подстилающие по- роды, причем в морских районах глубина скважин должна составлять 10-15 м, а в материковых районах — до 30 м. Отбор на всю глубину скважины стратифицированной колонки лун- ных пород, включая слой реголита до подошвы залегания и подстила- ющей породы, обеспечит точную привязку большого объема данных о геологическом пространстве и времени, что даст качественно более высокий уровень информативности и интерпретации данных. Опорная сеть буровых скважин должна состоять от трех до де- сяти буровых скважин. Каждая скважина должна быть оборудована стационарной автоматической министанцией долговременного мо- ниторинга. Опорная сеть скважин и автоматических станций должна охватывать видимую и обратную сторону Луны. Министанция должна включать следующие основные компоненты: - стационарный зонд с термопарой и датчиками для измерения тем- пературы и внутреннего теплового потока; - температурный датчик для измерения температуры на поверхности; - сейсмическая станция для постоянного долговременного монито- ринга и регистрации сейсмической активности, связанной с сейсмиче- ской активностью Луны, падением метеоритов, а также при осущест- влении сейсмических экспериментов; - обзорная видеокамера; - компактный уголковый отражатель; - источник электропитания (солнечная батарея, изотопный источ- ник, топливные элементы); - комплект приемопередающей аппаратуры и др. Реализацию программы целесообразно осуществить на базе каротаж- но-буровых установок, а также автоматических и тяжелых луноходов. Проекты кароттажно-буровой установки, а также автоматического и -374-
4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры тяжелого пилотируемого лунохода разработаны ФГУП «Конструктор- ское бюро общего машиностроения им. В.П. Бармина» («КБОМ») [4.75]. Кароттажно-буровая установка предназначена для бурения с по- следующим каротажем пройденных пород лунного грунта до глубины от 10 до 15 м (в перспективе до 30 м). Конструкционная схема установ- ки представлена на рис. 4.35. Рис. 4.35. Конструкционная схема кароттажно-буровой установки: 1 - зонд кароттажный комбинированный; 2 - механизм подачи зонда карот- тажного комбинированного и пробоотборника; 3 - ферма; 4 - устройство для удаления буровых штанг; 5 - головка буровая; 6 - инструмент буровой Основные технические характеристики установки следующие: Глубина бурения, м 10-15 Диаметр скважины, мм 60 Время бурения, ч 70 Время функционирования установки, ч 160 Напряжение питания, В 27 Энергопотребление установки, Ахч 1000 Габариты, мм 4000x625x440 Масса, кг 250 Установка может быть размещена на борту специализированного автоматического лунохода, конструкционная схема которого пред- ставлена на рис. 4.36. -375-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.36. Конструкционная схема специализированного автоматического лунохода Основные технические характеристики такого автоматического лунохода следующие: Общая масса, включая научное оборудование, кг 2000 Время активного функционирования, лет 0,5-1,0 Дальность хода, на менее, км 400 Максимальная (средняя) скорость движения, км/ч 5 (2-3) Длительно преодолеваемый уклон, град. 25 Угол продольной (поперечной) динамической устойчивости, град. 32 (38) Высота преодолеваемого порогового препятствия, мм 250 На борту такого автоматического лунохода может быть размещена одна бурильная установка, а также комплекс служебного и научного оборудования, включая манипулятор, предназначенного для проведе- ния широкого спектра исследований и экспериментов на лунной по- верхности. Извлечение из установки образцов кернов, получаемых при бурении, может осуществляться космонавтами лунных экспедиций. -376-
4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры Установки могут быть размещены и на борту специально спроекти- рованного тяжелого пилотируемого лунохода (рис. 4.37). Основные технические характеристики тяжелого пилотируемого лунохода следующие: Общая масса, кг 6000 Масса научного оборудования, кг 1000 Экипаж, чел. 3 Колесная формула 6x6 Максимальная скорость с экипажем, км/ч 5 Максимальная скорость в автоматическом режиме, км/ч 3 Запас хода, км 3500 Суммарное время функционирования, год 1 Максимальный радиус поворота, м 1,6 Угол продольной устойчивости, град. 50 Угол поперечной устойчивости, град. 37 На борту тяжелого пилотируемого лунохода может быть размещено до 3-х буровых установок, что позволит осуществить полный комплекс научных исследований и пробурить три опорные скважины на иссле- дуемом участке лунной поверхности за одну экспедицию на тяжелом пилотируемом луноходе. Магазин Телекамера заднего Манипулятор Лазерный дальнометр с кароттажными _______зондами Телекамера Астрономический прибор переднего обзора ориентации Телекамера манипулятора Оборудование для активных сейсмических исследований и запас ВВ Сейсмографы Полевое геологическое оборудование Кароттажно-буровая установка Рис. 4.37. Конструкционная схема тяжелого пилотируемого лунохода Выносной блок приборов пенетрометр датчики давления масс-спектрометр и др 5000 Баллоны с азотом Контейнер для образцов Баллоны с кислородом и водородом -377-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Первичным источником электроэнергии луноходов являются ориен- тированные солнечные батареи, а накопителями энергии — рассмотрен- ные выше аккумуляторы энергии с водородным циклом. В течение лунного дня луноход может двигаться, производить бу- рение, на его борту могут производиться различные исследования и эксперименты. Кроме того, происходит накопление энергии в накопи- теле — электролизер разлагает воду на составные газы (кислород и водород), которые накапливаются в баллонах высокого давления. В течение лунной ночи за счет электрохимических генераторов могут осуществляться небольшие перемещения лунохода (дальность переме- щения зависит от массы лунохода). Кроме того, за счет электрохимиче- ского генератора осуществляется электропитание приборов, входящих в состав систем лунохода. Тепло, выделяющееся при работе ЭХГ, идет на внутренний обогрев лунохода. В случае применения данной схемы на борту тяжелого пилотируемого лунохода кислород и вода могут быть использованы как резерв системы обеспечения жизнедеятельности. От- метим, что ЭХГ не содержат компонентов, вредных для людей. О необходимости создания лунных реактивных транспортных средств. Глобальное, в перспективе, исследование Луны, с учетом разно- образия ее рельефа, предполагает проведение его во множестве районов лунной поверхности. При использовании для этой цели транспортных средств, которые перемещаются по поверхности (луноходы), такое ис- следование затянется на многие годы, и многие районы окажутся про- сто недоступны. Поэтому желательны более скоростные, оперативные транспортные средства. Назревает вопрос для активного обсуждения и концептуальной разработки суборбитальной ракетной транспортной системы для переброски персонала и груза из одной области Луны в другую. В работах [4.73, 4.74, 4.76] были предложены идеи и даже вы- полнены концептуальные проработки аппаратов такой транспортной системы для суборбитальных полетов. В качестве примера на рис. 4.38 приведен возможный облик пассажирского аппарата массой 7 т с даль- ностью до 15 км и временем автономной работы до 15 час. 4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны Как уже отмечалось, развертывание и дооснащение лунной базы бу- дет производится поэтапно [4.18]. В качестве условно нулевого этапа создания лунной базы можно рассматривать стыковку взлетно-поса- -378-
4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны Рис. 4.38. Облик пассажирского аппарата «Лунник» для суборбитальных полетов: 1 - широконаправленная антенна; 2 - антенна связи; 3 - двигатели управления; 4 - пол; 5 - трап; 6 - опоры; 7 - донная защита; 8 - силовая рама; 9 - шасси; 10 - бортовая информационно-вычислительная машина; 11 - солнечные бата- реи; 12 - система управления; 13 - кресла космонавтов; 14 - система жизнео- беспечения дочного комплекса с пилотируемым луноходом (см. рис. 3.17), реализу- емую при осуществлении первых экспедиций в рамках подготовитель- ных работ к строительству долговременной лунной базы. Этот комплекс можно назвать также временной лунной базой [4.72]. Создание долговременной лунной базы, состоящей из трех модулей в противорадиационном укрытии из реголита и ядерной энергоуста- новки (см. рис. 4.2), можно считать лунной базой первого этапа (мини- мальной конфигурации), под которой понимается комплекс средств на поверхности Луны, который должен обеспечивать жизнедеятельность экипажа численностью три человека длительное время и шести человек кратковременно (до двух недель). В лунной базе минимальной конфигу- рации предполагается также размещение научной аппаратуры, с кото- рой будет работать экипаж, а также обеспечение выходов экипажей на
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ поверхность, в том числе для обслуживания и ремонта лунных транс- портных средств, обеспечения штатных стыковок с пилотируемыми луноходами и с модулями при наращивании базы. Отметим лишь, что достаточно детальные проектно-конструкторские проработки лунной базы первого этапа выполнялись в разных организациях начиная с 70-х годов, результаты последних проектных разработок РКК «Энергия», вы- полненных в 2007-2008 г. [4.72], достаточно подробно описаны выше. Ниже рассмотрена возможность развития долговременной базы на втором этапе освоения Луны, а также разработанный архитектором совместно с коллективом специалистов возможный вариант создания базы-поселения с развитой инфраструктурой, близкой к полному са- мообеспечению такого поселения [4.77-4.83]. Лунная база второго этапа. На втором этапе освоения Луны пред- полагается создание долговременная лунной базы, которая фактически будет развитием базы первого этапа. Долговременная база (рис. 4.39) может иметь в своем составе: - до 12 обитаемых модулей различной специализации в противоради- ационном укрытии из лунного реголита (рис. 4.40); - атомную электростанцию (ядерную энергоустановку); - пилотируемый, транспортно-грузовой и рабочий луноходы с необхо- димым набором навесного оборудования для обслуживания объектов базы (для грунтовых и погрузочно-разгрузочных работ); - солнечную энергоустановку (используется на этапе развертывания базы, а на следующих этапах, как резервный источник электроэнергии); - космодром для обслуживания пилотируемых взлетно-посадочных и грузовых посадочных комплексов; - хранилище криогенных кислорода и водорода; - станцию космической связи (антенны и телекоммуникационное оборудование); - научное оборудование (телескопы, опытные лабораторные уста- новки и т. п.); - транспортные пути движения пилотируемых и транспортных лу- ноходов между объектами базы; - энергетические и информационные коммуникации между объек- тами базы; - зону утилизации отходов. После освоения технологий добычи криогенных компонентов топли- ва из лунных ресурсов в состав лунной базы (базы второго этапа) вклю- чаются дополнительно: -380-
4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны Рис. 4.39. Состав объектов лунной базы второго этапа: 1 - обитаемые модули; 2 - противорадиационное укрытие; 3 - космодром; 4 - взлетно-посадочный комплекс; 5 - трасса транспортировки модулей базы; 6 - завод по производству ракетного топлива; 7 - хранилища произведенного ракетного топлива; 8 - трасса доставки топлива с завода на космодром; 9 - ядерная энергоустановка; 10 - вал радиационной защиты; 11 - зона добычи ископаемых; 12 - агрегат добычи ископаемых; 13 - транспортный луноход; 14 - трасса доставки ископаемых на завод; 15 - зона долговременного хране- ния побочных продуктов переработки ископаемых; 16 -транспортный луноход; 17 - зона утилизации отходов; 18-линии передачи электроэнергии; 19-сол- нечная электростанция; 20 - станция космической связи; 21 - зона размеще- ния научного оборудования - зона добычи полезных ископаемых; - агрегаты добычи полезных ископаемых; - завод по переработке полезных ископаемых; - дополнительный парк транспортных луноходов для обеспечения транспортировки выработанной продукции; - зонадолговременногохраненияпобочныхпродуктовпереработки ископаемого сырья (металлы, кремний и т. п. материалы для использова- ния в будущих периодах освоения Луны). Характеристики Лунной базы: Суммарная масса модулей..................до 120 т Масса одного модуля базы..................до 10 т Диаметр гермокорпуса модулей.............2,9 м -381-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Длина одного модуля.....................8 м Суммарный объем базы....................до 350 м3 Количество модулей......................до 12 шт. Экипаж..................................до 20 чел. Конфигурация и назначение обитаемых модулей лунной базы. Лунная база второго этапа может формироваться из базового модуля и типо- вых специализированных модулей, которые могут быть построены на основе технологий и опыта создания модулей околоземных орбиталь- ных станций. Для обеспечения постоянного длительного пребывания экипажа модули базы размещаются в противорадиационном укрытии из лунного реголита, представляющего собой траншеи необходимой глубины с перекрытиями, засыпанными лунным реголитом толщиной не менее 2 м [4.1]. Модули доставляются от места посадки к месту сбор- ки, устанавливаются на грунт и стыкуются между собой с помощью транспортных луноходов, аналогично схеме, приведенной на рис. 4.5. Рис. 4.40. Возможное размещение обитаемых модулей лунной базы второго этапа в противорадиационном укрытии из реголита: 1 - командно-жилой модуль (базовый блок); 2 - научно-исследовательский модуль; 3 - санитарно-гигиенический модуль; 4 - медико-биологический модуль; 5 - производственно-ремонтный модуль (мастерская); 6 - оранжерея; 7 - складской модуль; 8 - шлюзовой модуль; 9 - противорадиационное укрытие из лунного грунта (толщина грунта не менее 2 м); 10 - перекрытие траншеи (гофрированный лист); 11 - опалубка стенок траншеи (радиатор системы тер- морегулирования) -382-
4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны Жилые модули лунной базы имеют следующий состав и назначение: - командно-жилой модуль (базовый блок) для размещения экипажа, управления базой и объектами лунной инфраструктуры; - жилые модули для размещения экипажа; - научно-исследовательский модуль для размещения научного обо- рудования и проведения научных экспериментов; - санитарно-гигиенический модуль для проведения санитарно-ги- гиенических процедур; - медико-биологический модуль для выполнения программы физи- ческих упражнений, использования средств предотвращения неблаго- приятного воздействия пониженной силы тяжести, выполнения меди- ко-биологических мероприятий; - производственно-ремонтный модуль (мастерская) для выполне- ния ремонта оборудования модулей и других объектов лунной инфра- структуры, - оранжерея для производства продуктов питания экипажа; - складской модуль для хранения доставленных грузов, оборудова- ния, комплектов запасного инструмента и принадлежностей, времен- ного хранения отходов; - шлюзовой модуль для шлюзования людей и грузов при их пере- мещении на поверхность Луны и обратно. Третий и последующие этапы предполагают создание развитой жи- лой, научной и промышленной инфраструктуры на поверхности Луны. В работе [4.83] рассмотрена лунная база третьего этапа в виде лунного поселения численностью до 200 человек с размещением на поверхности кратера или в лавовой трубке (см. рис. 4.41). Структура базы состоит из зон, распределенных по функциональ- ным признакам и разнесенных между собой на расстояние 3-5 км с целью обеспечения жизнестойкости, взрыво- и пылебезопасности. Каж- дая зона включает в себя один или несколько комплексов, содержащих соответствующие сооружения, объекты и технические средства. Все зоны соединены между собой внутрибазовыми транспортными магистралями, выполненными в виде канатных или монорельсовых дорог. В состав энергетической зоны на третьем этапе условно могут быть включены солнечные электростанции, обеспечивающие базу энергией . База-поселение. Основными объектами базы-поселения в соответ- ствии с [4.83] будут следующие: - жилая зона; - космодром; -383-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.41. Размещение лунной базы-поселения на поверхности в кратере (А) и в лавовой трубке (Б): 1 - жилая зона; 2 - производственная зона; 3 - центр управления полетами; 4 - космодром; 5 - техническая позиция; 6 - зона складирования; 7 - энергетическая зона; 8 - зона добычи; 9 - транспортная магистраль - промышленная зона; - энергетическая зона; - зона добычи; - транспортная магистраль, сервисные станции; - электромагнитные ускорители для выведения грузов с поверх- ности Луны. В жилой зоне комплекс на 200 человек состоит из жилых модулей, помещений общего назначения, блока жизнеобеспечения и агрегатов систем обслуживания (радиаторы, отражатели и т.д.), санитарно-гигие- нического блока, ресторана; адаптационно-реабилитационного центра, комплекса медицинского обеспечения, спортивного сектора, центра управления системами жилой зоны, мастерских технического обслу- живания, службы связи с Землей и внутрибазовой связи (см. рис. 4.42). -384-
4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны Рис. 4.42. Общий вид и план жилой зоны лунной базы-поселения в кратере. 1 - жилые модули; 2 - помещения общего назначения; 3 - санитарно-гигиени- ческий блок; 4 - ресторан; 5 - адаптационно-реабилитационный центр; 6 - комплекс медицинского обеспечения; 7 - центр управления; 8 - мастерские технического обслуживания; 9 - служба связи; 10 - лаборатории Жилая зона также включает оранжерею и птицеферму, научный ком- плекс с лабораторными модулями и оборудованием, хранилищами; блоками жизнеобеспечения; жилыми модулями. В этой зоне также на- ходятся станции кольцевой магистрали. В состав космодрома входят: - стартово-посадочный комплекс и стартово-посадочная площадка с ангарами базирования передвижной техники, включая защитные на- -385-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ весы космических кораблей и аппаратов, автозаправщики, погрузочно- разгрузочные агрегаты, станции проверки аппаратуры, передвижной стартовый стол-отражатель реактивной струи; - центр управления полетом (ЦУП) с радиомаяками для посадки кос- мических кораблей и аппаратов, станцией телеметрической связи, слежения за параметрами орбит и командных радиолиний космических кораблей, транспортных автоматических аппаратов, спутников системы энергоснаб- жения, лунной орбитальной станции с блоком жизнеобеспечения; - техническая позиция с заводом для сборки, ремонта, проверки работоспособности, укладки к транспортировке аппаратуры, агрегатов и модулей технических средств орбитального производства (включая элементы больших конструкций), транспортной космической системы и системы спутников энергоснабжения лунной базы со своими сред- ствами обслуживания производства и блок жизнеобеспечения. Склад предназначен для экспортируемой продукции и ракетного топлива. Производственная зона включает собственно производство и объ- екты обеспечения производства. Производство состоит из нескольких заводов и службы по ремонту и эксплуатации технических средств базы. Первый завод предназначен для переработки сырья и получения жидких и твердых продуктов: кислорода, воды, метана, водорода, гелия-3, кремния, металлов (железа, алюминия, титана и др.), цемента, стекла, керамики, композитных материалов, элементов солнечных ба- тарей, элементов электроники, электрических проводов, чистых и ред- ких на Земле веществ, медикаментов. Второй завод предназначен для производства промышленной про- дукции: аппаратуры, оборудования, агрегатов и модулей, строитель- ных деталей и блоков, элементов металлических конструкций. Объекты обеспечения производства включают блок управления про- изводством, блок жизнеобеспечения и сангигиены, хранилища и скла- ды продуктов производства, агрегаты тепло- и энергоснабжения и т.д. Энергетическая зона включает энергоустановку с преобразователя- ми и накопителями энергии, линии электропередач с агрегатами-рас- пределителями, солнечные электростанции. Зона добычи включает карьер, автоматические технические сред- ства (автоматические добывающие агрегаты, средства обеспечения работы автоматов). Генеральный план базы. При разработке генерального плана в [4.83] было рассмотрено два варианта размещения объектов (см. рис. 4.41). -386-
4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны Первый, когда все объекты базы располагаются на поверхности, пре- имущественно на склонах кратеров, с четким распределением на зоны, отстоящие друг от друга на 3-5 км. Этот вариант может быть принят в качестве основного, поскольку практически в любом морском районе Луны можно найти кратеры, как по своим размерам, так и по взаимному расположению удовлетворяющие требованиям размещения объектов базы. В этом смысле его можно назвать универсальным. Второй вари- ант предполагает размещение базы в месте нахождения лавовой трубки соответствующих размеров и с требуемыми прочностными характери- стиками свода. При этом в лавовой трубке располагаются, в основном, производственные объекты, для которых необходимы большие площа- ди и, одновременно, радиационная и микрометеоритная защищенность. В данном варианте ограничена возможность разнесения зон, размещае- мых в лавовой трубке на безопасные расстояния, поэтому предусма- тривается установка шахтных колодцев и диафрагм, обеспечивающих взрыво- и пожаробезопасность. Считается, что хотя бы один из концов лавовой трубки имеет выход в кратер (в противном случае ее было бы трудно обнаружить). Это позволяет обеспечить нормальный доступ с поверхности Луны внутрь трубки, включая прокладку транспортной магистрали. В обоих вариантах жилая зона базы располагается на по- верхности на склоне кратера. Помимо универсальности планировки, а также универсальности по отношению к селенографическому положению в пределах морских районов, размещение жилой зоны в кратере дает возможность исполь- зования рельефа для обеспечения защищенности от радиации и ме- теоритов, правда меньшую, чем в лавовой трубке, но большую, чем на ровной поверхности Луны. И хотя это требует соответствующих за- трат, но при наличии аварийной ситуации эвакуация людей из лавовой трубки представляется более сложной, чем из объектов, размещенных на поверхности. Кроме того, расположение жилого комплекса в крате- ре создает психологическое ощущение огороженности, защищенности пространства обитания по сравнению с планировкой на плоской по- верхности, и не создает ощущения полной замкнутости, как это воз- можно в случае использования лавовой трубки. Планировка жилого комплекса. Жилой комплекс предполагается разме- стить в кратере диаметром около 360 м, глубиной примерно 40 м, имею- щем чашеобразную форму (рис. 4.42-4.44). Комплекс представляет собой систему расположенных на склоне кратера террас, соединенных галере- ями, идущими по направлению склона. Каждая терраса составляется из -387-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ 1 2 3 4 Рис. 4.43. Разрез 1-1 жилой зоны лунной базы в кратере: 1 - жилые помещения базы и транспортные галереи; 2 - помещения общего назначения; 3 - научная зона; 4 - лифт транспортной магистрали 1 2 Рис. 4.44. Разрез 2-2 жилой зоны лунной базы в кратере: 1 - универсальный конференцзал; 2 - адаптационно-реабилитационный центр (самое большое купольное помещение базы) секций, имеющих размер 9x9 м в плане. Под поверхностью кратера в горизонтальной нише каждой секции, созданной методом теплового бу- рения, размещается универсальный модуль с гибкой внутренней плани- ровкой. Нижняя терраса проходит через круглые в плане (диаметром 50 и 100 м), заглубленные в дно кратера, помещения с купольным перекрыти- ем. Через весь кратер во взаимно поперечном направлении проходят два тоннеля, по которым проложены транспортные магистрали, соединяю- щие жилой комплекс с другими зонами базы. Третий транспортный тон- нель, окаймляющий кратер, служит для внутрикомплексных сообщений. Этот тоннель соединяет основные помещения жилого комплекса со станциями, расположенными вдоль кромки кратера, примерно, на рав- -388-
4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны ном расстоянии друг от друга. Помимо выполнения транспортных функ- ций в случае аварийной ситуации экипаж жилого комплекса может быть быстро эвакуирован в помещения станции, находящейся в безопасной зоне от места аварии. Все модули, террасы, галереи, купольные помеще- ния и тоннели соединяются между собой переходными шлюзами. Гале- реи, террасы и станции оборудованы выходными шлюзами на поверх- ность Луны. Шлюзы имеют ограниченное число видов, определяемых для выходных размерами, а для переходных — размерами и числом люков. В каждом шлюзе предусмотрено хранение комплектов скафандров: лег- ких — в переходных, на случай непредусмотренной разгерметизации одного из отсеков, соединенных со шлюзами, и тяжелых — в выходных люках. Отражая принцип преемственности, жилой комплекс содержит в себе элементы предшествующего этапа и рассчитан на возможность дальнейшего развития. Используемые конструкции и материалы. Практически все кон- структивные элементы сооружений жилого комплекса могут быть выполнены из материалов собственного производства базы, работа- ющего на местном сырье. Конкретный набор материалов зависит от варианта выбранной конструкции. В целях обеспечения безопасности все несущие конструкции гер- метичных объектов рассчитаны на сохранение формы при потере герметичности. Монтаж и эксплуатация объектов жилого комплекса. Создание объектов и сооружений жилого комплекса начинается с «земляных» работ по профилированию и уплотнению террасных площадок, гале- рейных траншей и площадок под купольные помещения (рис. 4.45). Для этих работ может быть использована техника, служащая для до- бычи местных ресурсов. После уплотнения грунта на склоне кратера методом теплового бурения делают ниши (рис. 4.46). Над открытыми участками проводимых работ возводятся защитные навесы, в ниши устанавливаются уже оборудованные внутри универсальные жилые модули. Затем ведется монтаж секций террас и галерей. После этого устанавливаются торцевые защитные стенки, которые вместе с навеса- ми образуют замкнутый контур, предохраняющий образованные вну- три герметичные объемы от метеоритной и радиационной опасности. Могут быть использованы различные варианты компоновки объ- ектов жилой зоны лунной базы в кратере (рис. 4.47.). Возведение купольных помещений возможно различными вариан- тами в зависимости от используемых конструкций. -389-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Примечание: при замене жилого модуля или модуля галереи конструкции демонтируются в обратной последовательности Рис. 4.45. Схема монтажа жилого модуля, модуля галереи и защитных конструкций Для прокладки транспортных тоннелей в вырытые траншеи укла- дываются металлические секции или производится бетонирование, а после герметизации — засыпка вынутым грунтом. Все сооружения жилого комплекса выполняются ремонтопригод- ными, а большинство их составляющих (например, жилые модули, секции террас и галерей, шлюзы и т.д.) сделаны унифицированными, и могут быть заменены в процессе эксплуатации. Освещение жилой зоны. Освещение жилой зоны обеспечивается во время лунной ночи с помощью электричества, получаемого от энерго- установки, находящейся в энергетической зоне базы, которая, в свою очередь, получает энергию от системы солнечных электростанций, рас- положенных на «пиках вечного света» (или в других областях Луны). -390-
4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны Рис. 4.46. Принципиальные схемы применения технологий теплового бурения для строительства сооружений лунной базы: 1 - лунный бульдозер; 2 - несущее перекрытие и стены; 3 - тоннель к подпо- верхностной системе обеспечения; 4 - тепловой бур; 5 - опорные сваи. Днем возможно использование системы зеркальных отражателей, на- правляющих поток солнечных лучей на линзы Френеля, расположен- ные по кромке одной из террас. Линзы Френеля фокусируют поток в приемную камеру светопроводов, разводящих свет по потребителям. Система жизнеобеспечения. Характерной особенностью лунной производственной базы на этапе развернутого производства явля- ется полная автономность системы жизнеобеспечения как по рас- ходуемым материальным средствам, так и по питанию и независи- мость от транспортных связей с Землей. Адаптационно-реабилитационный центр. Главный акцент в создании комфортной среды для экипажа лунной базы делается на адаптационно- реабилитационном центре жилого комплекса (см. рис. 4.44). Каждый вновь прибывший с Земли проходит здесь специальный тренировочный курс, составленный по особой физико-биологической и философско-психо- логической программе. Человек, оказавшийся на Луне, будет очень остро ощущать огромность мироздания и ничтожность не только себя самого, но и своей родной Земли. Это ощущение будет оказывать влияние на весь -391-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ а) в) Рис. 4.47. Варианты компоновки объектов жилой зоны лунной базы в кратере, а - дугообразная компоновка; б - кольцевая компоновка; в - спиральная компоновка: 1 - край кратера; 2 - герметичные модули; 3 - элемент модульной галереи; 4 - транспортные магистрали; 5 - купольные помещения внутренний мир человека, на все его органы чувств. Необходима адапта- ция для перехода к «космическому» мышлению. Но пребывание человека на Луне временное, и ему вновь придется возвращаться на Землю. Опре- деленное воздействие специальной тренировкой на начало начал всякого мыслительного процесса — непосредственные ощущения, создаст условия либо для возникновения космического мышления, либо для воспроиз- водства прежнего. Адаптационно-реабилитационный центр размещен в самом большом купольном помещении жилого комплекса. Его планировка предусматривает наличие ландшафтного парка. В состав оборудования центра введена аппаратура планетария. Внутренняя архитектура центра позволит проводить в нем не только массовые мероприятия, но и даст воз- можность человеку оставаться наедине с самим собой. 4.10. О возможности создания космопорта в окололунном пространстве Освоение Луны может быть полезно для эффективного обеспечения космических экспедиций к различным телам Солнечной системы и в дальний космос. -392-
4.10.0 возможности создания космопорта в окололунном пространстве При этом возникает вопрос о возможном размещение промежу- точного транспортного узла, на котором с техническими средствами этих экспедиций могут выполняться различные операции, например техническое обслуживание и заправка. При современной концепции межпланетных полетов на Марс для межпланетных экспедиционных комплексов промежуточный транс- портный узел может служить точкой старта и финиша экспедиции. В промежуточном транспортном узле можно будет размещать и хранить элементы межпланетных комплексов и кораблей, запасов ра- бочего тела для них, а также проводить обслуживание межпланетных комплексов и кораблей. В связи с этим расположение транспортного узла в пространстве между Землей и Луной обусловлено: - оптимальным расходом характеристической скорости на доставку баков (контейнеров) с газами и рабочим телом с Луны в транспортный узел; - расходом характеристической скорости на доставку межпланетного комплекса с орбиты его сборки в узел и при возврате из экспедиции на Марс; - простотой процесса стыковки объектов. В качестве места расположения промежуточного транспортного узла можно рассмотреть: - высокие околоземные орбиты (на рис. 4.48 обозначена точкой А); - точки либрации Ц, Ц, Ц, Ц системы Земля — Луна; - орбита Луны. Так как основными операциями в промежуточном транспортном узле будет заправка транспортных средств рабочим телом и газами, а также сборка крупногабаритных конструкций различного назначения, достав- ляемых с Луны, то не имеет смысла осуществлять эти операции на около- земных орбитах ниже лунной по причине того, что сначала необходимо будет доставлять грузы с Луны на эти орбиты, а потом транспортировать их на орбиту выведения, например к Марсу, что является нерациональ- ным ведением транспортных операций по затратам характеристической скорости. Можно рассмотреть окололунные орбиты для размещения транспортного узла, что, конечно, уменьшит энергетические затраты на перемещение грузов с Луны, но увеличит затраты на доставку межпла- нетного комплекса с околоземной орбиты сборки для заправки рабочим телом и отлет с окололунной орбиты, например, к Марсу. Что касается возможности использования в качестве транспорт- ного узла коллинеарных точек либрации L и Ц, хотя они и распо- ложены ближе к Луне, но здесь мы сталкиваемся с недостатком всех -393-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Схема возможных расположений космопорта. точек либрации (особенно для транспортных систем с малой тягой), состоящим в том, что подлет и стыковка космического аппарата в них сопряжены с более жесткими требованиями (по сравнению со сты- ковкой вне точек либрации) выдерживать необходимые граничные условия по координатам и скорости, что усложняет процесс стыков- ки и накладывает определенные ограничения на тяговооруженность межпланетного комплекса. Кроме этого, данные точки являются не- устойчивыми и требуют постоянных коррекций для удержания в них космического аппарата (КА). По этой же причине затрудняется при- менение «гало-орбит» вокруг этих точек либрации (см. рис. 3.11). Устойчивые точки либрации, Ь4 или Ь5 располагаются на орбите Луны, однако это не уменьшает их недостатков, связанных с трудностя- ми стыковки с объектами, которые движутся по сложным траекториям относительно этих точек. Но точки Ь4 и Ь5 вполне могут быть выгодным местом расположения промежуточного транспортного узла лишь с уче- том того, что грузы будут разгоняться с поверхности Луны электромаг- -394-
4.10.0 возможности создания космопорта в окололунном пространстве нитным ускорителем и приходить в область точки с малой скоростью, чтобы в дальнейшем быть захваченными силами потенциальной ямы этой точки либрации [4.85]. Такой способ доставки полезного груза с Луны представляется перспективным. Для всех точек либрации общим недостатком является то, что их использование требует, чтобы МЭК после очередного возвращения приходил в них, используя собственные запасы рабочего тела. Это уменьшает его массовую эффективность. Более рациональным с точ- ки зрения упрощения процесса стыковки и минимизации затрат на доставку газов и рабочего тела к транспортному узлу с Луны пред- ставляется заблаговременное размещение транспортного узла в точке лунной орбиты, в которую придет МЭК после возвращения с Марса. К тому же, выведение межпланетного комплекса из выбранной области на траекторию отлета, возможно осуществлять с меньшими затратами рабочего тела, чем с околоземных орбит, лежащих ниже орбиты Луны. В рамках пилотируемой космонавтики по принятому сценарию экс- педиции к Марсу требуется вывести на околоземную орбиту сборки около 500 т элементов конструкции межпланетного экспедиционного комплекса, в том числе, до 240 т рабочего тела в случае использования ЭРДУ, а весь полет на Марс составит 2,5 года [4.39]. С учетом этого можно рассмотреть возможность создания некоего космопорта, позволяющего, в целях существенного сокращения меж- полетного обслуживания, накапливать рабочее тело и собирать круп- ногабаритные, а также массивные конструкции на низкой окололунной орбите высотой -100 км и доставлять его в транспортный узел для дозаправки и возможной сборки межпланетного комплекса и других космических средств. Концепция и проектный облик космопорта в зна- чительной мере будет определяться его функционированием в качестве заправочной станции (в зависимости от типа ДУ межпланетного ком- плекса, например при ДУ на основе ЖРД или ЯРД масса компонентов топлива для них будет составлять большую часть от стартовой массы). Поэтому космопорт, по сути, будет придаточным предприятием произ- водственной инфраструктуры на Луне, когда рабочее тело производит- ся попутно с другими полезными материалами. Следовательно, целесо- образность существования космопорта будет определяться степенью развития на Луне соответствующего технологического производства компонентов топлива для космических транспортных средств. В соответствии с назначением космопорта, как заправочной стан- ции, приведена примерная расчетная баллистическая схема функ- -395-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Рис. 4.49. Баллистическая схема функционирования космопорта. К1 - вылет космопорта из сферы влияния Луны; К2 - положение космопорта в момент стыковки с МЭК; КЗ - положение космопорта в момент расстыковки с МЭК и начала перехода на орбиту фазирования; К4 - положение космопорта в момент выхода на орбиту фазирования; Кб - положение космопорта в мо- мент начала формирования второй переходной орбиты; Кб - вход космопор- та в сферу влияния Луны; Т1 - положение точки выхода космопорта из сферы влияния Луны в момент выхода; Т2 - положение точки входа в сферу влияния Луны при выходе космопорта на орбиту заправки МЭК; ТЗ - положение точки входа в сферу влияния Луны в момент расстыковки космопорта с МЭК и начала перехода на орбиту фазирования; Т4 - положение точки входа в сферу влияния Луны в момент выхода космопорта на орбиту фазирования; Тб - положение точ- ки входа в сферу влияния Луны в момент начала формирования космопортом второй переходной орбиты; Тб - положение точки входа в сферу влияния Луны в момент входа в нее космопорта -396-
4.10.0 возможности создания космопорта в окололунном пространстве Таблица. 4.14. Результаты проектно-баллистических исследований Показатель Размерность Значение Стартовая масса космопорта В том числе: т 209 Базовый модуль т 36 Узловой модуль (2 шт.) т 8 Баки т 15 Рабочее тело т 150 Стартовая масса ММБ В том числе: т 45 Сухая масса ММБ т 27,26 Масса рабочего тела т 17,74 Стартовая масса космопорта+ММБ т 254 Высота стартовой окололунной орбиты км 100 Мощность ЯЭУ ММБ МВт 4,25 Мощность ЭРДУ ММБ МВт 3,825 Суммарная тяга ЭРДУ ММБ Н 127,1 Удельный импульс ЭРДУ ЭДК км/с 45,5 Продолжительность «раскрутки» уЛуны сут 33,9 Затраты Vx км/с 1.5 Продолжительность работы ЭРДУ ММБ при «раскрутке» у Луны сут 33 Масса МЭК на сфере влияния Луны т 246 Масса рабочего тела, затраченная на раскрутку у Земли т 8 Начальные параметры первой переходной орбиты в точке К1 нуна, i км, град. 104765/406492, 25.80 Суммарная тяга ЭРДУ ММБ в сфере действия Земли Н 168,3 Удельный импульс ЭРДУ ММБ в сфере действия Земли км/с 30 Продолжительность перелета по первой переходной орбите сут 19 Затраты Vx км/с 0,321 Продолжительность работы ЭРДУ ММБ при полете по первой переходной орбите сут 5,4 Масса космопорта+ММБ при входе в точку транспортного узла К2 т 243,4 Масса рабочего тела, затраченная на перелет по первой пере- ходной орбите т 2,62 Начальные параметры орбиты заправки и обслуживания МЭК в точке К2 Нн/На, i км, град. 356408/422883, 25.80 Продолжительность пребывания на орбите заправки и обслужи- вания МЭК сут 30 продолжение таблицы на стр. 398 -397-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Конечные параметры орбиты заправки и обслуживания МЭК в точке К2 Нп/На, i км, град. 356408/422883, 25.80 Масса космопорта+ММБ после расстыковки с МЭК т 93,41 Продолжительность перелета на орбиту фазирования сут 1,97 Затраты Vx км/с 0,308 Продолжительность работы ЭРДУ ММБ при полете по первой переходной орбите сут 1,97 Масса космопорта+ММБ при входе в точку К4 т 92,46 Масса рабочего тела, затраченная на перелет по первой пере- ходной орбите т 0,95 Начальные параметры орбиты фазирования в точке К4 i км, град. 103995/420665, 25.80 Продолжительность полета по орбите фазирования сут 49 Конечные параметры орбиты фазирования в точке К5 Нп/На, i км, град. 103995/420665, 25.80 Продолжительность перелета по второй переходной орбите сут 15 Затраты Vx км/с 0,251 Продолжительность работы ЭРДУ ММБ при полете по второй переходной орбите сут 1,59 Масса космопорта+ММБ при входе в точку входа в сферу влия- ния Луны Кб, Тб т 91,69 Масса рабочего тела, затраченная на перелет по второй пере- ходной орбите т 0,77 Начальные параметры входной параболы Нп, е, i км, град. 30 000, 1, ~5 Суммарная тяга ЭРДУ ММБ Н 127,1 Удельный импульс ЭРДУ ЭДК км/с 45,4 Продолжительность «скрутки» у Луны сут 21,21 Затраты Vx км/с 1.4 Продолжительность работы ЭРДУ ММБ при «скрутке» у Луны сут 11,52 Параметры конечной окололунной орбиты Нп/На, i км, град. 100/108, ~5 Масса космопорта+ММБ на конечной окололунной орбите т 88,9 Масса рабочего тела, затраченная на «скрутку» у Земли т 2,78 Суммарные параметры одного цикла функционирования космопорта Суммарные затраты Vx км/с 3,73 Суммарная продолжительность цикла сут 170,5 Суммарная продолжительность работы ЭРДУ ММБ сут 53,5 Стартовая масса космопорт+ММБ т 254 Конечная масса космопорт+ММБ т 88,9 Суммарные затраты рабочего тела* т 15 * - без учета затрат на управление. -398-
4.10.0 возможности создания космопорта в окололунном пространстве ционирования космопорта в проекции на плоскость лунной орбиты (рис. 4.49), а в табл. 4.14 его примерные технические характеристики. Космопорт функционирует следующим образом: 1)на первом этапе космопорт находится на окололунной орбите высотой -100 км и накапливает рабочее тело для МЭК, которое к нему доставляют с Луны многоразовые грузовые взлетно-посадочные ком- плексы (специализированная модификация многоразового посадоч- ного комплекса) на большой тяге по мере его наработки на объектах лунной инфраструктуры; 2) после заполнения баков рабочим телом к космопорту пристыко- вывается многоразовый межорбитальный буксир с электроракетной двигательной установкой (мощностью 4,25 МВт) и выводит космопорт на параболическую траекторию ухода от Луны; 3) после выхода космопорта с ММБ из сферы влияния Луны в точке К1/Т1 (расстояние от Луны -102 000 км), ММБ переводит космопорт на первую промежуточную орбиту, которая обеспечивает выведение кос- мопорта в требуемую точку лунной орбиты (транспортный узел) К2; 4) после стыковки космопорта с МЭК, например в точке К2, осущест- вляется перенос заправленных баков на МЭК, а пустых на космопорт. Также, при необходимости, проводится техническое обслуживание МЭК (экипаж прибывает с Земли на пилотируемом корабле); 5) после завершения операций заправки и обслуживания МЭК, кос- мопорт с помощью ММБ отстыковывается от МЭК в точке КЗ и перехо- дит на орбиту фазирования в точке К4; 6) космопорт с ММБ находятся на орбите фазирования до витка, на котором должно произойти тесное сближение космопорта с точкой вхо- да в сферу влияния Луны (см. рис. 4.50); 7) на последнем витке перед тесным сближение с точкой входа в сферу влияния Луны, в точке К5 происходит включение ММБ и космопорт пере- водится на вторую переходную орбиту, обеспечивающую попадание кос- мопорта в точку входа К6/Т6 (вместо одной коррекции возможен вариант с проведением несколькихкоррекцийнаразныхвиткахорбиты фазирования); 8) после входа космопорта с ММБ в сферу влияния Луны, ММБ осу- ществляет скрутку орбиты космопорта до высоты 100 км. После этого программа по заполнения баков космопорта и заправка при- шедшего из экспедиции МЭК происходит по вышеизложенному сценарию. В табл. 4.15 представлены необходимые величины затрат характери- стической скорости для выведения полезного груза, например топлива, в транспортный узел. Из табл. 4.15 видно, что затраты на выведение по- -399-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ Дистанция космопорта от границы сферы влияния Луна в зависимости от времени Т=0 - момент пересечения сферы влияния Луны; -----------участок выведения космопорта в промежуточный транспортный узел; -----------участок заправки и обслуживания МЭК; -----------участок ухода косопорта из транспортного узла; ----------- Участок фазирования космопорта со сферой влияния Луны. Рис. 4.50. Зависимость дальности между космопортом и точкой входа в сферу влияния Таблица. 4.15. Затраты характеристической скорости на выведение КА на траекторию отлета Вид маневра Выведение с Земли Выведение с Луны 1. Выведение на стартовую орбиту с помощью ЖРД, км/сек 9 1.9 2. Выведение в транспортный узел с помощью ДУ малой тяги, км/сек 7,2 1.77 -400-
4.10.0 возможности создания космопорта в окололунном пространстве лезного груза в транспортный узел при старте с Луны более чем в три раза меньше, чем при старте с Земли. В данном случае, исходя только из минимума энергетических затрат, доставка топлива с Луны представля- ется предпочтительнее. Облик космопорта. В соответствии с задачами, решаемыми космопортом, в его состав входят: - базовый модуль; - два узловых модуля. Базовый модуль является основным элементом космопорта. В базо- вом модуле может размещаться экипаж на случай ожидания экспеди- ции или ремонтно-восстановительных работ на космопорте или МЭК. В нем установлено все основное оборудование управления космопортом. При проектировании базового модуля основными предпосылка- ми для разработки является максимальное использование отработан- ных технологий и элементов конструкции, созданных для орбитальных станций в российской производственной инфраструктуре. Поэтому конструктивное исполнение базового модуля возможно выполнить на базе проектируемого в РКК «Энергия» марсианского корабля. Конфи- гурация и внешние габариты идентичны марсианскому кораблю (диа- метр гермоотсеков 4,1 м, длина отсеков составляет не мене 18 метров) с аналогичными креплениями баков для рабочего тела [4.39]. Отличие в конструкции базового модуля, связанное с необходимостью установки на внешней поверхности солнечных батарей и радиаторных панелей, за- ключается в замене переходного отсека сферической формы на продол- жение жилого отсека марсианского корабля цилиндрической формы. Для обеспечения функционирования модуля и работы экипажа в гермоотсеках космопорта должны быть размещены: система обеспе- чения жизнедеятельности экипажа, центральный пост управления, система информационной поддержки экипажа и каюты членов экипа- жа. При возникновении нештатной ситуации для экипажа космопор- та имеется возможность срочной эвакуация на Луну или на Землю, поэтому конструкция гермообъема космопорта не предусматривает разделение на две автономно герметизирующиеся части как в марси- анском корабле. Герметичный базовый модуль разделен на переходный отсек, агре- гатный, жилой, рабочий и энергетический отсек. В рабочем отсеке размещены приборы, бортовой комплекс управ- ления, бортовой измерительный комплекс, системы терморегулиро- -401-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ вания, а также центральный пост управления. Снаружи отсека уста- новлены антенны бортового радиотехнического комплекса, датчики бортового комплекса управления, остронаправленные антенны. В жилом отсеке размещаются, в основном, приборы, агрегаты и обо- рудование системы жизнедеятельности, четыре каюты и запасы питания. Переходный отсек служит для перехода в узловой модуль, соеди- няющий с МЭК. Энергетический отсек выполняет такие же функции как складской модуль МЭК. Предназначен для хранения расходуемых материалов, резервных блоков и агрегатов. В нем размещаются блоки системы энер- гопитания. По обеим сторонам отсека расположены иллюминаторы. В негерметичном агрегатном отсеке размещаются объединенная двигательная установка с маршевыми двигателями и блоками дви- гателей причаливания и ориентации для обеспечения ориентации и маневрирования на окололунной орбите до стыковки с многоразо- вым межорбитальным буксиром, агрегаты системы терморегулирова- ния, средства сближения и стыковки к осевому стыковочному агрега- ту, антенны бортового радиокомплекса, остронаправленная антенна. Свободная от баков внешняя поверхность базового модуля закры- та противометеороидным экраном. Корпус под экранами и баками укрыт экранно-вакуумной термоизоляцией. На обеих осевых стыковочных агрегатах базового модуля располо- жены узловые модули. Узловые модули являются типовыми соединительными звеньями для интеграции модулей и средств транспортно-технического обеспе- чения в единый космический комплекс. В модулях заложена модифи- цируемая в полете система стыковки, средства перестыковки модулей с осевого узла на боковой. На одном из узловых модулей крепится ма- нипулятор, установленный на опорную точку автоматической систе- мы перестыковки (АСПР) для перетаскивания баков с рабочим телом с космопорта на марсианский корабль. Снаружи узловых модулей раз- мещены поручни, трапы, элементы крепления для средств техниче- ского обслуживания и ремонта, приборы и антенны системы сближе- ния и стыковки, приборы системы управления движения. Внешний облик космопорта представлен на рис. 4.51. -402-
Список литературы к главе 4 Рис. 4.51. Внешний облик космопорта. Список литературы к главе 4 4.1. Шевченко В.В. Лунная база. М.: «ЗНАНИЕ», Космонавтика и астрономия. 1991. № 6. 64 с. 4.2. Семенов Ю.П. Результаты и проблемы разработок ракетно-кос- мической корпорации «Энергия» в области космической энергети- ки И Изв. РАН. Энергетика. 2003. № 5. С. 3-20. 4.3. Российская «Звезда» на орбите И Новости космонавтики. 2000. №9. С. 2-16. 4.4. Smitherman D.V., Jr., V. Dayal, D. J. Dunn II. Architecture for a Mo- bile Lunar Base Using Lunar Materials. — In: Conf, on Human/Robotic Technology and National Vision for Space Exploration. Albuquerque. Feb- ruary 12 — 16 2006. P. 1022 — 1029. 4.5. Пышко А.П., Плотников А.Ю., Сонъко А.В. Особенности выбо- ра радиационной защиты для напланетных АЭС И Атомная энергия. 2008. Т.105, вып. 2. С. 72-79. 4.6. Ограничение облучения космонавтов при околоземных кос- мических полетах (ООКОКП-2004). Методические указания МУ 2.6.1. 44-03-2004. М.: Минздрав, 2004. -403-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ 4.7. Бранец В.Н., Грибков А.С., Джафаров ГА., Евдокимов Р.А., Желез- няков А.Г, Масленников А.А., Романов С.Ю., Севастьянов Н.Н., Синяв- ский В.В., Тугаенко В.Ю. Атомная электростанция обитаемой лунной базы И Изв. РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 15-21. 4.8. Акимов В.Н., Данилевич Я.Б., Коваленко А.Н., Коротеев А.А., Мансуров В.С., Нестеров В.М. Энергообеспечение обитаемых лунных баз И Изв. РАН. Энергетика. 2009. № 1. С. 96-112. 4.9. Гришин В.М., Кабайлова Н.В., Соколов Б.А, Челяев В.Ф., Шишка- рева Н.И., Щербаков А.Н, Егоров А.В, Долгин А.М, Коровин А.В. Обеспе- чение лунной базы электроэнергией, теплом, водородом и кислородом на основе солнечных батарей и аккумуляторов энергии с водородным циклом И Изв. РАН. Энергетика. 2009. № 1. С. 19-26. 4.10. Брюханов Н.А., Горшков Л.А., Семенов Ю.П. Марсианский экс- педиционный комплекс с солнечной энергетической установкой и электрореактивными двигателями И Научно-технический сборник РКТ. 1992. НИИТП. Вып.1(134). 4.11. Бёрн Дж. Д. Преимущества размещения лунной базы на полю- се. И «Лунные базы и космическая деятельность в XXI веке». Под ред. В.В. Мендела. Хьюстон. 1985. С. 105-115. 4.12. Vaniman D., Reedy R., Heiken G., Olhoeft G., Mendell W The lunar environment. In Lunar sourcebook. Cambridge Univ. Press. 1991. P. 27-60 4.13. Редакционное сообщение. AMC «Клементина-1» завершила съемку поверхности Луны И Новости космонавтики. 1994. №9. С. 14-15. 4.14. Соболев И. Заговор масконов И Новости космонавтики. 2008. №7. С. 70-71. 4.15. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П.Королева. 1946-1996. М.: Изд. РКК «Энергия». 1996. 670 с. 4.16. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П.Королева на рубеже веков. 1996-2001. М.: Изд. РКК «Энергия». 2001. 1326 с. 4.17. Синявский В.В., Юдицкий В.Д. Планетная АЭС на основе тер- моэмиссионного реактора-преобразователя И Атомная энергия. 2000. Т.89, вып. 1.С. 20-22. 4.18. Перминов А.Н., Моисеев Н.Ф., Моисеев Н.Ф., Севастьянов Н.Н., Брюханов Н.А., Сизенцев ГА., Синявский В.В., Сотников Б.И., Стойко С.Ф. Перспективы освоения Луны И Изв. РАН. Энергетика. 2006. № 1. С. 3-14. 4.19. Бранец В.Н., Грибков А.С., Джафаров ГА., Евдокимов Р.А., Же- лезняков А.Г, Масленников А.А., Романов С.Ю., Севастьянов Н.Н., Си- нявский В.В., Тугаенко В.Ю. Атомная электростанция обитаемой лун- ной базы И Изв. РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 15-21. -404-
Список литературы к главе 4 4.20. Баканов Ю.А., Семенов Ю.П., Синявский В.В. Масленников А.А., Юдицкий В.Д. О выборе типа, структуры и размерности источника электроэнергии для электроракетного транспортного аппарата // РКТ. Сер.12. Труды РКК «Энергия» им. С.П.Королева. 1996. Вып.2-3. С. 11-21. 4.21. Овчаренко М.К., Синявский В.В., Шестеркин А.Г., Юдицкий В.Д. Обеспечение ядерной и радиационной безопасности при использова- нии ядерной энергетической установки с термоэмиссионным реакто- ром-преобразователем в составе космического аппарата // Изв. РАН. Энергетика. 2003. № 4. С. 3-18. 4.22. Аракелов А.Г., Быстров П.И., Глазунов М.Г и др. Разработка и ис- пытания агрегатов высокотемпературной литий-ниобиевой системы охлаждения термоэмиссионной ЯЭУ космического назначения // Ра- кетно-космические двигатели и энергетические установки. Научн.- техн. сб. Вып.З (141). НИИТП. 1993. С. 87-105. 4.23. Грибков А.С., Левин М.Н., Лукьянов А.Н., Попов А.Н., Осад- чий В.А., Соболев В.Я., Юдицкий В.Д.. Экспериментальная отработка пусковой системы термоэмиссионной ЯЭУ космического назначе- ния на основе тепловых труб И РКТ. Сер.12. Труды РКК «Энергия» им. С.П.Королева. 1996, вып.2-3. С. 151-162. 4.24. Гузенберг А.С. Регенерация и кондиционирование воздуха И Космическая биология и медицина. Обитаемость космических ле- тательных аппаратов. Т. 2. М.- Вашингтон: Наука-А1АА, 1994. Гл. 9. С. 252-296. 4.25. Мелешко Г.И., Шепелев Е.Я., Авернер М.М., Волк Т. Биологиче- ские системы жизнеобеспечения человека И Космическая биология и медицина. Обитаемость космических летательных аппаратов. Т. 2. М.- Вашингтон: Наука-А1АА, 1994. Гл. 16. С. 502-518. 4.26. Kubasov V.N., Zaitsev E.N., Korsakov V.A., Gusenberg A.S., Lepsky А.А. Regenerative life support system development problems for the Mars missions 11 Acta Astronaut. 1991. V. 23. P. 271-274. 4.27. Абрамов И.П., Брюханов H.A., Григорьев Ю.И., Зеленщиков Н.И., Романов С.Ю., Самсонов Н.М, Соколов Б.А. Системы жизнеобеспечения орбитальной станции «МИР» и Международной космической стан- ции И Изв. РАН. Энергетика. 2003. №3. С. 33-52. 4.28. Романов С.Ю. Системы жизнеобеспечения МКС // Аэрокосми- ческий курьер. М.: 1999. № 2. С. 54-56. 4.29. Беркович Ю.А., Синяк Ю.Е., Смолянина С.О.,Кривобок Н.М., Ерохин А.Н., Романов С.Ю.,Гузенберг А.С. Энергетические потреб- ности для производства растительной пищи в длительных пилоти- -405-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ руемых космических экспедициях станции И Изв. РАН. Энергетика. 2009. №1. С. 27-35. 4.30. Bobe L.S., Samsonov N.M., Soloukhin V.A., Farafonov N.S., Novikov V.M., Andreychuk P.O., Protasov N.N, Romanov S.Ju., Sinyak Yu.E., Skuratov V.M. Water supply of the crew of a space station through water recovery and water delivery SRV-K and SPK-U system operation on ISS //Proc. 35th ICES and 8th SECS Conf.. July 11 — 14, 2005. Rome, Italy. SAE Technical paper series 2005-01-2806. 4.31. Симаненков С.И., Шубина В.И., Донских В.В., Ерохин С.Н., Ряб- кин А.М. Исследование технологии очистки воздуха от двуокиси угле- рода и ее концентрирования с помощью поглотителя, регенерируемо- го водяным паром. Сборник межд. конф. (24 -27. 09. 2008 г) «Системы жизнеобеспечения — как средство освоения человеком дальнего кос- моса». ГНЦ РФ ИМБП РАН. 2008. С. 83. 4.32. Gavrilov L.I., Naumov V.A., Rjabkin А.М., Pavlova T.N., Samsonov N.M., Farafonov N.S. Carbon dioxide reduction aboard the space station 11 4th European Symposium on Space Environmental Control Systems, Octo- ber 21-24, 1991. Florence, Italy: ESA, SP- 324, V. 2. P. 473-475. 4.33. Мухамедиева Л.Н. Закономерности формирования и гигиени- ческое регламентирование многокомпонентного загрязнения воздуш- ной среды пилотируемых орбитальных станций И Дис...докт.мед. наук. М.: ГНЦ РФ ИМБП РАН, 2003. 239 с. 4.34. Cole Н., Manuel S., Rather D., Ward S., Jones K., Perry ]., Gouzenberg A., Savina V., Muhkamedieva L., Mikos K. Mir Space Station Trace Con- taminant Assessment // Proc. 26th ICES. July 1996. Monterey, CA, USA. SAE No. 961472 4.35. Беркович Ю.А, Кривобок H.M., Смолянина C.O., Урохин А.Н. Космические оранжереи: настоящее и будущее. М.: ООО «Слово». 2005. 367 с. 4.36. Berkovich Y.A., Krivobok N.M., Sinyak Yu. Ye., Smolyanina S.O., Grig- oriev Yu.I., Romanov S.Yu., Guissenberg A.S. Developing a vitamin green- house for the life support system of the international space station and for future interplanetary missions 11 Advances in Space Research. 2004. V. 34. P. 1552-1557. 4.37. Абрамов И.П., Дудник M.H., Сверщек В.И., Северин Г.И., СкугА.И., Стоклицкий А.Ю. Космические скафандры России. М.: ОАО «Звезда». 2005. 360с. 4.38. Абрамов И.П., Дудник М.Н., Сверщек В.И., Северин Г.И., Скуг А.И., Стоклицкий А.Ю. Перспективные проекты планетарных -406-
Список литературы к главе 4 скафандров для Луны и Марса. Космические скафандры России. Гл. 13. М.: ОАО НПП «Звезда». 2005. С.283-291. 4.39. Пилотируемая экспедиция на Марс. / Под ред. А.С. Коротее- ва. — М.: Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского. 2006.318 с. 4.40. Цыганков О.С. Луна в ракурсе человеческого фактора И «По- лет». 2007. № 11. С. 16-23. 4.41. Фонды музея РКК «Энергия» им. С.П. Королёва. 4.42. Ракетная и космическая техника. Экспресс-информация. ЦНИ- Имаш. № 7. 1969г.; № 32. 1969г.; № 7-9. 1970г.; № 49-51. 1970. 4.43. Алексеев С.М., Уманский С.П. Высотные и космические скафан- дры. М.: Машиностроение. 1973. 282 с. 4.44. Петров В.М, Бенгин В.В., Коломенский А.В, Шуршаков В.А. Про- блемы радиационной опасности экипажа марсианской экспедиции И Авиакосмическая и экологическая медицина. «Слово». 2003. Т 37. № 5. С. 53-55. 4.45. Шибанов Г.П. Обитаемость космоса и безопасность пребыва- ния в нем человека. М.: Машиностроение. 2007. 544 с. 4.46. Варваров Н. Седьмой континент. М.: «Московский рабочий». 1973. С. 20-21 4.47. Армстронг Н. Исследование лунной поверхности // Земля и вселенная. 1970. № 5. С. 30-36. 4.48. Шевченко В.В. Неизбежность использования внеземных при- родных ресурсов в XXI веке И Материалы международной конфе- ренции «Наука и будущее: идеи, которые изменят мир», 14-16 апреля 2004г., М.: ГГМ им. В.И. Вернадского. С. 221-223. 4.49. Бурдаков В.П. Электроэнергия из космоса. М.: Энергоиздат, 1991. 4.50. Брюханов Н.А., Сизенцев Г.А. Синявский В.В., Сотников Б.И., Стойко С.Ф. Задачи и пути освоения Луны // Идеи К.Э.Циолковского и проблемы космонавтики. Материалы XLI научных чтений памяти К.Э.Циолковского. Калуга. 2006. С. 9-10. 4.51. Головин И.Н. Малорадиоактивный управляемый термоядер- ный синтез (реакторы с D -3Не) И Препринт ИАЭ-4885/8. М.: ЦНИИа- томинформ. 1989. 48 с. 4.52. Грибков А.С., Романов С.Ю., Севастьянов Н.Н., Синявский В.В. Лунный добывающий и промышленно-перерабатывающий комплекс на базе атомной теплоэлектростанции И Изв. РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 22-34. -407-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ 4.53. Грибков А.С., Романов С.Ю., Синявский В.В., Синявский В.В. Лун- ный добывающе-перерабатывающий комплекс на базе атомной тепло- электростанции. И г. Королёв. РКК «Энергия» им. С.П. Королёва. Труды. Серия XXII. Выпуск № 1-2. Расчет, проектирование, конструирование и испытания космических систем. 2007. С. 32-57. 4.54. Wittenberg L.W., Santarius J.F., Kulcinski G.L. Lunar Source of 3 He for Commercial Fusion Power. — Fus. Techn., 1986, vol. 10, P.165-178. 4.55. Kulcinski G.L., Schmitt H.H. The Moon: an Abundant Source of Clean and Safe Fusion Fuel for the 21-st Century: UWFDM-730. Presented and the 11th International Scientific Forum on Fueling the 21-st Century (USSR, Moscow 29 Sept. — 6 Oct. 1987). 4.56. Тейлор Л., Калсинский Дж. Лунный гелий-3 в термоядерной энергетике — персидский залив XXI века И Астрономический вестник. 1999. Т. 33. № 5. С. 386-394. 4.57. Sviatoslavsky I.N., М. Jacobs, Mobile Helium-3 Mining and Extrac- tion System and Its Benefits Toward Lunar Base Self-Sufficiency., WCSAR- TR-AR3-8808-1, August 1988. 4.58. Смирнов В.П. Современное состояние термоядерных исследо- ваний. Перспективы термоядерной энергетики И Актуальные пробле- мы Российской космонавтики. Труды XXX академических чтений по космонавтике. М.: Изд. Комиссии РАН. 2006. С. 38-39. 4.59. Елкин К.С., Целин А.В., Успенский Г.Р. Проблемы добычи на Луне изотопа гелия-3 и доставки его на Землю, возможные пути их решения, возможности отечественной ракетно-космической промыш- ленности И Актуальные проблемы Российской космонавтики. Труды XXX академических чтений по космонавтике. М.: Изд. Комиссии РАН. 2006. С. 43-44. 4.60. Роговский Г.Н., Долгополов В.Г, Лукъянчиков А.В. Глобальное исследование Луны. Гелий в потенциале термоядерной энергетики И Актуальные проблемы Российской космонавтики. Труды XXX ака- демических чтений по космонавтике. М.: Изд. Комиссии РАН. 2006. С. 44-45. 4.61. Егоров Ю.Г., Еськов Ю.М., Калашников Л.М., Кульков В.М., Ма- лышев ЕВ. Полигон формирования концептуальной модели самообе- спечиваемой лунной станции И Актуальные проблемы Российской космонавтики. Труды XXX академических чтений по космонавтике. М.: Изд. Комиссии РАН. 2006. С. 46-48. 4.62. On the search for water at the Lunar poles: Results of forward modeling of permanently shaded areas and Lunar Prospector measure- -408-
Список литературы к главе 4 ments. R.C.Elphic, D.J.Lawrence, W.C.Feldman, D.B.J.Bussey, P.D.Spudis, P.G.Lucey. Lunar and Planetary Science XXXV 2004. P. 48-53. 4.63. Бранец B.H., Грибков A.C., Синявский B.B., Джафаров ГА., Же- лезняков А.Г., Евдокимов Р.А., Масленников А.А., Романов С.Ю., Тугаенко В.Ю. Концепция создания на базе термоэмиссионной ЯЭУ с унифици- рованными техническими решениями межорбитальных электроракет- ных транспортных средств, электростанций лунных баз и теплоэлек- тростанций добывающее-перерабатывающих лунных комплексов И Актуальные вопросы планетных экспедиций. Материалы научно-техн. Конф. (М., 3-5 окт. 2006 г.). М.: ФГУП «Центр Келдыша». 2006. С. 194-196. 4.64. Управляемые энергетические установки на твердом топливе. Под общей редакцией М.И.Соколовского и В.И.Петренко. М.: Маши- ностроение, 2003. 348 с. 4.65. Агеев В.П., Островский В.Г. Магнитоплазмодинамический дви- гатель большой мощности непрерывного действия на литии И Изв. РАН. Энергетика. 2007. №3. С. 82-95. 4.66. Борисоглебский Ю.В., Галевский ГВ., Кулагин Н.М., Минцис М.Я., Сиразутдинов Г.А.. Металлургия алюминия. Новосибирск.: «Наука». 1999. 438 с. 4.67. Зеликман А.Н., Коршунов Б.Г Металлургия редких металлов. М.: Металлургия. 1991. 432 с. 4.68. Ягодин Г.А., Синегрибова О.А., Чекмарёв А.М. Технология ред- ких металлов в атомной технике. М.: Атомиздат. 1974. 344 с. 4.69. Фалъкевич Э.С., Пулънер Э.О., Червоный И.Ф., Шварцман Л.Я., Яркин В.Н., Салли И.В. Технология полупроводникового кремния. М.: Металлургия. 1992. 408 с. 4.70. Фурман А.А. Неорганические хлориды (химия и технология). М.: «Химия». 1980. 382 с. 4.71. Лобыкин А.А., Щукин А.Н. Мотивы пилотируемой космонавти- ки И Сборник тезисов. I конференция МАА-РАКЦ «Космос для чело- вечества» 21-23 мая 2008 г., Королев. Российская академия космонавти- ки им. К.Э. Циолковского. 2008. С. 15-16. 4.72. Кудъ-Сверчков С.В., Лобыкин А.А., Стойко С.Ф. Планетные базы. Конфигурация, доставка, сборка, энергоснабжение И Изв. РАН. Энергетика. 2009. № 3. С. 153-159. 4.73. Цыганков О. С. Технологическая деятельность на начальном этапе освоения Луны И «Полет». 2006. № 7. С. 3-10. 4.74. Цыганков О.С. Концептуальная модель формирования лунной исследовательской станции И «Полет». 2008. С. 13-17. -409-
Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА БЛИЖАЙШЕЙ ПЕРСПЕКТИВЫ 4.75. Бармин И.В., Егоров А.В., Долгин А.М., Коровин А.В. Проекты создания долговременной лунной базы И Первая конф. Международ- ной академии астронавтики и Российской академии космонавтики им. К.Э. Циолковского. Сб. тезисов. С. 140. 4.76. Лебедев И.С., Савалыка А.Н. Суборбитальный аппарат «Лун- ник». МАИ. 2009. 186 с. 4.77. Краффт А. Эрике. Будущее космической индустрии. М.: Маши- ностроение. 1979. 200 с. 4.78. Kulcinski G.L., Schmitt Н.Н. Fusion Power from Lunar Resources. 41-st Congress of the International Astronautical Federation. October 1990, Dresden DDR. 4.79. Банке B.A, Лесков Л.В., Лукьянов А.В. Космические энергосисте- мы. М.: Машиностроение. 1990. 322 с. 4.80. Херц Ф. Лавовые трубки — потенциальные укрытия для по- селений И «Лунные базы и космическая деятельность в XXI веке». Под ред. В. В. Мендела. Институт Луны и планет США. Хьюстон. 1985. (Пер. с англ. НПО «Энергия». Часть 2, С. 309-322). 4.81. Пювеев Дж. Лунный дом для жителей Земли // Дайджест совет- ской прессы «Спутник», апрель 1990. 60 с. 4.82. Шевченко В.В. Возвращение на Луну И Дайджест советской прессы «Спутник», апрель 1990. 62 с. 4.83. Сизенцев А.Г., Шевченко В.В., Семёнов В.Ф., Байдал Г.М. Концеп- ция производственной лунной базы 2050 И Вселенная и мы. 1997. №3 С. 62-71. 4.84. Первушин А. Битва за Луну: Правда и ложь о «лунной гонке» (Серия «Новая Эврика») СПб.: Амфора. ТИД Амфора, 2007. 711 с. 4.85. Левантовкий В.И. Механика космического полета в элементар- ном изложении, 3-е изд., — М.: Наука. Главная редакция физико-мате- матической литературы, 1980. 512 с. -410-
Глава 5 ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА 5.1. Задачи и этапность создания лунной транспортной космической системы Освоение Луны невозможно без создания надежной и экономиче- ски эффективной транспортной космической системы [5.1]. Состав, характеристики и схема функционирования элементов транспортной системы определяются этапом ее развития. На этапе исследования Луны автоматическими КА, т.е. на начальном этапе ис- следования и освоения Луны, оборудование и грузы могут доставлять- ся с помощью существующих и разрабатываемых ракет-носителей и разгонных блоков, а также электроракетным буксиром. Возможные массы доставляемого оборудования и грузов автоматических станций рассмотрены выше в разделе 3.2. В настоящей главе рассматривается состав и возможные характеристики транспортной системы примени- тельно к этапам исследования и освоения Луны с участием человека. Наиболее проработан вариант лунной транспортной космической системы первого этапа функционирования, когда все ее элементы ис- пользуют компоненты топлива, произведенные на Земле. Однако име- ются и концептуальные проработки транспортной системы, в которой используется, по крайней мере, хотя бы один компонент топлива ракет- ных двигателей, произведенный на Луне. Приводимые ниже состав и характеристики транспортных средств базируются на проектных разработках РКК «Энергия», выполненных в 2007-2009 г. Первый и второй этапы функционирования транспортной кос- мической системы. В зависимости от наличия или отсутствия «лун- ных» компонентов ракетного топлива период создания и эксплуата- ции транспортной космической системы можно условно разделить на несколько этапов. На первом этапе еще нет лунного добывающе-производственного комплекса, поэтому все элементы транспортной системы используют компоненты ракетного топлива и рабочего тела, произведенные на Земле. Создание и использование многоразовых лунных пилотируе- мого корабля, взлетно-посадочных и посадочного комплексов на пер- вом этапе нецелесообразно, поскольку топливо для дозаправки этих элементов будет доставляться с Земли, и масса доставляемых с Земли -411-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА грузов может возрасти примерно в два раза. Значительно усложнятся схемы доставки на Луну людей и грузов, так как в эти схемы должны быть включены операции доставки топлива на околоземную и око- лолунную орбиты и операции дозаправки. Увеличится и количество, и номенклатура элементов транспортной системы, так как в ее со- став должны быть включены заправочные станции на околоземной и окололунной орбите и транспортный пилотируемый корабль, до- ставляющий космонавтов с Земли на околоземную орбиту и обратно. Поэтому до начала производства на Луне, по крайней мере, кислорода целесообразнее и эффективнее будет использование транспортной си- стемы с одноразовыми пилотируемым кораблем, взлетно-посадочным и посадочным комплексами. На этом этапе многоразовым будет толь- ко межорбитальный электроракетный буксир для транспортировки грузов между орбитами Земли и Луны, причем обратный рейс с орби- ты Луны на орбиту Земли будет порожним. Схема функционирова- ния такой системы описана в разделе 3.3 (см. рис. 3.16). Второй этап функционирования транспортной системы начнется после создания добывающе-производственного комплекса и начала производстванаЛунекислородавдостаточнобольшихмасштабах[5.2]. При наличии производства «лунного» кислорода одноразовые лун- ный пилотируемый корабль, взлетно-посадочный и посадочный ком- плексы могут быть заменены на многоразовые, которые будут заправ- ляться «лунным» кислородом и водородом, произведенным на Земле. При заправке элементов транспортной системы «лунным» кислоро- дом значительно увеличивается ее эффективность, так как с Земли на околоземную орбиту нужно будет выводить один лишь компо- нент ракетного топлива — водород. Соотношение масс компонен- тов ракетного топлива в кислородно-водородном ЖРД составляет 1:6 (водород : кислород), поэтому масса доставляемых с Земли грузов, по сравнению с транспортной системой первого этапа, значительно уменьшится. Если подтвердится наличие в полярных областях до- статочно большого количества водяного льда, то станет возможным производство на Луне, для заправки элементов транспортной систе- мы, не только кислорода, но и водорода. В этом случае транспортная система перейдет на полное обеспечение компонентами ракетного топлива от лунных ресурсов, и необходимость доставки водорода с Земли отпадет. При производстве на Луне компонентов топлива становится целесообразным применение многоразовых кораблей и комплексов, которые придут на смену аналогичным одноразовым -412-
5.1. Задачи и этапность создания лунной транспортной космической системы элементам транспортной космической системы, что приведет к до- полнительному снижению масс грузов, выводимых с Земли, так как не нужно будет выводить на околоземную, а затем и на окололунную орбиту новый взлетно-посадочный комплекс для каждой пилотиру- емой экспедиции или новый посадочный для каждой экспедиции по доставке грузов. В несколько раз могут снизиться объемы производ- ства взлетно-посадочных и посадочных комплексов. По-видимому, целесообразно многоразовые корабли и комплексы создавать и отрабатывать одновременно с разработкой и пуско-нала- дочными работами лунного добывающе-производственного комплек- са, чтобы на тот момент, когда комплекс начнет производить кислород (и, возможно, водород) в требуемых масштабах, уже имелись готовые к эксплуатации, отработанные многоразовые элементы лунной тран- спортной космической системы. Для хранения на окололунной орбите горючего (водорода) и оки- слителя (кислорода) а также грузов, доставляемых с Земли, необходимо включить в состав транспортной системы лунную орбитальную стан- цию с системой хранения компонентов топлива и системой дозаправки. В составе лунной орбитальной станции будет осуществляться заправка многоразового лунного пилотируемого корабля и, в случае производства на Луне только кислорода, заправка водородом многоразовых взлетно- посадочных и посадочного комплексов. В составе лунной орбитальной станции может также проводиться техническое обслуживание многоразового межорбитального электро- ракетного буксира. Лунная орбитальная станция должна использоваться и как база при проведении спасательных операций на окололунной орбите. Так, например, в случае нештатной ситуации на пилотируемом корабле во время полета по окололунной орбите, при которой невозможно дальнейшее выполнение программы полета, корабль стыкуется со станцией (если он не был с ней со- стыкован), и экипаж пребывает на станции в ожидании корабля-спасателя. Для этого на станции необходимо предусмотреть запас средств жизнеобес- печения из расчета на ~30 суток для трех членов экипажа. Естественно, что лунная орбитальная станция должна быть и научной обсерваторией. Научное оборудование может состоять из аппаратуры для исследования лунной поверхности, радиолокаторов, детекторов инфракра- сного и ультрафиолетового излучений и может использоваться для уточне- ния лунной топографии, изучения поверхностного и нижележащего слоев по их радиационной активности, разведки полезных ископаемых и т.п. -413-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Укрупненный состав лунной транспортной космической системы первого и второго этапов. Для решения задач транспортировки людей и грузов предполагается использование следующих типов космиче- ской техники, которые можно назвать основными элементами лунной транспортной космической системы [5.1]: Первый этап развития: - лунный пилотируемый корабль (ЛПК) — для перевозки экипажа с поверхности Земли на окололунную орбиту и обратно; - одноразовые разгонные блоки (РБ) с жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) — для доставки ЛПК или грузовых контейнеров (в случае срочной необходимости) с околоземной на окололунную орбиту; - многоразовый межорбитальный буксир (ММБ) с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) — для транспортировки грузов, не тре- бующих скорой доставки, между околоземной и окололунной орбитами; - малые одноразовые разгонные блоки с ЖРД — для доставки грузов между низкой опорной околоземной орбитой и минимально допустимой орбитой ММБ; - взлетно-посадочный комплекс (ВПК) — для доставки экипажа с окололунной орбиты на поверхность Луны и обратно; - посадочный комплекс (ПК) — для доставки грузов с окололунной орбиты на поверхность Луны; - условно в состав лунной транспортной системы можно включить и лунные транспортные средства — пилотируемые и грузовые луно- ходы — для перевозки людей и грузов по поверхности Луны. Безусловно, в состав транспортной системы входят ракеты-носители для доставки полезных грузов с поверхности Земли на низкую опорную орбиту, принимаемую обычно равной круговой орбите высотой 200 км. Второй этап развития. Отметим, что рассматриваемая ниже лунная транспортная косми- ческая система разработана с учетом производства на Луне в качестве компонента ракетного топлива только кислорода. - Многоразовый лунный пилотируемый корабль на компонен- тах топлива кислород-водород (кислород производится на Луне, водород доставляется с Земли) — для перевозки экипажа между окололунной и околоземной орбитами, причем обслуживание и осна- щение многоразового корабля расходуемыми компонентами может происходить в составе околоземной орбитальной станции; - транспортный пилотируемый корабль (ТПК) — для доставки с Земли на околоземную орбиту и возвращения с нее на Землю -414-
5.1. Задачи и этапность создания лунной транспортной космической системы экипажей (на околоземной орбите экипаж переходит в многоразо- вый ЛПК или, наоборот, из многоразового ЛПК в транспортный пи- лотируемый корабль); - многоразовый пилотируемый взлетно-посадочный комплекс (МВПК-П) на компонентах топлива кислород—водород (кислород производится на Луне, водород доставляется с Земли) — для пере- возки экипажа между окололунной орбитой и поверхностью Луны; - многоразовый посадочный комплекс (МПК) на компонентах то- плива кислород-водород (кислород производится на Луне, водород до- ставляется с Земли) — для доставки грузов с окололунной орбиты на поверхность Луны; - многоразовый грузовой взлетно-посадочный комплекс (МВПК-Г — модификация многоразового посадочного комплекса) на компонентах топлива кислород-водород (кислород производится на Луне, водород доставляется с Земли) — для доставки кислорода с поверхности Луны на окололунную орбиту, где происходит его перекачка в емкости лун- ной орбитальной станции; - лунная орбитальная станция (ЛОС), предназначенная для хра- нения и заправки компонентами ракетного топлива перечисленных выше многоразовых пилотируемого корабля и взлетно-посадочных и посадочных комплексов. В состав транспортной системы второго этапа входит также ис- пользуемый на первом этапе многоразовый межорбитальный буксир с электроракетной двигательной установкой, назначением которого является транспортировка грузов, не требующих скорой доставки, между околоземной и окололунной орбитами, а при необходимости и обратно. Скорее всего, буксир будет большей мощности и более дли- тельного ресурса, чем на первом этапе. Естественно, в состав транспортной системы будут также входить ракеты-носители и малые разгонные блоки довыведения и, возможно, разгонные блоки для доставки грузовых контейнеров (в случае сроч- ной необходимости) с околоземной на окололунную орбиту. Схема транспортировки экипажей и грузов на втором этапе раз- вития лунной транспортной космической системы. На рассматрива- емом втором этапе функционирования лунной транспортной косми- ческой системы может оказаться целесообразной предлагаемая РКК «Энергия» следующая схема транспортировки людей (рис. 5.1). Ракета-носитель тяжелого класса выводит на опорную околоземную орбиту контейнер с водородом (полезный груз ММБ) и контейнер с ра- -415-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Перелет ММБ с околоземной на окололунную орбиту Старт к Пуне / МВПК-П * Н=400 км Перелет ММБ с окололунной Взлет МВПК-Г с грузом лунного О Отстыковка МВПК-П от пос, торможение и ЛФ пг садка на Пуну • Отделение ММБ от ПОС СгартМППК к Земле Стыковка контейнеров с ММБ Стыке )вка МВГ <1-Г с ПОС, перек »чка 'iyиного О „в Гл* и ПОС '1 Выведение с экипажем на околоземную орбиту Рис. 5.1. Схема транспортировки людей на втором этапе функционирования многоразовой транспортной системы Выведение контейнера с РТ и водородом Полет МППК к Пуне. 3 сут. Стыковка ММБ с ПОС. Перекачка Н2 в К баки ПОС [ Стыковк МППК сТ Разделение Переход на ОСП (Н~100км.) Стыковка МППК с Посадка на 'ПОС Пуну МВПК-Г \. 1 бочим телом для собственно буксира на полный цикл полета с около- земной на окололунную орбиту и обратно. Далее эти два контейнера с помощью малого разгонного блока переводятся на орбиту базирования ММБ и стыкуются с ним. Затем к контейнеру с водородом стыкуется мно- горазовый лунный пилотируемый корабль и заправляется водородом на полный цикл полета по маршруту околоземная орбита — окололунная орбита — околоземная орбита. Заправка корабля в составе буксира может оказаться целесообразной потому, что при заправке водородом холодиль- ные машины будут потреблять большое количество электроэнергии, ко- торую обеспечит энергоустановка буксира мегаваттной мощности. После заправки и отделения корабля буксир совершает перелет с околоземной на окололунную орбиту, где стыкуется с лунной орби- тальной станцией и перекачивает оставшийся водород в ее баки. Во время полета буксира многоразовый грузовой взлетно-посадоч- ный комплекс с грузом кислорода, произведенного на Луне, совершает один или несколько рейсов к лунной орбитальной станции с целью заправки «лунным» кислородом ее баков. -416-
5.1. Задачи и этапность создания лунной транспортной космической системы После стыковки буксира со станцией ракета-носитель среднего класса (с массой полезного груза на опорной орбите 12-14 т) выводит на опорную орбиту транспортный пилотируемый корабль с экипажем, который стыкуется с многоразовым ЛПК, и экипаж переходит в лун- ный корабль. Весь период времени с момента заправки многоразово- го корабля водородом до момента его перехода на орбиту стыковки с транспортным пилотируемым кораблем, многоразовый корабль может находиться в составе околоземной орбитальной станции. За счет элек- троэнергии, вырабатываемой системой энергоснабжения станции, мо- жет происходить энергопитание холодильных машин, обеспечивающих хранение криогенных компонентов топлива в баках корабля. После перехода экипажа на борт многоразового ЛПК, многоразовый ЛПК отделяется от транспортного пилотируемого корабля и совершает полет на окололунную орбиту, где стыкуется с лунной орбитальной станцией, а транспортный пилотируемый корабль остается на около- земной орбите. В составе лунной орбитальной станции происходит заправка многоразового корабля кислородом на полный цикл полета окололунная орбита — околоземная орбита — окололунная орбита. В составе лунной орбитальной станции также находится и многоразо- вый пилотируемый ВПК, заправленный водородом из баков станции на полный цикл полета по маршруту окололунная орбита — Луна — окололунная орбита и кислородом на полет с окололунной орбиты на Луну. После заправки многоразового корабля экипаж переходит в ВПК и совершает посадку на Луну. На Луне происходит пересменка экипажей лунной базы и произво- дится заправка многоразового ВПК сменяемого экипажа кислородом на полный цикл полета по маршруту Луна — окололунная орбита — Луна. После заправки комплекс со сменяемым экипажем стартует с поверхности Луны, выходит на окололунную орбиту и стыкуется с ор- битальной станцией, а многоразовый ВПК, приведший новый экипаж, остается на Луне. В составе лунной орбитальной станции взлетно-по- садочный комплекс заправляется водородом на полный цикл полета по маршруту окололунная орбита — Луна — окололунная орбита и остается там в ожидании прилета следующего экипажа. Сменяемый экипаж переходит в свой многоразовый корабль и стар- тует к Земле. Буксир также отделяется от станции, стартует к Земле и после выхода на околоземную орбиту находится на ней в режиме ожи- дания нового полезного груза. Многоразовый лунный пилотируемый корабль при подлете к Земле совершает торможение в верхних слоях -417-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА атмосферы с помощью аэродинамического экрана и выходит на около- земную орбиту, на которой стыкуется с транспортным пилотируемым кораблем. После перехода в него экипажа транспортный пилотируе- мый корабль совершает посадку на Землю. Доставка грузов на Луну происходит аналогичным образом. Ракета- носитель тяжелого класса выводит на опорную околоземную орбиту сборку из контейнера с грузом, контейнера с водородом и контейнера с рабочим телом для буксира. Эта сборка с помощью малого разгонного блока переводится на орбиту базирования буксира и стыкуется с ним, после чего буксир совершает полет с околоземной на окололунную ор- биту. На окололунной орбите к буксиру стыкуется многоразовый по- садочный комплекс, заправленный «лунным» кислородом на полный цикл полета Луна — окололунная орбита — Луна. После заправки во- дородом из контейнера буксира на полный цикл полета окололунная орбита — Луна — окололунная орбита, посадочный комплекс с грузом отделяется от буксира и совершает посадку на Луну. Грузовым луно- ходом груз транспортируется с платформы посадочного комплекса в нужное место. Далее буксир стыкуется с лунной орбитальной стан- цией и перекачивает оставшийся водород в ее баки, после чего отделя- ется от нее, стартует к Земле и после выхода на околоземную орбиту находится там в режиме ожидания следующей партии груза. Третий этап развития ТКС. Если уровень развития лунного про- изводства позволит добывать десятки тонн водорода в год, то воз- можен переход многоразовых пилотируемого корабля, взлетно-поса- дочных и посадочного комплексов на заправку «лунным» водородом, в результате чего отпадет необходимость доставки водорода с Земли. Однако содержание водорода в лунном грунте невелико и в морском реголите составляет 50-60 г/т [5.2], и если не подтвердится наличие в полярных областях достаточно большого количества водяного льда, то его добыча может оказаться относительно дорогой. С большой вероятностью могут быть использованы и другие ком- поненты топлива, например металл — кислород или даже кремний — кислород. Несмотря на более низкие удельные импульсы, двигатель- ные установки на таких рабочих телах, учитывая их дешевизну и не- дефицитность, могут оказаться эффективнее двигателей на «лунных» кислороде и водороде. Нетрадиционные транспортные средства. После создания на Луне солнечных или ядерных электростанций мощностью в десятки и сотни мегаватт и отработки технологии беспроводной передачи энер- -418-
5.1. Задачи и этапность создания лунной транспортной космической системы гии может оказаться целесообразным создание принципиально новых транспортных средств. Так, при возможности дистанционной передачи энергии на многоразовый межорбитальный буксир с электроракетной двигательной установкой отпадает необходимость в энергоустановке на борту буксира, что позволит значительно сократить его массу, так как энергоустановка, силовая ферма и радиационная защита (в слу- чае применения ядерной энергетической установки) составляют зна- чительную часть массы буксира. При беспроводной передаче энергии на буксир все эти элементы будут заменены приемо-преобразующи- ми системами (ректеной с преобразователем, в случае передачи СВЧ радиоизлучения, или преобразователем на основе фотоэлектрических преобразователей для инфракрасного или лазерного излучения). Принципиально возможно создание кораблей с двигательной установкой, использующей энергию лазерного луча. Лазерный луч, генерируемый на поверхности Луны, либо через серию отражателей в космическом пространстве, либо напрямую попадет на концентратор, сфокусируется и будет передан по световодам в двигатель корабля, где нагреет рабочее тело, которое расширяясь и истекая из сопла двигате- ля, создаст реактивное ускорение [5.3]. Природные условия на Луне (глубокий вакуум) позволяют со- здать новый тип транспортных космических средств, не использую- щих реактивное ускорение. Речь идет об электромагнитных ускори- телях массы, которые также называют пушками Гаусса. Произведен- ные из лунного сырья материалы, полуфабрикаты и изделия могут найти применение не только на лунной поверхности, но и на около- лунной орбите, геостационарных и низких околоземных орбитах и, наконец, на Земле. При необходимости доставки с Луны большого количества грузов (десятки и сотни тонн), не чувствительных к вы- соким значениям перегрузок (в десятки и более единиц), применение таких ускорителей может быть эффективным. Электромагнитный ускоритель массы может быть выполнен в виде трубы, внутрь которой помещается разгоняемый контейнер с грузом (возможен также вариант ускорителя в виде кольца). Двигаясь на «маг- нитной подушке», контейнер при определенной длине ускорителя мо- жет достигать высоких скоростей. Ускоритель при длине 160 м может разгонять контейнер диаметром около 40 см до скорости 2,44 км/с, т. е. второй космической скорости для Луны. Реализация такого проекта может открыть новые возможности в области лунных транспортных средств [5.4]. -419-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА В заключение подраздела заметим, что возможно появление новых видов транспортных средств для выведения полезных грузов с Земли на околоземную орбиту. Этими средствами могут быть многоразовые средства выведения на базе воздушно-реактивных и гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигательных установок, кото- рые, в принципе, могут быть использованы в качестве элементов тран- спортной космической системы Земля — околоземная орбита. Оценка масс неделимых грузов. Прежде чем рассматривать облик и возможные характеристики элементов лунной транспортной систе- мы, необходимо оценить возможные грузопотоки, в том числе массы неделимых грузов, доставляемых по нескольким маршрутам, на кото- рых будут функционировать различные элементы транспортной косми- ческой системы, а также размерности этих элементов. Маршрут окололунная орбита — Луна — окололунная орбита. Минимальные размеры и масса взлетно-посадочного комплек- са определяются по наиболее критичному по массе элементу — взлетному модулю. Численность экипажа лунных экспедиций на первых этапах будет, скорее всего, составлять 3 человека. Оценки, выполненные в РКК «Энергия» при проведении НИР «Программа исследования и освоения Луны» (2007-2008), показали, что пилоти- руемая кабина, в которой космонавты будут находиться при посадке и взлете взлетно-посадочного комплекса, рассчитанная на экипаж из 3 человек, будет иметь массу ~4 т. Взлетный модуль ВПК, доставля- ющий экипаж с Луны на окололунную орбиту, с трехместной пило- тируемой кабиной, имеет минимальную массу ~7 т. Для обеспечения «выхода» экипажа без разгерметизации кабины и создания комфор- тных условий при первых экспедициях на Луну предусматривается наличие в составе ВПК жилого шлюзового отсека массой ~3 т, кото- рый остается на поверхности Луны при старте взлетного модуля. Та- ким образом, масса, доставляемая на поверхность Луны посадочным модулем взлетно-посадочного комплекса, составит ~10 т. Взлетно-посадочный и посадочный комплексы являются наиболее уязвимой частью лунной транспортной системы,так как они выполняют свои функции на наибольшем удалении от Земли и их отработка затруд- нена как на Земле, так и в околоземном пространстве, так как условия на поверхности Луны и вблизи нее будут отличаться. Кроме того, авария и срыв экспедиции на заключительном этапе приведут к наибольшим затратам и потерям, а спасение космонавтов на поверхности Луны на- много сложнее, чем на любом другом этапе полета. -420-
5.2. Необходимость повышения эффективности транспортных операций Для более полной отработки посадочного модуля и сокращения рас- ходов на разработку элементов транспортной системы целесообразно в составе взлетно-посадочного и посадочного комплексов использо- вать один посадочный модуль, т. е. максимально унифицировать эти два элемента системы. По сути, взлетно-посадочный комплекс будет посадочным комплексом, полезной нагрузкой которого будут взлет- ный модуль и жилой шлюзовой отсек. Таким образом, общая масса неделимого ПГ, доставляемого на по- верхность Луны посадочным комплексом, составит ~10 т. Маршрут Земля — окололунная орбита — Земля. Масса лунно- го пилотируемого корабля, рассчитанного на экипаж из 3 человек и 14 суток автономного полета, способного самостоятельно стартовать к Земле с окололунной орбиты высотой -100 км с любым наклонением и в любой момент времени, оценивается величиной -16,5 т. Доставить такой корабль с опорной околоземной на окололунную орбиту возмож- но с помощью полутороступенчатого (со сбрасываемым баком) кисло- родно-водородного разгонного блока массой -43,5 т. Таким образом, ракета-носитель, осуществляющая выведение лунного пилотируемого корабля с экипажем и разгонным блоком, должна выводить на опорную околоземную орбиту груз (с учетом резерва) массой порядка 60-65 т. Дополнительным преимуществом такого типа-размера ракеты-но- сителя является возможность ее использования и для выведения беспи- лотных космических аппаратов и комплексов. Так, масса взлетно-поса- дочного комплекса (или посадочного комплекса с грузом) оценивается в 28-30 т, около 20-25 т будет составлять масса контейнера с рабочим те- лом для буксира, необходимого, чтобы доставить комплекс с околозем- ной орбиты базирования буксира на окололунную орбиту, и -7 т будет составлять масса малого разгонного блока для доставки контейнера и комплекса с опорной околоземной орбиты (порядка 200 км) на около- земную орбиту базирования буксира (не менее 800 км). Таким образом, масса полезного груза ракеты-носителя также будет составлять -60 т. 5.2. Необходимость существенного повышения эффективности транспортных операций и оценка грузопотоков на первых этапах освоения Луны Необходимость существенного повышения эффективности транспортных операций и разработки принципиально новых мно- горазовых транспортных средств. Исследование и освоение Луны -421-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА потребует выполнения большого объема работ на ее поверхности. Эти работы будут носить многоплановый характер. С одной сторо- ны, это проведение научных исследований и экспериментов, с дру- гой — добыча полезных ископаемых и энергии, обработка (и сбор- ка) до состояния полуфабрикатов или готовых изделий и транспор- тировка полученного для последующего использования по повер- хности Луны, в космическое пространство и возможно на Землю. Для выполнения работ требуется соответствующее оборудование и аппаратура, которые должны быть доставлены на Луну с Земли, по крайней мере, на начальном этапе освоения, пока не будет налажено производство на Луне. Все телескопы, лаборатории, геологоразведоч- ное оборудование, заводы по переработке сырья, электростанции и многое другое необходимо доставить с Земли. Все это оборудование должно быть не только доставлено, но и необходимым образом разме- щено на поверхности. Для осуществления подобных транспортных и такелажных операций требуются, соответственно, лунные транспорт- ные средства, землеройная и строительно-монтажная техника. Общая сложность и огромный объем работ потребует постоянного присутствия на Луне человека, для чего необходимо доставить на Луну и там собрать обитаемую лунную базу, обеспечивающую комфортные условия проживания и функционирования экипажа в течение всего срока эксплуатации. Доставка экипажа на лунную базу и возвращение его на Землю должна осуществляться регулярно, в соответствии с гра- фиком смен (примерно раз в полгода). К этому необходимо добавить, что регулярно должен доставляться ЗИП для оборудования и аппарату- ры, включая системы лунной базы, а также снабжение экипажа. Масса лунной базы на начальном этапе в составе трех обитаемых мо- дулей, электростанции и одного лунохода будет составлять, по предвари- тельным оценкам, как минимум 60 т, масса лунной орбитальной станции порядка 30 т. Чтобы доставить этот груз с использованием существую- щих технологий необходимо вывести на околоземную орбиту полезный груз массой 700^-800 т, что соответствует запуску 7+8 PH сверхтяжелого класса. Учитывая также ограничения по возможностям космодромов по запускам подобных PH (примерно два в год) можно предположить, что развертывание лунной базы займет около четырех лет, не считая доставки людей. И это только для построения базы и создания условий жизнедеятельности экипажа численностью 3-И человека. Доставка научной аппаратуры и оборудования для исследования и освоения лунных ресурсов потребует гораздо большего грузопотока. -422-
5.2. Необходимость повышения эффективности транспортных операций Радиосвязная, навигационная и геодезическая поддержка потребует в свою очередь наличия соответствующих спутников на окололунной орбите. По предварительным оценкам выполнение программы исследова- ния и освоения Луны с использованием транспортной системы, разра- ботанной на существующих технологиях (только жидкостные реактив- ные двигатели на химических компонентах), приведет к необходимости выведения на низкую околоземную орбиту более тысячи тонн ежегодно (примерно 740 т на развертывание и 435 т для ежегодного снабжения). Таким образом, освоение Луны прежде всего будет зависеть от оп- тимального построения космической транспортной системы, включая состав системы, параметры элементов системы и схему функциониро- вания системы. Важнейшими принципами оптимального построения системы являются: - уменьшение номенклатуры входящих в нее элементов. Ряд спе- циалистов считает, что лучшим решением будет использование в про- грамме PH одного типоразмера, что позволит удешевить производство за счет крупной серии, повысить надежность вследствие роста про- фессионализма стартового расчета и ритмичности пусков; - использование всех элементов системы в других космических программах; - повышение эффективности каждого элемента системы; - использование элементов системы многоразового использования; - использование для осуществления некоторых транспортных опе- раций ресурсов, полученных на Луне; - использование вновь разработанных материалов и технологий в других отраслях народного хозяйства. Уменьшение номенклатуры элементов системы потребует привле- чения меньшего количества предприятий, позволит осуществить рав- номерную загрузку привлекаемых предприятий, меньшего состава средств (станций слежения, персонала ЦУПов и т. д.) для обеспечения их функционирования. Использование элементов системы в других космических про- граммах приводит к переносу части затрат на создание и эксплуата- цию транспортной системы на другие программы, и, следовательно, к повышению эффективности и общему снижению затрат на выполне- ние лунной программы. Повышение эффективности каждого элемента системы — это возможность непосредственно влиять на параметры всей програм- -423-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА мы. Так как речь идет о транспортной системе, то повышение эф- фективности заключается в доставке полезного груза необходимой массы с минимальными затратами, в частности массы топлива. По- скольку перемещение космических транспортных средств основано на реактивном способе движения, то характеристики транспортных средств определяются энергетическими возможностями двигателей и соотношением массы конструкции и массы полезной нагрузки. Повышение энергетических характеристик транспортной системы возможно двумя способами: во-первых, — увеличение массового совер- шенствования элемента транспортной системы,заключающееся в сниже- нии массы конструкции и бортовых служебных систем и, во-вторых, — увеличением удельного импульса двигательной установки. Массовое совершенство зависит от технологических возможностей, определяющиххарактеристикиконструкционныхматериаловислужеб- ных бортовых систем. Удельный импульс двигательной установки может быть изменен в более широких пределах в зависимости от применяемого топлива или типа двигательной установки. В настоящее время для выведения полезных грузов на околоземную орбиту используются PH с двигательной установкой на базе ЖРД. При- менение высокоэнергетических компонентов (кислород — водород) улучшает возможности таких PH вследствие повышения удельного им- пульса до 4600 м/с. Необходимо отметить и экологичность этих компо- нентов топлива. Однако применение водорода требует решения про- блем, касающихся его получения, хранения, транспортировки и исполь- зования в промышленных масштабах. Существуют, однако, и другие типы двигательных установок, способ- ные обеспечить достижение удельных импульсов в десятки тысяч метров в секунду. Это двигательные установки на базе электроракетных двигателей (ЭРД). Однако эти двигатели обладают малой тягой и, следовательно, могут быть использованы лишь в космосе. Вследствие малой тяги и довольно вы- сокой удельной массы разгон КА такими двигательными установками про- исходит медленно. Малая тяговооруженность (отношение тяги двигатель- ной установки к массе аппарата) приводит, при разгоне в поле тяготения планет, к большим гравитационным потерям. Таким образом, разгон от пер- вой космической скорости аппарата, находящегося на низкой околоземной орбите, до второй космической скорости, может длиться несколько месяцев. Наличие двигательной установки такого типа приводит к определен- ным ограничениям по использованию в программе исследования и -424-
5.2. Необходимость повышения эффективности транспортных операций освоения Луны, прежде всего нецелесообразности транспортировки людей такими аппаратами с околоземной орбиты на окололунную и обратно. Экипажи доставляются традиционными средствами. А вот доставка грузов по этому маршруту с использованием электроракет- ного буксира существенно повышает эффективность транспортной системы. Использование такой комбинированной транспортной системы требует выбора определенного ритма использования всех ее элемен- тов, накладывает соответствующие ограничения и не допускает сбоев в функционировании. По предварительным оценкам выполнение рассмотренной выше программы исследования и освоения Луны с использованием тран- спортной системы, включающей электроракетный буксир, снизит не- обходимость выведения на низкую околоземную орбиту до трехсот тонн ежегодно (примерно 420 т на развертывание и порядка 300 тонн для ежегодного снабжения). Многоразовое использование электроракетного буксира также по- вышает эффективность системы, так как требует постоянной доставки на околоземную орбиту только запасов рабочего тела. Многоразовое использование других элементов транспортной си- стемы также повысит ее эффективность. Наиболее полно принцип многоразовости может быть воплощен в лунном пилотируемом ко- рабле, взлетно-посадочном и посадочном комплексах, которые будут заправляться топливом, полученном из лунных ресурсов. В этом слу- чае отпадет необходимость не только доставлять эти элементы на око- лоземную и окололунную орбиты, но и топливо для них. Конечно, на Луне должны быть агрегаты для получения компонентов топлива. По предварительным оценкам выполнение программы исследо- вания и освоения Луны с использованием транспортной системы, включающей многоразовые элементы (многоразовый лунный пило- тируемый корабль, взлетно-посадочные и посадочные комплексы, и электроракетный буксир) и возможность дозаправки корабля и ком- плексов кислородом, полученным на Луне, приведет к существенному уменьшению массы полезного груза, выводимого с Земли. Для развертывания лунной базы в этом случае, включая агрегаты получения компонентов топлива и рабочего тела (лунного завода по производству компонентов топлива), потребуется доставить на око- лоземную орбиту примерно 600 т полезного груза, а для обслужива- ния до 90 т ежегодно. -425-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Таким образом, включение в транспортную космическую систему электроракетного буксира многоразового использования для доставки полезных грузов на окололунную орбиту, лунного пилотируемого ко- рабля, взлетно-посадочных и посадочного комплексов многоразового использования является не только оправданным, но и необходимым с точки зрения снижения затрат на выполнение программы исследования и освоения Луны. Применение дозаправки элементов транспортной кос- мической системы многоразового использования компонентами топли- ва, полученными на Луне из лунных ресурсов на последующих этапах также приведет к повышению эффективности транспортной системы. Кроме непосредственного повышения эффективности предпола- гается, что часть затрат на программу удастся компенсировать путем применения новых разработок, полученных при ее создании, в дру- гих отраслях народного хозяйства, не связанных с освоением косми- ческого пространства. Это касается как материалов с новыми свойст- вами, так и аппаратуры и элементной базы. Предполагаемые полезные грузы, выводимые с Земли, для реализации лунной программы. Основные характеристики предполагаемых полезных грузов для реализации лунной программы приведены в табл. 5.1. Исходные данные для расчета грузопотоков. Масса лунной базы (Л Б) первого этапа, описанной в главе 4, с экипажем из 3 человек, сменяемым каждые 6 месяцев, и состоящей из командно-жилого, складского, лабо- раторного модулей, ЯЭУ и луноходов, оценивается в ~60 т. Масса лунной орбитальной станции, которая на последующих этапах будет служить транспортным узлом и работать в посещаемом космонавтами режиме, исходя из опыта строительства и эксплуатации околоземных орбиталь- ных станций «МИР» и МКС, может быть оценена в ~30 т. Масса завода по производству компонентов ракетного топлива оценивается в ~30 т. По проработкам РКК «Энергия» для обеспечения жизнедеятель- ности экипажей орбитальных станций и лунной базы, поддержания работоспособности систем и агрегатов понадобится грузопоток до 3,5 т/год на человека. Рассмотрим различные варианты обеспечения грузопотока. Во-первых, обеспечение грузопотока при использовании суще- ствующих технологий, схем полета и одноразовых транспортных средств типа программ «Аполлон» и «Орион». Во-вторых, развертывание и эксплуатация инфраструктуры при новых схемах и технологиях, при использовании которых возможно несколько вариантов обеспечения грузопотока. -426-
5.2. Необходимость повышения эффективности транспортных операций Таблица 5.1. Предполагаемые полезные грузы для реализации лунной программы Наименование Масса 1 шт. ПГ на опорной орбите, т Габариты ПГ, м Лунный пилотируемый корабль (ЛПК) 16,5 04,4x6,1 Транспортный пилотируемый корабль нового поколения (ТПК НП) 12 04,4x6,1 Многоразовый лунный пилотируемый корабль 59 Подлежат определению Кислород-водородный 43,5 05,5x10 разгонный блок Малый разгонный блок Посадочный комплекс (ПК) ~7 03,55x1,55 с полезным грузом (луноходы, модули лунной базы и т.п.) 28 08x6 Взлетно-посадочный комплекс (ВПК) 28 08x6 Многоразовый пилотируемый ВПК Многоразовый грузовой ВПК / 28,5 08x6 Многоразовый посадочный комплекс (МПК) Сборочный комплект многоразового 28,5 08x6 межорбитального буксира с ЭРДУ и ЯЭУ: гермоотсеки, двигательные модули, элементы радиатора. Блок баков рабочего тела 25 06,5x22 многоразового межорбитального буксира 23 05,5x15 Универсальный модуль базовый лунной орбитальной станции 30 04,5x22 Первый вариант обеспечения грузопотока. Многоразовый меж- орбитальный буксир (ММБ) заправляется на орбите у Земли рабо- чим телом, доставленным с Земли. Взлетно-посадочные комплексы (грузовой и пилотируемый) — одноразовые, доставляются с Земли. Лунный пилотируемый корабль (ЛПК) — частично многоразовый, заправляется (дооснащается) на Земле (с аэродинамическим тормо- жением у Земли). Второй вариант обеспечения грузопотока. ММБ заправляется на орбите у Земли рабочим телом, доставленным с Земли. Многоразовые ВПК (грузовой и пилотируемый) заправляются у Луны топливом, до- ставленным с Земли. Многоразовый ЛПК заправляется (дооснащается) у Земли (с ракетным торможением у Земли). Третий вариант обеспечения грузопотока. Данный вариант отли- чается от предыдущего использованием многоразового ЛПК с аэро- -427-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА динамическим торможением. За счет применения аэродинамического торможения у Земли многоразового ЛПК после возвращения с Луны достигается уменьшение массы грузов, ежегодно доставляемых на око- лоземную орбиту, на 230 т. Четвертый вариант обеспечения грузопотока. ММБ заправляется у Земли рабочим телом, доставленным с Земли. Многоразовые ВПК (грузовой и пилотируемый) заправляются на Луне кислородом, полу- ченным на Луне, на окололунной орбите водородом, доставленным с Земли. Многоразовый ЛПК заправляется у Земли водородом, достав- ленным с Земли, у Луны — кислородом, доставленным с Луны, с аэро- динамическим торможением у Земли. По оценкам, для обеспечения доставки и развертывания базы, ор- битальной станции и завода по производству кислорода на Луне на околоземную орбиту понадобится доставить грузы массой -600 т, так как до создания на Луне завода по производству кислорода обеспечение грузопотока идет по первому варианту. А после развертывания завода для обеспечения работы базы, орбиталь- ной станции, смены экипажа 2 раза в год грузопоток резко падает и потре- буется доставлять на околоземную орбиту грузы массой до 90 т ежегодно. Для получения на Луне компонентов ракетного топлива потребует- ся создание и доставка на Луну добывающих комплексов, комплексов переработки сырья, получения и хранения топлива, а также энергоу- становок к ним. Сравнение вариантов обеспечения грузопотока приведено в табл. 5.2. Из сравнения видно, что наиболее предпочтительным с точки зре- ния уменьшения массы доставляемых на околоземную орбиту грузов является четвертый вариант обеспечения грузопотока. Ракеты-носители для обеспечения грузопотока Земля — орбита спутника Земли, С начала работ по осуществлению пилотируемых полетов к Луне вопрос о выборе типоразмера PH и совмещаемого с ней разгонного блока для доставки пилотируемого корабля с Земли на орбиту Луны был непростым и дискуссионным. Как уже отмеча- лось, в нашей стране ОКБ-1 С.П. Королева создавало ракету-носи- тель Н 1Л, в США программа «Аполлон» была реализована с помо- щью сверхтяжелой PH «Сатурн-5» грузоподъемностью более 100 т. Многие специалисты расходятся в мнениях о том, какие новые PH наиболее целесообразно создавать для лунной программы, конечно, с учетом выведения и других полезных грузов. Одно из таких пред- ложений, предлагаемое РКК «Энергия», рассмотрим более подробно. -428-
5.2. Необходимость повышения эффективности транспортных операций Таблица 5.2. Сравнение вариантов обеспечения грузопотока № п/п Вариант обеспечения грузопотока масса ПГ,т Количество пусков PH класса «Протон» «Ангара-7» «Энергия» РНсПГ 60 т. 1. Использование существующих технологий, схем полета и одноразовых транспортных средств типа программ «Аполлон» и «Орион» Доставка и развертывание ЛБ и ЛОС 740 34 19 8 13 Обеспечение эксплу- атации в течение одного года 435 20 11 5 8 2. Первый вариант обеспечения грузопотока при новых схемах и технологиях Доставка и развертывание ЛБ и ЛОС 420 20 11 5 7 Обеспечение эксплу- атации в течение одного года 300 14 8 3 5 3. Второй вариант обеспечения грузопотока при новых схемах и технологиях Доставка и развертывание ЛБ и ЛОС 390 19 10 4 7 Обеспечение эксплу- атации в течение одного года 510 25 13 6 9 4. Третий вариант обеспечения грузопотока при новых схемах и технологиях Доставка и развер- тывание ЛБ и ЛОС 390 19 10 4 7 Обеспечение эксплу- атации в течение одного года 280 13 7 3 5 5. Четвертый вариант обеспечения грузопотока при новых схемах и технологиях Доставка и развертывание ЛБ, завода и ЛОС 600 28 15 6 10 Обеспечение эксплу- атации в течение одного года 90 5 3 1 2 -429-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Проанализируем возможности и эффективность ряда ракет-носите- лей, включающего существующие и перспективные для выведения на опорную околоземную орбиту полезных грузов на первых этапах созда- ния и эксплуатации лунной инфраструктуры. Не вызывает сомнения, что практически любые полезные грузы мас- сой до 8 т, включая околоземные спутники связи, навигации, дистан- ционного зондирования Земли и др., исследовательские КА на орбиты спутника Луны или в точки либрации системы Земля—Луна, а также существующие транспортные пилотируемые корабли типа «Союз», целесообразно выводить на опорную околоземную орбиту с помощью существующих PH типа «Союз». Разгонные блоки типа ДМ, предназна- ченные для обеспечения облета Луны, также целесообразно выводить на опорную околоземную орбиту с помощью существующей и адапти- рованной под эти разгонные блоки ракеты-носителя «Протон-М». В то же время, для выведения на опорную околоземную орбиту мно- гих других полезных нагрузок, включая лунный пилотируемый корабль с разгонным блоком, взлетно-посадочный и посадочный комплексы, лунную орбитальную станцию, а также контейнеров с грузами для эки- пажей элементов лунной инфраструктуры и расходуемыми компонен- тами многоразовых элементов лунной инфраструктуры, контейнеров с рабочим телом многоразовых буксиров, элементов комплекса по произ- водству кислорода, металлов и кремния из лунных ресурсов и т.д. необ- ходимо создание новых ракет-носителей, так как масса многих из этих полезных грузов, как было показано выше, значительно превышает гру- зоподъемность существующих ракет-носителей. Не вызывает сомнения необходимость повышения грузоподъемно- сти ракет-носителей для реализации лунной программы даже первых этапов. Однако подход к выбору их размерности разный и в ряде случаев противоречивый. В рамках проектных исследований, проведенных в РКК «Энергия» в 2007-2008 гг., были рассмотрены возможности реализации пилоти- руемой программы РФ (включая программу исследования и освоения Луны) до 2040 г. с помощью трех вариантов семейства перспективных PH, запускаемых с нового космодрома «Восточный» и выводимых по- лезный груз (ПГ) на опорную орбиту высотой Нкр = 200 км и наклоне- нием i = 51,6: - первое семейство включает PH среднего класса повышенной грузо- подъемности с массой ПГ до 16,5 т и PH тяжелого класса с массой ПГ ~44 т; - второе семейство также включает PH среднего класса повышен- но-
5.2. Необходимость повышения эффективности транспортных операций грузоподъемности с массой ПГ 16,5 т; тяжелого класса с массой ПГ ~44 т, и PH сверхтяжелого класса с массой ПГ -100 т; - третий вариант включает, как и первые два, PH среднего класса повышенной грузоподъемности с массой ПГ до 14 т, и ракеты-носите- ли тяжелого класса с массой полезного груза 60-65 т. В первом семействе размерность ракеты-носителя среднего класса выбрана исходя из того, что 16,5 т — это начальная масса лунного пи- лотируемого корабля (см. табл. 5.1). Размерность PH тяжелого класса выбрана исходя из оцениваемой массы разгонного блока, предназна- ченного для выведения на окололунную орбиту лунного пилотируемо- го корабля. Отметим, что в первом варианте семейства лунный пило- тируемый корабль й разгонный блок выводятся на опорную околозем- ную орбиту по отдельности каждый своей ракетой-носителем, затем стыкуются на низкой околоземной орбите и далее разгонный блок пе- реводит корабль с орбиты Земли на орбиту Луны. Выполненный анализ показал, что реализация намечаемой про- граммы исследования и освоения Луны возможна при использова- нии первого варианта семейства ракет-носителей. Однако он обладает существенным недостатком — высокой частотой пусков PH, которая только по программе исследования и освоения Луны будет составлять 14-15 пусков в год. Если же учесть другие программы (развития око- лоземной инфраструктуры, исследования и освоения Марса, коммер- ческие запуски и т.д.), то эта цифра может вырасти в три и более раз. Очевидно, что такая интенсивная частота пусков находится далеко за предельными возможностями космодромов (даже с учетом создания нового космодрома «Восточный»), а также производственной и обслу- живающей инфраструктур. Для сокращения частоты пусков PH до приемлемой величины оче- видным решением может быть создание и использование ракет-носи- телей сверхтяжелого класса с массой полезного груза порядка 100 т, что позволит сократить частоту пусков примерно в два раза. При этом размерность ракет-носителей среднего и тяжелого класса выбирается исходя из тех же соображений, что в первом варианте. Однако этот вариант может усложнить развертывание лунной базы и станции по следующей причине. Масса элементов лунной ин- фраструктуры и полезных грузов, выводимых на опорную околозем- ную орбиту в обеспечении лунной программы не превышает, как уже говорилось, 50 т. Поэтому полезный груз ракет-носителей сверхтяже- лого класса будет компоноваться из двух и возможно более элемен- -431-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА тов. Однако, многие полезные нагрузки плохо компонуются между собой. Например, если одной ракетой-носителем выводить на орби- ту Земли разгонный блок и взлетно-посадочный комплекс, то раз- гонному блоку при выведении придется принять нагрузку не только от собственного веса, но и от веса взлетно-посадочного комплекса (или, наоборот, в зависимости от того какой элемент «сверху»), что приведет к необходимости увеличивать массу несущей конструк- ции. Кроме того, часть массы полезного груза надо будет отвести на переходные фермы, обеспечивающие передачу нагрузок от одного элемента полезного груза к другому. Так, например, масса разгон- ного блока оценивается в -43,5 т, взлетно-посадочного комплекса — в -28 т, поэтому для доведения выводимого полезного груза до 100 т необходимо добавить третий элемент, например, бак с рабочим телом для многоразового буксира. Расположить эти элементы в зоне полез- ного груза ракеты-носителя рядом вряд ли представится возможным, так как получится полезный груз большого диаметра (10 м и более, ведь только РБ имеет диаметр 5,5 м). Это повлечет за собой разработку не имеющих аналогов головных обтекателей, и большие аэродинами- ческие потери при выведении, и как следствие — снижение реальной массы полезного груза для лунной инфраструктуры с удорожанием программы. Если же поставить эти элементы один на другой, полу- читься гигантская (несколько десятков метров) малоустойчивая баш- ня, которая будет отрицательно влиять на устойчивость ракеты в вер- тикальном положении и создавать большие изгибающие моменты для конструкции ракеты-носителя. Кроме того, возникнет необходимость в перетяжелении конструкции «нижнего» элемента. Все вышеперечи- сленные особенности могут привести к необходимости решения боль- шого количества новых технических задач и к увеличению стоимости выведения единицы массы полезного груза. Еще одним недостатком второго варианта семейства со сверхтя- желой PH является высокая стоимость создания ракет такого клас- са, которая может составить до 150 млрд рублей (в ценах 2007 г.). Для сравнения: стоимость создания PH тяжелого класса (полезный груз на опорной орбите 44 т) составляет 50 млрд рублей в сопоста- вимых ценах. В третьем варианте семейства перспективных носителей размер- ность PH среднего класса выбирается с учетом более отдаленной перспективы, в том числе исходя из того, что будет создан много- разовый пилотируемый лунный корабль, описанный выше (см. раз- -432-
5.2. Необходимость повышения эффективности транспортных операций дел 5.2) и транспортный пилотируемый корабль нового поколения массой ~12 т (с его помощью экипаж будет доставляться на много- разовый лунный пилотируемый корабль). Кроме того, предполага- ется, что масса полезного груза, доставляемого на Луну с помощью многоразового посадочного комплекса, составляет не более 12 т. Этот груз, массой 12 т необходимо доставить с опорной орбиты на орбиту базирования многоразового электроракетного буксира. Для этого необходим разгонный блок массой около двух тонн. Таким образом, необходима PH среднего класса, грузоподъемностью до 14 т. В первых двух вариантах семейств ракет-носителей вышеупо- мянутую задачу (доставку грузов на орбиту буксира) выполняла бы PH грузоподъемностью 16,5 т. Размерность PH тяжелого класса выбирается исходя из того, что предполагается совместное выведение разгонного блока и лунного пилотируемого корабля одним пуском. Достоинством данного варианта семейства PH является как сравнительно не- большая частота пусков по программе исследования и освоения Луны (6-7 пусков в год), так и удобство компоновки полезных гру- зов. Так, например, при массе рассматриваемого разгонного блока 43,5 т, лунного пилотируемого корабля 16,5 т, лунный экспедици- онный комплекс хорошо «вписывается» в грузоподъемность такой PH и отпадает необходимость в операциях стыковки на околозем- ной орбите. Также хорошо вписывается в грузоподъемность PH связка «взлетно-посадочный комплекс + бак с рабочим телом для электроракетного буксира». Масса взлетно-посадочного (посадоч- ного) комплекса составляет 28 т, масса бака с рабочим телом на полный цикл полета буксира околоземная орбита — окололунная орбита — околоземная орбита составляет около 25 т, и плюс к это- му добавляется малый разгонный блок (~7 т) для перевода связки с опорной орбиты на орбиту буксира и стыковки с ним. Фактиче- ски PH тяжелого класса грузоподъемностью 60-65 т перекрывает весь спектр полезных нагрузок, выводимых на низкую околозем- ную орбиту, в обеспечении лунной программы. Таким образом, третий вариант семейства ракет-носителей с максимальной грузоподъемностью в 60-65 т обладает рядом пре- имуществ и, по мнению ряда разработчиков программы из РКК «Энергия», представляется наиболее целесообразным. В табл. 5.3 приведены требования к возможностям средств вы- ведения на околоземную опорную орбиту. -433-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Таблица 5.3. Требования к возможностям средств выведения на околоземную опорную орбиту Максимальная масса полезного груза на опорной околоземной орбите (1-1=200 км, наклонение 51,8°), т Максимальные габариты выводимого полезного груза, м 7 — 8 02,7x7 До 22 т 04,1x18 12—14 04,4x6,1 4,1x37x9,2 60 — 65 06,5x22; 04,5x45 18x13x8 5.3. Состав и характеристики элементов лунной транспортной космической системы Лунный пилотируемый корабль специалисты РКК «Энергия» счи- тают целесообразным создавать на базе разрабатываемого с 2009 г. транспортного пилотируемого корабля нового поколения [5.1]. Уни- фикация кораблей может позволить снизить затраты на разработку и испытания лунного корабля, так как этот корабль по сути-будет моди- фикацией транспортного пилотируемого корабля нового поколения. Проектные характеристики разрабатываемого транспортного пи- лотируемого корабля нового поколения и на его базе лунного пилоти- руемого корабля приведены в табл. 5.4, компоновочная схема лунного пилотируемого корабля — на рис. 5.2, а внешний вид лунного корабля в компоновке с предлагаемым новым кислород-водородным разгонным блоком — на рис. 5.3. Разгонный блок для выведения пилотируемого корабля на орбиту Луны. Для выведения пилотируемого корабля на окололунную орбиту необходим разгонный блок,обеспечивающий запасхарактеристической скорости Vx не менее 4700 м/с, так как такой запас Vx позволит реали- зовать окололунную орбиту с любыми параметрами, в течение пяти су- ток с момента старта с Земли (напомним, что время автономного полета лунного корабля ограничено 14 сутками (см. табл. 5.4). Выполненный в 2007 г. в РКК «Энергия» баллистический анализ работы вариантов возможных перспективных криогенных разгонных блоков показал, что наиболее целесообразным представляется вариант полутороступенчатого разгонного блока (со сбрасываемым блоком ба- -434-
5.3. Состав и характеристики элементов лунной транспортной системы Таблица 5.4. Основные характеристики транспортного пилотируемого корабля нового поколения и лунного пилотируемого корабля на его основе Параметр Транспортный пилотируемый корабль Лунный пилотируемый корабль Масса корабля на старте, кг, в том числе: конструкция бортовые системы бортовая кабельная сеть заправка топлива экипаж полезный груз резерв 12000 2550 5830 600 1550 480 (6 чел) 500 450 16500 2900 6510 600 5900 240 (3 чел) 100 450 Топливо АТ, НДМГ АТ, НДМГ Перегрузка при спуске, ед.: штатная при посадке в случае аварии ракеты-носителя 3 3 ДО 12 3 3 ДО 12 Максимальный маневр, км: боковой продольный до 180 до 600 до 180 до 600 Точность посадки, км R <2 R < 2 Коэффициент многоразового использования 0,7 0,7 Длительность автономного полета, сут. до 5,5 до 14 Длительность полета в составе орбитальной станции, сут. 200 200 ков) на компонентах топлива кислород-водород, причем основной блок баков имеет массу ~23 т. Следует отметить, что такой разгонный блок также может быть использован для выведения КА на геостационарную орбиту ракетой-носителем класса «Протон-М» и «Ангара-А5». Увеличе- ние стартовой массы разгонного блока до 43,5 т может быть выполнено добавлением сбрасываемого дополнительного блока баков торовой фор- мы. Этим обеспечивается минимальная относительная конечная масса, кроме того, дополнительный блок баков покрывает большую площадь поверхности основного отсека, создавая тем самым улучшенные условия для хранения криогенных компонентов топлива основного отсека. Ос- новные характеристики рассматриваемого разгонного блока следующие: -435-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА стартовая масса, т -43,50 компоненты топлива Кислород-водород тяга двигателя, тс 10 суммарная характеристическая скорость (м/с) при массе полезного груза: 16,5 т до 4700 7,5 т до 7000 Внешний вид перспективного криогенного разгонного блока совмес- тно с лунным пилотируемым кораблем в полетной компоновке приведен выше (см. рис. 5.3). Выведение лунного экспедиционного комплекса в со- ставе пилотируемого корабля и разгонного блока на опорную околозем- ную орбиту должно производиться с помощью сверхтяжелой ракеты-но- сителя с массой полезного груза на низкой околоземной орбите не менее 60 т. Отметим, что при выведении лунного экспедиционного комплекса на околоземную орбиту солнечные батареи находятся в сложенном состоя- нии, их раскрытие происходит перед стартом к Луне. Посадочные Датчики двигатели Стыковочный Пульт агрегат космонавта Двигатели * 6100 Возврщаемый аппарат Двигательный отсек Служебная Посадочный аппаратура люк Корпус Датчики Баки двигательной установки Эо Донный экран В ВА ЛПК вместо трех размещаются дополнительные запасы СОЖ Контейнер полезного груза Служебная Кресла космонавтов аппаратура Посадочное устройство Посадочные двигатели Зона сангигиены 0 4400 3" Рис. 5.2. Компоновочная схема лунного пилотируемого корабля, создаваемого на базе транспортного пилотируемого корабля нового поколения разработки РКК «Энергия» -436-
5.3. Состав и характеристики элементов лунной транспортной системы Базовый РБ Рис. 5.3. Внешний вид лунного экспедиционного комплекса в составе пилотируемого корабля и разгонного блока. ДСББ — дополнительный сбрасываемый блок баков; ЛПК — лунный пилотируемый корабль; РБ — разгонный блок Взлетно-посадочный и посадочный комплексы [5.1]. Взлетно-по- садочный комплекс необходим для высадки экипажа на поверхность Луны. ВПК состоит из взлетного и посадочного модулей, а также жилого и шлюзового отсеков. Посадочный комплекс состоит из посадочного мо- дуля с элементами крепления и системой стыковки. Посадочный модуль для взлетно-посадочного и посадочного комплексов унифицирован. При массе взлетного модуля с жилым и шлюзовым отсеками (т.е. мас- сы полезного груза) в 10 т, масса одноразового взлетно-посадочного и посадочного (с полезным грузом) комплекса с двигательной установ- кой на высококипящих топливных компонентах составит порядка 28 т. Внешний вид взлетно-посадочного комплекса показан на рис. 5.4, а его основные характеристики следующие: масса перед сходом с окололунной орбиты, т ДО 28 масса взлетного модуля, т ДО 7 экипаж, человек 3 компоненты топлива АТ+НДМГ -437-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Взлетный модуль Рис. 5.4. Внешний вид взлетно-посадочного комплекса первого этапа Взлетно-посадочный комплекс должен содержать три изолированных обитаемых отсека: взлетную кабину, жилой отсек и шлюзовой отсек. Учитывая, что время пребывания экипажа в комплексе предполагается ограничить 90 человеко-сутками, комплекс средств жизнеобеспечения должен состоять из систем на запасах, размещенных в жилом отсеке. В шлюзовом отсеке могут быть размещаться два выходных скафандра, полный комплект агрегатов средств обеспечения выхода и насосный аг- регат откачки, обеспечивающий откачку шлюза до остаточного давления ~15 мм рт.ст. Откачка газа из шлюзового отсека осуществляется в жилой отсек с соответствующим повышением в нем давления. Многоразовый межорбитальный буксир с ЭРДУ предназначен для до- ставки лунных взлетно-посадочных и посадочных комплексов, контейнеров с полезной нагрузкой, топливом, научного оборудования и многих других грузов, необходимых для освоения Луны или произведенных на Луне с низ- кой околоземной орбиты на низкую окололунную орбиту и обратно [5.1,5.5]. Такой буксир может быть использован для доставки полезных гру- зов в точки либрации и на высокие околоземные и окололунные орби- ты и обратно. Принципиально возможно его использование для снаб- жения электроэнергией бортовых систем энергоемких КА, в том числе лунной орбитальной станции. Вариант многоразового межорбиталъного буксира с ядерной энергоуста- новкой в РКК «Энергия» рассматривается в качестве основного (см. раз- дел 5.4). Возможный вид буксира с ЯЭУ приведен на рис. 5.5, а основные характеристики одного из вариантов такого буксира следующие: -438-
5.3. Состав и характеристики элементов лунной транспортной системы масса без запасов рабочего тела и без ПГ, т 25 масса рабочего тела, т 20 мощность энергоустановки, МВт 4,25 масса системы хранения и подачи (СХП), т 2,85 количество ЭРД, шт.; из них: 150 рабочие, шт. 120 резерв, шт. 30 мощность, потребляемая одним ЭРД, кВт 50 тяга одного ЭРД, Н 1 суммарная тяга блоков ЭРДУ (тяга ДУ), Н до 120 удельный импульс ЭРД, с 4547,5 время перелета с орбиты Земли на орбиту Луны и обратно, суток 180 масса полезного груза, т 30 Блоки электоракетной Радиационная защита Рис. 5.5. Возможный вид многоразового межорбитального буксира с ядерной энергоустановкой Многоразовый межорбитальный буксир с ЭРДУ является одним из элементов транспортной системы, существенно повышающим эффек- тивность транспортных операций и использующийся на всех этапах освоения Луны и этапах развития транспортной космической системы. Ниже, в разделах 5.4-5.6, проанализированы аспекты создания и эф- фективность применения многоразовых электроракетных буксиров. Малый разгонный блок на основе жидкостного ракетного двигате- ля. Как уже отмечалось, начиная с первых этапов освоения Луны, тран- -439-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА спортировку грузов между орбитами Земли и Луны планируется про- изводить с помощью нового транспортного средства — многоразового межорбитального электроракетного буксира. При этой схеме энергети- чески выгодно выводить полезный груз на опорную круговую орбиту высотой около 200 км, а затем с помощью электроракетного буксира до- ставлять его на окололунную орбиту. Однако буксир с ядерной электро- ракетной двигательной установкой из соображений обеспечения ядер- ной безопасности рекомендуется эксплуатировать на орбитах, выше так называемой радиационно-безопасной, высотой не менее 800 км. Поэто- му возникает необходимость использования так называемого малого разгонного блока, который будет доставлять полезный груз с опорной орбиты высотой порядка 200 км на рабочую орбиту буксира. Для доставки груза с круговой околоземной орбиты высотой 200 км на круговую околоземную орбиту 800 км одного наклонения затраты характеристической скорости составят -330 м/с. Чтобы доставить груз массой -60 т на это потребуется затратить -5,9 т топлива. Для этих целей может быть использована модификация существую- щего разгонного блока «Фрегат» с установкой малых дополнительных емкостей [5.6] (рис. 5.6). Основные характеристики такого разгонного блока следующие: конечная масса, кг габаритные размеры, мм: - высота - диаметр(описанный) компоненты топлива рабочий запас топлива, кг тяга маршевого двигателя, кН удельный импульс двигателя, м/с максимальное число включений двигателя 960 1550 3350 АТ+НДМГ 5900 ~20 3262 20 Малый разгонный блок используется на всех этапах развития тран- спортной системы. Многоразовый лунный пилотируемый корабль в разных модифика- циях должен иметь: - экипаж от 2 до 6 человек; - автономность полета до 15 суток; - возможность осуществлять вход в атмосферу Земли со второй -440-
5.3. Состав и характеристики элементов лунной транспортной системы 6 4 2 Рис. 5.6. Внешний вид РБ «Фрегат» с малыми дополнительными емкостями: 1 - основные топливные баки; 2 - приборные контейнеры; 3 -топливные баки системы ориентации и стабилизации; 4 - баллоны с гелием; 5 - дополнительные баки с топливом; 6 - антенны ТМС космической скоростью, для выполнения маневра торможения с после- дующим выходом на орбиту и стыковкой с орбитальной станцией; - возможность доставки с околоземной на окололунную орби- ту и обратно экипажа и грузов; - возможность автономного полета и стыковок на окололунных орбитах; - возможность выполнять полет в беспилотном автоматическом режиме; - возможность стыковки с орбитальными станциями, кораблями, разгонными блоками и другими космическими аппаратами в пилотиру- емом и автоматическом режимах; - возможность дозаправки (в том числе и криогенным топливом) и дооснащения расходуемыми компонентами; - предполагаемый ресурс — не менее 30 полных циклов полета по мар- шруту околоземная орбита — окололунная орбита — околоземная орбита. Были выполнены проработки двух возможных вариантов многоразо- вого пилотируемого корабля, внешний вид которых приведен на рис. 5.7. -441-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Многоразовый аэродинамический экран б) батареи Рис. 5.7. Внешний вид двух вариантов многоразового лунного пилотируемого корабля: а - многоразовый аэродинамический экран в форме конуса; б - многоразовый аэродинамический экран в форме «несущий корпус» Основные характеристики многоразового пилотируемого корабля следующие: масса полностью заправленного корабля, т сухая масса корабля, т; в том числе: - гермокабина, - агрегаты и системы (корректирующая двигательная установка, топливные баки, элементы системы электроснабжения и т.д.) многоразовый аэродинамический экран, количество членов экипажа, человек объем гермокабины, м3 59 17 7 6 4 2-6 20 -442-
5.3. Состав и характеристики элементов лунной транспортной системы длительность автономного полета, сутки 14 срок эксплуатации, лет 15 тяга маршевого двигателя, кН ~20 удельный импульс двигателя, м/с 4600 Многоразовые взлетно-посадочные (пилотируемый и грузовой) и грузовой посадочный комплексы. Пилотируемый взлетно-посадочный комплекс состоит из кабины экипажа и взлетно-посадочного модуля, который, в свою очередь, состоит из ракетного блока и посадочного устройства. Масса такого многоразового пилотируемого ВПК на низ- кокипящих компонентах топлива (имеется ввиду кислород-водород) может быть оценена исходя из следующих соображений. Оценки, вы- полненные в РКК «Энергия» при проведении НИР «Программа иссле- дования и освоения Луны», показывают, что пилотируемая кабина, в которой космонавты будут находиться при посадке и взлете взлетно- посадочного комплекса, рассчитанная на экипаж из трех человек, будет иметь массу ~4 т. Было принято, что суммарная масса кабины экипажа и посадочного устройства ~7 т, конструктивное совершенство ракет- ного блока равно совершенству ракетного блока третьей ступени PH «Сатурн-5», равному восьми. Используя формулу Циолковского и приняв гравитационные потери равными 15%, с учетом некоторого резерва, масса многоразового пилотируемого ВПК может быть оценена в 28,5 т. Внешний вид многоразового пилотируемого ВПК приведен на рис. 5.8, а его основные характеристики следующие: масса перед сходом с орбиты Луны, т до 28,5 экипаж, человек 3 горючее водород окислитель кислород количество циклов взлета-посадки до 10 В качестве взлетно-посадочного модуля многоразовых грузовых взлетно-посадочного и посадочного комплексов с небольшими до- работками может оказаться целесообразным использовать взлетно- посадочный модуль пилотируемого комплекса. По сути все эти ком- плексы будут модификациями одного изделия, основным различием которых будет полезная нагрузка. Для пилотируемого полезным гру- -443-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Рис. 5.8. Внешний вид многоразового пилотируемого взлетно-посадочного комплекса зом будет кабина экипажа, для грузового взлетно-посадочного — ем- кость с компонентами топлива, для посадочного — груз, доставляе- мый с Земли. Учитывая, что грузовые комплексы предназначены для доставки груза только в одну сторону, т.е. либо по маршруту орбита — по- верхность Луны (для многоразового посадочного комплекса), либо поверхность — орбита Луны (для многоразового грузового взлетно- посадочного комплекса), масса полезного груза комплекса по маршру- ту орбита — поверхность Луны оценивается в 10-12 т, а по маршруту поверхность — орбита Луны-----20 т. Внешний вид многоразового посадочного комплекса приведен на рис. 5.9, а его основные характеристики следующие: масса перед сходом с ОСЛ (МПК), т 28,5 масса ПГ, доставляемого на Луну (МПК), т 10-12 масса ПГ, доставляемого на ОСЛ (МВПК-Г), т до 20 горючее водород окислитель кислород количество циклов взлета-посадки ДО 10 Лунная орбитальная станция выполняет функции перевалоч- ного пункта и заправочной станции для лунных многоразовых -444-
5.3. Состав и характеристики элементов лунной транспортной системы Унифицированный взлетно-посадочный модуль Трап для транспортного лунохода Рис. 5.9. Внешний вид многоразового посадочного комплекса взлетно-посадочных и посадочного комплексов и многоразового пилотируемого корабля. Горючее для заправки этих элементов тран- спортной космической системы может доставляться как с Земли с помощью электроракетного буксира, так и с Луны с помощью много- разового грузового ВПК. Кислород для заправки пилотируемого ко- рабля доставляется с Луны с помощью многоразового грузового ВПК. Лунная орбитальная станция предназначена для: - хранения топлива для дозаправки элементов лунной транспор- тной космической системы; - обеспечения жизнедеятельности экипажей из расчета на 90 чело- веко-суток; - хранения полезных грузов и запасов системы жизнеобеспечения; - размещения многоразовых пилотируемого комплекса и буксира; - дистанционного зондирования лунной поверхности; - проведения программы научных исследований; - технического обслуживания элементов лунной транспортной кос- мической системы. Лунную орбитальную станцию целесообразно строить с использо- ванием опыта создания орбитальных станций «Мир» и МКС. Возможны два варианта конструкционного исполнения станции: на базе проектируемого в РКК «Энергия» марсианского орбитального ко- рабля [5.7] и на базе служебного модуля МКС (рис. 5.10). Основные характеристики вариантов лунной орбитальной станции следующие: -445-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА масса, т 30 экипаж, человек посещаемый режим объем гермоотсеков, м3 100 количество модулей 1-3 ресурс, лет 15 (радиационная защита экипажа) Рис. 5.10. Внешний вид лунной орбитальной станции: а - на базе проекта марсианского орбитального корабля; б - на базе служебного модуля МКС 5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Ракетно-космические комплексы нового поколения, предназначен- ные для межорбитальной транспортировки полезных грузов большой массы, требуют новых типов двигательных установок. Особенно остро вопрос о необходимости создания и широкого внедрения новых типов высокоэффективныхдвигательныхустановоквозникаетприрассмотре- нии перспективных программ освоения Космоса, к которым относится освоение Луны, требующее больших годовых грузопотоков, в том числе доставки тяжелых неделимых грузов, причем с пониженной удельной стоимостью транспортировки единицы массы. Такими двигательными установками, удовлетворяющими этим требованиям, являются, прежде -446-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры всего, электроракетные двигательные установки (ЭРДУ), обладающие высоким удельным импульсом I , на порядок превышающим 1уд тради- ционных двигательных установок на основе ЖРД. В составе ЭРДУ в принципе могут быть использованы различные типы электрореактивных двигателей (ЭРД) и различные рабочие тела. Каждый из них обладает определенными преимуществами и недостат- ками. Поэтому для каждой из космических задач, условий и сроков их эк- сплуатации, возможности создания и отработки и т.п., тип ЭРД и его па- раметры должны быть обоснованы и выбраны близкими к оптимальным. Для электропитания ЭРДУ в составе межорбитального буксира не- обходима бортовая энергоустановка. Для этой цели рассматриваются два типа энергоустановок: солнечные различных типов и ядерные с различными схемами преобразования тепловой энергии деления ядер в электрическую. Применительно к созданию многоразовых межорби- тальных буксиров (ММБ) рядом преимуществ обладают ядерные энер- гетические установки (ЯЭУ) [5.8,5.9]. ЭРДУ с питанием от ЯЭУ называ- ют ядерными электроракетными двигательными установками (ЯЭРДУ). Главным преимуществом ММБ на основе ЯЭРДУ является его высо- кая массовая эффективность, обеспечиваемая большим удельным им- пульсом ЭРДУ, на порядок превышающим удельный импульс современ- ных ЖРД. Однако ЭРДУ обладают малой тягой и, следовательно, могут быть использованы лишь в космосе. Вследствие малой тяги и довольно высокой удельной массы разгон полезного груза такими двигательными установками происходит медленно. Кроме того, малая тяговооружен- ность (отношение тяги двигательной установки к массе космического аппарата) приводит, при разгоне в поле тяготения планет, к большим гравитационным потерям. В результате разгон от первой космической скорости аппарата, находящегося на низкой околоземной орбите, до вто- рой космической скорости, может длиться несколько месяцев. Наличие ЯЭРДУ приводит к определенным ограничениям по ис- пользованию в программе исследования и освоения Луны, прежде все- го нецелесообразности транспортировки людей пилотируемыми аппа- ратами с околоземной орбиты на окололунную и обратно. Экипажи должны доставляться традиционными средствами на основе ЖРД за минимально возможное время. В то же время использование электроракетной доставки грузов по этому маршруту существенно повышает эффективность всей транспор- тной системы из-за увеличения массы полезного груза. Использование такой комбинированной транспортной системы требует выбора опре- -447-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА деленного ритма использования всех ее элементов, накладывает соот- ветствующие ограничения и не допускает сбоев в функционировании. Необходимо отметить многоразовое использование электроракет- ного буксира. Это существенно повышает эффективность всей тран- спортной системы для перевозки грузов, так как требует постоянной доставки на стартовую орбиту кроме очередного полезного груза только запасов рабочего тела. ЯЭУ как источник электроэнергии для питания ЭРДУ. Работы в об- ласти атомной энергетики для применения в космическом пространст- ве были начаты почти одновременно в СССР и США в конце 1950-х — начале 1960-х г. еще на начальном этапе исследования и освоения кос- мического пространства. В СССР разработка космических ЯЭУ была обусловлена необходимостью обеспечить КА систем разведки с ради- олокационными станциями на борту достаточно мощным (несколько киловатт) источником электроэнергии [5.10,5.11,5.12]. Энергоемкость и компактность реакторных источников энергии выгодно отличали их от распространенных тогда солнечных батарей. Такие преимущества, как лучшие массогабаритные характеристики, отсутствие зависимости ге- нерируемой мощности от положения КА относительно Солнца и прин- ципиальная возможность работы на форсированных режимах сыграли определяющую роль при выборе ЯЭУ в качестве источника электро- энергии разрабатываемых радиолокационных КА морской разведки. На начальной стадии разработки космических ЯЭУ рассматрива- лись различные схемы преобразования тепловой энергии ядерного реактора в электрическую: динамические (паро- и газотурбинные) и безмашинные (термоэлектрические и термоэмиссионные). К разраба- тываемым ЯЭУ предъявлялись жесткие требования по массе и габа- ритам, надежности, ядерной и радиационной безопасности и т.п. В ре- зультате предпочтение было отдано ЯЭУ с термоэлектрическим и тер- моэмиссионным преобразованием тепловой энергии в электрическую, работы по которым с начала 1960-х г. велись практически параллельно. Первой была создана космическая ЯЭУ «Бук» с термоэлектрическим генератором электрической мощностью 3 кВт. В соответствии с Поста- новлением Правительства полномасштабные работы по такой ЯЭУ для конкретного КА были начаты в 1962 г. ЯЭУ «Бук» была создана НПО «Красная Звезда», в которое вошли ряд предприятий атомной и авиационной промышленности. ЯЭУ «Бук» пред- ставляла собой двухконтурную установку с реактором на быстрых нейтро- нах. В качестве теплоносителя первого и второго контуров использовалась -448-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры эвтектика натрий-калий, в качестве конструкционного материала — не- ржавеющая стать. Термоэлектрический генератор был двухкаскадным на основе средне- и высокотемпературных (кремний-германий) термоэлек- трических материалов. Холодильник-излучатель — трубчато-ребристого типа, перекачка жидкометаллического теплоносителя обеих контуров осу- ществлялась кондукционными электромагнитными насосами. КА «УС-А» с ЯЭУ «Бук» с 1970 г. запускались с площадки 95 кос- модрома Байконур PH «Циклон» на орбиты, близкие к круговым, с наклонением 65° и высотой 250-370 км [5.10, 5.12]. По завершению активного функционирования радиационно-опасные части ЯЭУ вы- водились на орбиту «высвечивания» высотой более 800 км. С 1975 г. ЯЭУ «Бук» была принята в эксплуатацию (на вооружение). Всего с 1970 по 1988 г. за период испытаний и эксплуатации было запущено 32 КА с ЯЭУ «Бук» (рис. 5.11). Рис. 5.11. Космический аппарат УС-А с ЯЭУ «Бук» Запуски низкоорбитальных КА серии «УС» системы радиолокацион- ной морской космической разведки и целеуказания с ЯЭУ «Бук» решили чрезвычайно важную в то время стратегическую задачу — обеспечили контроль за авианесущими соединениями США и НАТО в акватории мирового океана [5.12, 5.13]. Одновременно в качестве дублирующей ЯЭУ «Бук» выполнялась разработка термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз», но с более высоким уров- нем мощности (5-6 кВт). Термоэмиссионный преобразователь (ТЭП) является аналогом радиолампы — вакуумного диода, работающего од- нако не в режиме усиления мощности, а в режиме ее генерации. Прин- цип действия ТЭП и возможные схемы его конструкционной реали- зации представляют исключительно благоприятные возможности для энергетического сопряжения с реактором, в том числе с расположением -449-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА преобразователя непосредственно в активной зоне реактора. Совокуп- ность ядерного реактора и встроенного в активную зону ТЭП называют термоэмиссионным реактором-преобразователем (ТРП). Объединение в одном агрегате — ТРП — источника тепла и его преобразования в электроэнергию позволяет с минимальными потерями температурного потенциала реализовать высокую температуру термодинамического ци- кла преобразования энергии. В тоже время зона высокой температуры ограничена элементарной ячейкой ТРП — механически не нагруженным электрогенерирующим элементом, оболочка которого изготовлена из вольфрама, а все нагруженные элементы работают при нижней темпе- ратуре термодинамического цикла. Это существенно облегчает создание всех компонентов ЯЭУ, а свойственная циклу термоэмиссионного прео- бразования достаточно высокая нижняя температура цикла в условиях космического пространства, где интенсивность отвода тепла пропорци- ональна температуре в четвертой степени, позволяет свести к минимуму габаритные размеры системы охлаждения и создать компактную ЯЭУ, габариты которой примерно на порядок меньше размеров ЯЭУ с любыми типами преобразователей, расположенных вне активной зоны реактора. Первые наземные ядерно-энергетические испытания ЯЭУ «Топаз» были проведены в 1970 г. на созданной в ФЭИ испытательной базе. Однако успешная эксплуатация ЯЭУ «Бук» в составе КА «УС-А» по- казала нецелесообразность использования ЯЭУ «Топаз» в КА этого типа. Хотя это и задержало вывод в космос КА с ЯЭУ «Топаз», однако испытания ЯЭУ «Топаз» в космосе все же были проведены в составе экспериментального КА «Плазма-А» в 1987-1988 г., оснащенных элек- троракетными двигателями. Отметим, что впервые электроракетные двигатели получали электропитание от ЯЭУ. Первый КА «Плазма-А» с ЯЭУ отработал полгода, а второй — почти год, оба до израсходования рабочего тела (цезия) ТРП ЯЭУ. Общий вид КА «Плазма-А» с термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз» приве- ден на рис. 5.12. К настоящему времени в ФГУП «Красная Звезда» ГК «Росатом» раз- работаны проекты космических ЯЭУ по технологии «Топаз» электри- ческой мощностью 25-100 кВт. В начале 60-х годов в РКК «Энергия» одновременно с проведением первых научно-исследовательских и проектных работ по межпланет- ным пилотируемым экспедиционным кораблям [5.12, 5.13] при поддер- жке С.П. Королева была исследована возможность использования ядер- ной энергии для питания электроракетных космических транспортных -450-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Рис. 5.12. Космический аппарат «Плазма-А» с термоэмиссионной ЯЭУ «Топаз» средств. В результате сравнительного проектного анализа предпочтение было отдано космической ЯЭУ по литий-ниобиевой технологии с ТРП на быстрых нейтронах в связи с простыми тепловой и электрической схема- ми; отсутствием движущихся частей; относительно простым запуском и остановом и возможностью многократного запуска ЯЭУ без затрат элек- троэнергии; более высокой, по сравнению с другими установками, темпе- ратурой отвода тепла, не преобразованного в термодинамическом цикле, и, соответственно, более компактным холодильником-излучателем. Не- достатком такой ЯЭУ является необходимость иметь систему повышения напряжения до значения, требуемого для питания ЭРДУ. В 60-е годы применительно к рассматриваемым тогда сценариям пи- лотируемой экспедиции на Марс по этой технологии были разработаны концептуальные проекты ЯЭУ по такой технологии мощностью от еди- ниц до 15 мегаватт. С середины 70-х до начала 90-х годов прошлого столетия по Госза- казу Роскосмоса в РКК «Энергия» в широкой кооперации организаций интенсивно велись работы по космической ЯЭУ по литий-ниобиевой технологии электрической мощностью 500-600 кВт и межорбитально- му электроракетному буксиру «Геркулес» на ее основе применительно к решению задачи по транспортировке на ГСО тяжелых полезных гру- зов и обеспечения их маневрирования в космическом пространстве [5.12,5.13]. Компоновочная схема ЯЭУ для МБ «Геркулес» приведена на рис. 5.13, а на рис. 5.5 приведен ММБ с эмиссионной ЯЭУ мощностью 4-6 МВт. Основные характеристики наиболее компактной 19-модуль- ной ЯЭУ с жестким холодильником-излучателем следующие: -451-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА генерируемая в ТРП электрическая мощность, кВт полезная мощность у потребителя (на клеммах ЭРДУ), кВт длина, м максимальный диаметр, м удельная масса, кг/кВт-эл 670 550-600 14,6 3,8 13 12 Рис. 5.13. Компоновочная схема ЯЭУ для межорбитального буксира «Геркулес»: 1 - блок генераторов пара цезия и системы удаления газообразных продуктов деления модулей; 2 - термоэмиссионный реактор-преобразователь модульной схемы; 3 - многослойная радиационная защита; 4 - сильноточная шина; 5-многоканальный МГД-насос с общей магнитной системой всех модулей; 6 - трубопровод литиевой системы охлаждения на входе в модуль ТРП; 7 - опорная ферма; 8 - трубопровод литиевой системы охлаждения на выходе из модуля ТРП; 9 - теплообменник литий-натрий зоны испарения тепловой трубы; 10-силовой преобразовательный блок (высоковольтные кабели не показаны); 11 - опорное кольцо (раздвижная ферма полезной нагрузки не показана); 12 - зона конденсации тепловых труб холодильника-излучателя Одновременно выполнялись проектные работы по такой ЯЭУ мень- шей и большей мощности. Рассматриваемые ЯЭУ являются низковольтными (100-120В) источ- никами электроэнергии, поэтому в состав ЯЭРДУ должна входить си- стема преобразования постоянного тока в переменный и трансформа- тор для последующего повышения напряжения. Газо- и паротурбинные схемы ЯЭУ обладают преимуществом пе- ред термоэмиссионной из-за возможности получения относительно -452-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры высокого требуемого для питания ЭРДУ напряжения (сотни и тысячи вольт), в результате чего не требуется система преобразования посто- янного тока в переменный и последующего повышения напряжения. Преимуществом является также возможность использования задела наземной энергетики. Проектные разработки ЯЭУ с преобразователями динамического типа по циклам Брайтона, Ренкина, а также Стирлинга выполнялись как в США, так и в нашей стране. Рассматривались различные вариан- ты источника тепла — как ядерные, так и солнечные [5.16-5.18]. В США в 60-е годы 20-го века были разработаны и созданы прео- бразователь энергии по циклу Брайтона, работающий от солнечного или радиоизотопного нагревателя мощностью 25 и 2 кВт. Четыре про- тотипа проработали на испытаниях в общей сложности более 40 000 ча- сов. Для проектов исследования ледяных лун Юпитера рассматривал- ся динамический преобразователь энергии на основе цикла Брайтона с ресурсом до 5-10 лет при мощности от 100 до 250 кВт и удельной массе менее 40 кг/кВт [5.16]. В нашей стране было разработано несколько концептуальных про- ектов газотурбинных ЯЭУ. В НПО «Энергомаш» в кооперации был разработан концептуальный проект вариантов ядерных замкнутых га- зотурбинных ЭУ (ЗГТЭУ) и энергодвигательных установок (ЗГТЭДУ) электрической мощностью 46 кВт для вывода на ГСО и последующе- го энергопитания информационного КА. Был выбран вариант с га- зоохлаждаемым ядерным реактором [5.17]. Были проработаны три варианта газотурбинных установок мощностью 46 кВт: с ядерным реактором на основе технологии высокотемпературных газовых реак- торов; с магнитоплазмодинамическим электроракетным двигателем, с ядерным реактором на основе технологии ЯРД. КА выводятся с про- межуточной орбиты 800 км на ГСО или быстро с помощью ядерной ЗГТЭДУ, или медленно с помощью ионных ЭРД, электропитание кото- рых обеспечивается ядерной ЗГТЭУ. Н14К14ЭТ им. Доллежаля в кооперации разработал концепцию ЯЭУ электрической мощностью 100 и 500 кВт на основе газоохлаждаемого реактора с газотурбинным преобразованием энергии по циклу Брайто- на [5.18]. В системе теплоотвода неиспользованного тепла цикла в каче- стве холодильника-излучателя (ХИ) рассмотрены твердотельные (труб- чато-панельные и на основе тепловых труб) и капельные ХИ. Рассматриваемая ЯЭУ полезной электрической мощностью 100 или 500 кВт состоит из следующих основных систем: -453-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА - ядерного реактора, являющегося источником тепловой энергии; - системы преобразования тепловой энергии в электрическую; - системы отвода в окружающее пространство тепловой энергии, не использованной в процессе преобразования; - силовой и информационной кабельных сетей; - системы автоматического управления, размещаемой в приборном отсеке (ПО) модуля служебных систем. Принципиальная схема космической ЯЭУ с газотурбинной схемой преобразованияэнергии и капельнымхолодильником-излучателей при- ведена на рис. 5.14, а ее оцениваемые характеристики — в табл. 5.5. Рис. 5.14. Принципиальная схема ЯЭУ с турбомашинным преобразованием энергии АЗ - активная зона; БВД - бак высокого давления; БНД - бак низкого давления; БО - блок отражателя; БТ - бак теплоносителя; К - корпус реактора; М - газоциркулятор; Н - насос; Р1 ,Р2 - рекуператор; РЗ - радиационная защита; СБ - стержни безопасности; СОТР - система обеспечения теплового режима; ТГ1 ,ТГ2 - турбогенератор; ТК1 ,ТК2 - турбокомпрессор; ТО1 ,ТО2 - промежуточный теплообменник; ХИ - холодильник-излучатель С апреля 2010 г. в рамках Президентской программы модернизации экономики России в нашей стране приоритетным направлением работ по созданию ядерной энергодвигательной установки (ЯЭДУ) с уровнем электрической мощности порядка 1 МВт выбрана газотурбинная схе- ма преобразования энергии с газоохлаждаемым реактором на быстрых -454-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Таблица 5.5. Основные характеристики реакторов ЯЭУ канального типа для работы в контурах газотурбинных установок Параметр ЯЭУ-ЮОдля ТЭМ ЯЭУ-500 для ТЭМ Тепловая мощность, кВт 310 1340 Размеры активной зоны реактора, мм: -диаметр -высота 326 500 Размеры «под ключ»: 349 650 Топливная композиция карбонитрид урана U-Zr-C-N карбонитрид урана U-Zr-C-N Обогащение топлива 235U, % 90 90 Загрузка 235U, кг 115 173 Количество ТВС в активной зоне 30 19 Диаметр топливной части ТВС, мм 40 11 Толщина бокового бериллиевого отражателя, мм 120 120 Количество поворотных барабанов 12 12 Количество стержней безопасности 7 7 Рабочее тело ТГУ 98,3%Хе+1,7%Не (масс) Неон Температура рабочего тела, К: -на входе реактора -на выходе реактора 1180 1500 1095 1500 Максимальное давление рабочего тела ТГУ, МПа 0,9 3,5 Расход рабочего тела ТГУ, кг/с 1,2 3,13 Масса реактора с радиационной защитой, кг 2790 — Ресурс работы, лет 10 10 нейтронах с требованием по обеспечению ресурса ЯЭУ до 10 лет и реа- лизацией в 2010-2018 годах [5.19]. Ожидаемые характеристики газотурбинной ЯЭДУ электрической мощностью 1 МВт приведены в табл. 5.6. Проект должен быть реализован в течение 2010-2018 г., причем эскиз- ный проект должен быть разработан в 2012 г., в 2015 г. — завершена назем- ная отработка систем, а в 2018 — ресурсные испытания ЯЭДУ Головной разработчик всей программы и ЯЭДУ — Центр Келдыша Роскосмоса. Реакторная установка на основе газоохлаждаемого реактора выполняется кооперацией во главе с НИКИЭТ Госкорпорации «Росатом». Разработка собственно космического аппарата — транспортно-энергетического моду- ля (ТЭМ) на основе этой ЯЭДУ выполняется РКК «Энергия». -455-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Таблица 5.6. Предполагаемые характеристики газотурбинной ЯЭДУ Рабочее тело - смесь Не-Хе Параметр Тип холодильника-излучателя Капельный Панельный Температура рабочего тела, К: перед турбиной 1200 1500 1500 перед компрессором 320 320 400 Степень повышения давления в компрессоре 1,8 1,6 3 Общий КПД преобразования энергии, % 35 38 35 Масса энергоблока, кг 6800 6500 6800 Удельная масса энергоблока, кг/кВт 6,8 6,5 6,8 Один из возможных вариантов компоновки транспортно-энерге- тического модуля с ядерной газотурбинной установкой и капельным холодильником-излучателем приведен на рис. 5.15. Следует отметить, что специалисты, которые проводили сравнение космических ЯЭУ с различными схемами преобразования энергии в Центре Келдыша, РКК «Энергия» и других организациях подчеркива- ли [5.20-5.22], что удельные массы термоэмиссионной и газотурбин- ных ЯЭУ близки. Поэтому с учетом того факта, что эффективность транспортных средств на основе ЭРДУ зависит фактически лишь от удельной массы ЯЭРДУ, приводимые ниже результаты по эффективно- сти транспортных систем с ЯЭРДУ с небольшой погрешностью будут справедливы для ЯЭУ с различными схемами преобразования тепло- вой энергии в электрическую. Электроракетная двигательная установка. Маршевая ЭРДУ большой мощности с электропитанием от ЯЭУ является средством увеличения массы ПГ, доставляемого на рабочую орбиту, за счет высо- кого удельного импульса ЭРД. Концепция ЭРДУ, с учетом большой подводимой мощности, при ис- пользовании холловских или ионных электрореактивных двигателей должна быть выбрана многодвигательной [5.23]. В состав ЭРДУ входят тяговые модули; система хранения и подачи рабочего тела; система электропитания и управления. Тяговые модули должны обеспечивать создание тяги в течение заданного цикла рабо- ты ЯЭРДУ, а в некоторых случаях — длительного поддержания орби- ты и ориентации транспортного средства. Система хранения и подачи предназначена для хранения рабочего тела и подачи его под заданным давлением к тяговым модулям. Система электропитания и управления предназначена для коммутации электрических цепей тяговых модулей -456-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Рис. 5.15. Возможный вариант компоновки транспортно-энергетического модуля с ядерной газотурбинной установкой и капельным холодильником-излучателем и системы хранения и подачи и обеспечения поддержания номиналь- ной тяги ЭРДУ. Для создания управляющих моментов маршевые тя- говые модули могут быть установлены на поворотных кронштейнах, либо в состав ЭРДУ могут быть введены еще несколько таких модулей. Электроракетный двигатель. Для решения рассматриваемых задач доставки полезного груза с орбиты Земли на орбиту Луны наиболее подходят холловские электроракетные двигатели типа СПД (стацио- нарный плазменный двигатель) или ДАС (двигатель с анодным слоем), а также ионные двигатели. В нашей стране наибольший практический опыт использования ЭРД накоплен в области СПД, которые могут эф- фективно использоваться в диапазоне требуемого I от 15 до 30 км/с. При необходимости перехода к более высоким I предпочтительнее для использования в составе ЯЭРДУ для решения задач как в около- земном, так и в дальнем космосе становится ЭРД типа ДАС, который имеет меньшие габариты по сравнению с СПД и ионными двигателя- ми и из-за отсутствия изоляции в разрядной камере устойчиво рабо- тает при повышенных напряжениях (1 кВ и более). Ввиду применения в ДАС проводящих материалов для стенок разрядной камеры расши- ряется выбор материалов с малым коэффициентом ионного распыле- ния, что в перспективе позволяет значительно повысить ресурс ДАС по сравнению с СПД. В 1960-х-1970-х г. широко исследовались СПД и двухступенчатые ДАС. Значительный объем работ по таким двигателям был выпол- нен в РКК «Энергия», ЦНИИмаш. Двигатели продемонстрировали -457-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА возможность получения удельного импульса в диапазоне 20-80 км/с. Испытания проводились, в том числе, на ксеноне, цезии и висмуте. В конце 1960-х был испытан двухступенчатый ДАС, который при работе на висмуте с потребляемой мощностью более 100 кВт пока- зал удельный импульс 80 км/с и КПД около 80%. Ресурс составил несколько тысяч часов. Двигатель также был испытан на ксеноне и цезии [5.24-5.26]. Практическое применение СПД началось с 1972 г. За это время в составе КА на орбите отработали более 100 СПД разработки ОКБ «Факел», а около полусотни продолжают эксплуатироваться. Суммар- ная наработка в космосе составляет более 100 тысяч часов. В классе повышенной мощности ОКБ «Факел» совместно с НИИП- МЭ МАИ создали двигатели СПД-140, СПД-160 и СПД-180, в Центре Келдыша разработан двигатель типа СПД Т-160. В ЦНИИмаш на базе ускорителей с анодным слоем разработаны двигатели Д-100-1 (одно- ступенчатая) и Д-100-2 (двухступенчатая схема). Ведутся проработки ЭРД мощностью до 50 кВт в единичном модуле. На рис. 5.16 приведена конструкция одного из вариантов ДАС. Та- кой двигатель имеет подтвержденные тяговые характеристики, значи- тельный задел экспериментальных и конструкторских работ, позволя- ющий быстро перейти к ОКР. Ближайшим прототипом предлагаемого единичного модуля ЭРД в настоящее время является двухступенчатый ДАС ТМ-50 разработ- ки ЦНИИМаш, прошедший экспериментальную проверку на стенде в Glenn Research Center (США) со следующими характеристиками [5.25]: мощность 25,4 кВт рабочее тело ксенон тяга 0,97 Н удельный импульс 33,2 км/с тяговый КПД 62% ускоряющее напряжение 713 В Зависимость КПД от удельного импульса для ЭРД с ксеноном в ка- честве рабочего тела представлена на рис. 5.17. Следует отметить, что за рубежом и в Центре Келдыша интен- сивно ведутся проектно-конструкторские и экспериментальные ис- -458-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры 200 350 Рис. 5.16. Конструкция двигателя с анодным слоем электрической мощностью 30 кВт: 1 — диск-радиатор внешний; 2 — диск-радиатор внутренний; 3 — втулка; 4 — магнит постоянный; 5 — катод-нейтрализатор; 6 — тепловая труба; 7 — внутренний полюс магнитной системы; 8 — внешний полюс магнитной системы; 9 — катод II ступени; 10 — катод I ступени; 11 —анод-газораспределитель; 12 — магнитопровод; 13 — пружина Рис. 5.17. Зависимость КПД от удельного импульса для ЭРД с ксеноном в качестве рабочего тела -459-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА следования маршевых ионных ЭРД мощностью в десятки киловатт, имеющих примерно те же тяговые характеристики, но потенциально более высокий ресурс. При использовании сильноточных двигателей на литии единичная мощность двигателя должна составить 500-1000 кВт. Рабочее тело ЭРДУ. Наиболее удобным рабочим телом ЭРДУ яв- ляется ксенон [5.23]. Выбор ксенона в качестве рабочего тела ЭРДУ объясняется его химической инертностью и безопасностью на всех стадиях эксплуатации, простотой и компактностью системы хране- ния и подачи, наличием в нашей стране большого количества стендов для отработки ЭРД с таким рабочим телом. Однако, применительно к рассматриваемой задаче обеспечения больших грузопотоков с однов- ременным снижением удельной стоимости транспортировки, ксенон обладает следующими недостатками: высокой стоимостью, относи- тельно малым объемом производства и сложностью дозаправки в условиях космоса. Применительно к ЯЭРДУ мощностью в сотни и тысячи киловатт наиболее приемлемым рабочим телом рассмотренных ЭРД может ока- заться криптон-ксеноновая смесь или даже аргон, правда при этом энергетические характеристики (КПД) могут оказаться несколько ниже, чем при использовании ксенона. Перспективным по ряду фак- торов может оказаться использование металлических рабочих тел. В работе [5.9] в качестве рабочего тела ЭРД типа ДАС для многоразо- вых околоземных буксиров рекомендуется использовать висмут ввиду удобства дозаправки в космосе. Кроме того, дополнительным преиму- ществом висмута является его низкая стоимость. Энергетические характеристики ЭРД при работе на различных ра- бочих телах (в соотношении с ксеноном) показаны в табл. 5.7 [5.28-5.30]. Система хранения и подачи может быть комбинированного типа: криогенная — для работы двигателей в режиме транспортирования полезного груза, обеспечивающая минимальные габариты и массу су- хой СХП, и газобаллонная — для работы двигателей в режиме обес- печения ориентации и коррекции орбиты в течение срока активного существования КА (при необходимости) или только криогенная. Размерность тягового модуля. Для околоземных ММБ мощностью 500-1500 кВт подсистему тяговых модулей целесообразно построить на базе единого модуля ЭРД электрической мощностью 25-50 кВт [5.23]. В РКК «Энергия» ЭРД такой мощности были созданы и испытаны (см. рис. 5.16) [5.24]. Мощность тягового модуля в 25-50 кВт позволяет -460-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Таблица 5.7. Сравнительные характеристики рабочих тел ЭРДУ Рабочее тело Атомная масса Энергия ионизации, эВ Доля тяги на Хе, % Доля I на Хе, % Стоимость, $/кг Висмут (Bi) 208,98 7,3 126 79 9-11 Свинец(РЬ) 207,19 7,4 126 80 1 Ртуть (Нд) 200,59 10,4 124 81 50 Цезий (Cs) 132,9 3,9 101 99 30000 Ксенон(Хе) 131,3 12,1 100 100 850 Криптон (Кг) 83,8 14,0 80 125 295 Аргон (Аг) 39,948 15,8 55 181 4,6 уже в настоящее время на существующих отечественных базах произ- водить наземную отработку ЭРД и модулей в целом. Однако применительно к ЯЭРДУ мегаваттного класса потребуется увеличение мощности единичного ЭРД по крайней мере до 100 кВт. Такие проработки были выполнены и принципиально создание ЭРД такой мощности не вызывает сомнений. Проектные параметры ЭРД типа ДАС электрической мощностью 100 кВт следующие: подводимая к ЭРД электрическая мощность, кВт не менее 100 количество тяговых модулей определяется суммарной мощностью ЭРДУ с дополнительным резервом удельный импульс, км/с 30-45 кпд 0,6-0,7 напряжение питания, В 1000-2200 максимальный ресурс, ч 9000 масса одного тягового модуля, кг до 100 тяга, Н 3 — 4 -461-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Может оказаться эффективным использование магнитоплазмен- ных сильноточных двигателей на литии, преимуществом которых яв- ляется возможность создания двигателя большой единичной мощно- сти (500-1000 кВт и возможно более). Такой двигатель мощностью до 500 кВт был создан в РКК «Энергия» и прошел ресурсные испытания в течение 400 час (рис. 5.18) [5.24]. Большим преимуществом такого двигателя, кроме большой единичной мощности, является также низ- кое рабочее напряжение (до 100 В), что позволяет непосредственное (без системы преобразования тока и повышения напряжения) подсо- единение к термоэмиссионному реактору-преобразователю, рабочее напряжение которого 100-125 В. Для больших мощностей это суще- ственное снижение массы ЯЭРДУ. При использовании сильноточных двигателей на литии единичная мощность двигателя должна соста- вить 500-1000 кВт. Хранение лития целесообразно внутри холодильника-излучателя ЯЭУ. При неработающей ЯЭУ он будет в твердом состоянии, а при рабо- тающей — в жидком (разогретом за счет тепла от холодильника-излу- Рис. 5.18. Прошедший ресурсные испытания сильноточный стационарный плазменный двигатель электрической мощностью 500 кВт: 1 — изоляторы; 2 — соединительные узлы; 3 — нагреватель; 4 — катод-испаритель; 5 — нейтральный экран; 6 — анод; 7 — соленоид -462-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры чателя). Такая схема существенно упрощает систему хранения и подачи, и, кроме того, баки с литием являются прекрасной нейтронной защитой полезного груза, что при соответствующей компоновке баков может за- метно уменьшить массу радиационной защиты, входящей в состав ЯЭУ. Состав ЯЭРДУ. Укрупнено в состав ЯЭРДУ входят ЯЭУ, ЭРДУ, фер- ма их раздвижения, а также служебные системы. ЯЭУ сопрягается с трансформируемой фермой, на которой монтируются: - ЭРДУ и блок электропитания ЭРДУ; - баки рабочего тела ЭРДУ; - преобразователь постоянного тока ЯЭУ в переменный ток высо- кого напряжения (преобразователь =/~); - линия электропередачи высокого напряжения; - двигательная установка (для маневрирования на рабочей орбите и выполнения операций стыковки — при необходимости); - полезная нагрузка со всеми своими системами; - система стыковки. Облик транспортного средства на основе ММБ с продольным век- тором тяги приведен на рис. 5.19. Такой ММБ может быть использован не только в лунной програм- ме, но и для доставки полезных грузов в точки либрации и на высокие Рис. 5.19. Облик многоразового МБ с продольным вектором тяги -463-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА околоземные орбиты и обратно. Принципиально возможно его ис- пользование для снабжения электроэнергией бортовых систем энерго- емких КА, в том числе лунной орбитальной станции. Оценка характеристической скорости. Практическому осуществ- лению полетов на орбиту искусственного спутника Луны и на Луну предшествовала разработка различных методов исследования траек- тории полета, в результате чего накоплен большой опыт расчета тра- екторий полета между Землей и Луной с двигателями большой тяги на основе ЖРД. Однако расчет траекторий полета ММБ с малой тягой, характерных для использования ЭРДУ, исследован в меньшей степе- ни, чем при использовании ЖРД. Ряд вопросов, касающихся межорби- тальных перелетов Земля — Луна с малой тягой, остался недостаточно изученным. Одним из них является точное обоснование затрат харак- теристической скорости, потребной на перелет с околоземной орбиты на окололунную (или наоборот). В работах [5.32, 5.33] с целью выяснения потребных затрат харак- теристической скорости перелета проведен ряд расчетов с орбиты искусственного спутника Земли на орбиту искусственного спутника Луны. Траектория движения моделировалась численно в рамках ог- раниченной задачи трех тел. Законы управления вектором тяги опре- делялись с использованием принципа максимума Понтрягина. На- чальная околоземная орбита принималась равной 800 км с наклоне- нием 51,6°, а целевая окололунная орбита — высотой 100 км, причем плоскость орбиты совпадает с плоскостью земного экватора. Накло- нение орбиты Луны относительно экватора Земли составляло -23°. Расчеты выполнены для типичных значений параметров рассматри- ваемых ЭРДУ: начальное значение ускорения от тяги а0 = 5,1е4 м/с2, удельный импульс тяги 1эрду = 30 км/с. Для этих условий необходи- мый набор характеристической скорости для перелета ММБ с ЭРДУ со стартовой орбиты высотой 800 км на орбиту Луны высотой 100 км составил A Vx~8560 м/с. Перелет с низкой земной орбиты высотой 200 км до орбиты 800 км осуществлется с помощью разгонного блока на основе ЖРД и требует AVX~333 м/с. Посадка с орбиты 100 км до поверхности Луны при осуществлении тормозным блоком на основе ЖРД в зависи- мости от условий посадки потребует AVX = 1900-2200 м/с. Компоновочная схема ММБ с ЯЭРДУ. Использование ЯЭУ с реакто- ром деления накладывает определенные требования к структуре и ком- поновочной схеме транспортного средства, основным из которых яв- ляется требование обеспечения радиационной защиты не только тран- -464-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры спортируемого полезного груза, но и оборудования ЯЭУ, ЭРДУ, прибор- ного отсека с радиационно чувствительной аппаратурой управления, при одновременной необходимости обеспечения минимальной массы транспортного аппарата. Одновременное выполнение этих требований достигается за счет так называемой лучевой компоновки транспортного аппарата с теневой радиационной защитой от излучений реактора и от- ведения ЭРДУ с приборным отсеком и полезного груза от реактора. Од- нако при выведении с Земли транспортный аппарат должен быть раз- мещен под обтекателем ракеты-носителя, внутренний объем которого ограничен, поэтому компоновка должна быть максимально компактной. Построение рабочей компоновки возможно лишь после выведения в космос. Отодвижение ЭРДУ (или ЭРДУ и полезного груза) в рабочее по- ложение осуществляется до включения реактора на стартовой орбите, которая по современным международным требованиям должна быть радиационно-безопасной, высотой не менее 800 км [5.34,5.35]. Известно несколько технических решений компоновки в старто- вом положении. Так, например, в [5.12, 5.36] с учетом того факта, что холодильник-излучатель ЯЭУ имеет достаточно большую площадь, он складывается в несколько рядов снаружи реакторного блока длиной примерно 4 м. Поэтому под обтекателем PH остается достаточно боль- шой продольный габарит для размещения ЭРДУ и полезного груза (КА). После выведения на радиационно-безопасную орбиту холодиль- ник-излучатель раскладывается в рабочее положение, одновременно обеспечивая отведение ЭРДУ, приборного отсека и КА от реактора. Применительно к высокотемпературной ЯЭУ по литий-ниобиевой технологии с холодильником-излучателем относительно малой пло- щади рассматривается использование так называемого жесткого холо- дильника-излучателя, без каких либо узлов разворота, а следовательно, повышенной надежности, возможности отработки в наземных усло- виях ЯЭУ в рабочей компоновке, обеспечения многократных пусков и остановок ЯЭУ [5.13, 5.11, 5.37]. Жесткий холодильник-излучатель выполняется в виде усеченного конуса (или нескольких цилиндриче- ских секций разного диаметра), расположенного в тени радиационной защиты. Это, кроме перечисленных выше преимуществ, позволяет ис- пользовать пространство внутри холодильника-излучателя для разме- щения в стартовом положении оборудования буксира. Для приведения в рабочее положение в составе ЯЭРДУ должна быть предусмотрена си- стема отведения требуемой длины, компактно складываемая внутри холодильника-излучателя в стартовом положении. -465-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Схема космического транспортного аппарата на основе ЯЭРДУ в рабочем состоянии приведена на рис. 5.20. В вершине теневого конуса расположена ЯЭУ, которая включает термоэмиссионный реактор-пре- образователь в качестве источника электроэнергии, теневую радиаци- онную защиту, электротехнический блок и холодильник-излучатель в форме усеченного конуса, размещенный внутри конуса тени, образу- емой радиационной защитой. На некотором расстоянии от ЯЭУ рас- полагается центральный блок с ЭРДУ, включающей в свой состав рас- положенные на откидных штангах блоки электроракетных двигателей, также располагаемые в тени радиационной защиты, систему хранения и подачи рабочего тела этих двигателей и систему электроснабжения и управления. Здесь же размещается и блок управления. Рис. 5.20 Схема построения космического транспортного средства: 1 — ЯЭУ; 2 — ферменная вставка; 3 — холодильник-излучатель; 4 — ферма системы отведения ЯЭУ; 5 — блок электроракетных двигателей; 6 — приборно-агрегатный отсек ЭРДУ; 7 — ферма системы отведения блока полезного груза; 8 — блок полезного груза; 9 — зона тени радиационной защиты Таким образом, желательно максимально использовать имеющийся полезный объем внутри холодильника-излучателя ЯЭУ с тем, чтобы ММБ (или только энергомодуль с ЯЭУ) под обтекателем PH имел ми- нимальные габариты в осевом направлении. Для этого может быть ис- пользована трансформируемая ферма, предложенная в [5.38]. Устрой- ство для отведения ЯЭУ от ЭРДУ на требуемое расстояние пред- ставляет собой пространственную трансформируемую ферменную конструкцию, базовым элементом которой является секция в форме параллелепипеда с квадратным основанием. Схема базового элемента фермы и способ ее складывания изображены на рис. 5.21. -466-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Схема секции ферменной конструкции системы отведения ЯЭУ от ЭРДУ, а — вид секции сбоку в разложенном состоянии; б — вид секции сбоку в сложенном состоянии; в — вид секции сверху в сложенном состоянии В состав секции фермы входят основание, общее для соседних секций, складывающиеся боковые панели на двух сторонах секции, а также складывающиеся диагональные стержни по одному на двух других сторонах. В точках А, В, С, D, Е и F размещены шарнирные узлы, обеспечивающие трансформацию фермы. Шарнирные узлы Е и F расположены посередине боковых панелей. Угол [3 между скла- дывающимися боковыми панелями секции образуется вследствие невозможности совмещения шарнирных узлов А и В (С и D) по тех- нологическим соображениям. Поэтому секция в сложенном состоя- нии имеет высоту h с максимальным значением ширины укладки L . На рис. 5.21 (в) изображен вид сложенной секции сверху. Ферма обеспечивает оптимальное согласование параметров и ха- рактеристик систем ЯЭРДУ, включая безударное раскрытие и обеспе- чение жесткости и устойчивого состояния равновесия. Для обеспе- чения необходимой жесткости конструкции диагональные стержни в каждой секции должны быть расположены под углом а = 32-36° (рис. 5.21 а). В качестве примера ниже приведены характерные размеры секции и фермы для одного из вариантов ЯЭУ мощностью 1-1,5 МВт: -467-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА диаметр свободной зоны для размещения фермы, м 2,0 высота секции фермы в сложенном состоянии h, м 0.04 число секций в ферме, шт. 122 длина фермы в сложенном состоянии, м 4,88 длина фермы в рабочем состоянии, м 79,3 Рассмотренная ферма позволяет достичь высокого значения коэф- фициента укладки (до 16,25) и низкой удельной массы конструкции (до 5,5 кг на погонный метр) [5.38]. В сложенном состоянии секция фермы имеет большие по сравне- нию с развернутым состоянием поперечные размеры (рис. 5.21 б). Ха- рактерным размером фермы в сложенном состоянии является диаметр граничной окружности, который не должен превышать диаметр сво- бодного пространства внутри холодильника-излучателя в месте уста- новки ферменной конструкции. Из этого следует, что увеличение по- перечных габаритов секции, например, для ЯЭУ мощностью 4-6 МВт, с одной стороны, позволяет сократить количество секций и тем самым уменьшить длину укладки фермы в сложенном состоянии; с другой стороны, возникает необходимость размещения укладки дальше от электротехнического отсека ЯЭУ, что может увеличить осевой размер транспортного аппарата в сложенном положении под обтекателем PH. Расчет фермы может быть выполнен по методике работы [5.38]. Особенности развертывания транспортного комплекса на основе ММБ с ЯЭРДУ. Особенностью использования ЯЭРДУ является необ- ходимость первого запуска ЯЭУ на так называемой радиационно-без- опасной орбите (РБО), где время существования достаточно для спада накопившейся радиоактивности реактора. Это время зависит от ха- рактеристик ММБ, типа и срока работы ЯЭУ. Считается, что высота РБО должна быть не менее 800 км [5.35]. Анализ возможных схем развертывания ММБ мощностью 1-1,5 МВт показал, что для решения транспортных задач на участке «орбита Земли — орбита Луны» при использовании существующих и разрабатываемых PH грузоподъемностью класса «Протон» («Анга- ра-5», «Русь-М») и выше необходимо использовать двухпусковую схе- му выведения ММБ, при которой модуль с ЯЭУ («энергомодуль») вы- водится отдельно от блока полезной нагрузки. Это позволяет во мно- гом унифицировать систему доставки модулей на сборочную орбиту использованием единой PH для многократного выведения полезного -468-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры груза. Для ММБ большой мощности (4-6 МВт) возможно реализовать однопусковую схему выведения ПГ массой порядка 30 т при создании PH грузоподъемностью 60-100 т. При двухпусковой (и более) схеме развертывания транспортного комплекса актуальной является проблема преодоления квантованно- сти, возникающей вследствие размещения систем в двух исходно раз- деленных блоках. Одним из путей преодоления этого эффекта может быть разделение ЭРДУ (вместе с запасом рабочего тела) на две подси- стемы, размещаемые в обоих стыкуемых блоках. При этом конструк- ция стыковочного узла должна предусматривать как механическую, так и электрическую стыковку соответствующих блоков [5.39]. Следу- ет лишь отметить, что операции стыковки в космосе освоены (в РКК «Энергия» проведено более 200 стыковок) и являются штатной опера- цией развертывания и поддержания функционирования космических комплексов. Особенности эксплуатации ММБ на основе ЯЭРДУ Использование ЭРДУ в качестве маршевой двигательной установки требует наличия длительных участков ее функционирования. При этом ориентация век- тора тяги в пространстве должна изменяться в соответствии с задан- ным законом управления, который определяется заданием отклонения вектора тяги по углам тангажа и рыскания. Направление вектора тяги в плоскости орбиты (управление по углу тангажа) обеспечивает изме- нение высотных параметров орбиты (высот перицентра и апоцентра, величин большой полуоси и фокального параметра, а также положение перицентра), а в нормальном к плоскости орбиты направлении (по углу рыскания) — положение орбиты в пространстве (долгота восходящего угла, наклонение орбиты к плоскости экватора). В зависимости от па- раметров начальной и конечной орбит выбираются соответствующие законы управления вектором тяги по углам тангажа и рыскания, ко- торые реализуются в течение длительного промежутка времени и, тем самым, определяют текущую ориентацию МБ. Для конкретных задач использования двигателей малой тяги, каковыми являются ЭРДУ, эти вопросы можно найти в работах [5.40-5.43]. Однако требования реали- зация данных законов управления могут противоречить требованиям к ориентации ММБ для обеспечения теплового режима и функциони- рования целевой аппаратуры. Поэтому эти вопросы требуют систем- ного комплексного подхода. Специфика ММБ с ЯЭРДУ состоит в наличии фермы раздвижения ЯЭУ от ЭРДУ и полезного груза. Наличие этой фермы приводит к зна- -469-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА чительному линейному размеру ММБ, что позволяет использовать для ориентации КА гравитационную стабилизацию [5.43]. Особенностью использования ЯЭРДУ является необходимость не только первого запуска ЯЭУ, но и работы на орбитах не ниже так на- зываемой радиационно-безопасной орбите высотой не менее 800 км. [5.44, 5.45]. Компоновка МБ с ЯЭРДУ может быть с продольным или попереч- ным приложением вектора тяги. При продольном направлении прило- жения тяги вектор тяги прикладывается параллельно продольной оси КА (см. рис. 5.19). При этом для управления направлением вектором тяги по углам тангажа и рыскания требуется поворот по этим углам всего ММБ относительно центра тяжести. Управляющие моменты при такой компоновке могут быть значительными ввиду большого момен- та инерции транспортного аппарата с полезным грузом относительно осей тангажа и рыскания. При поперечном направлении приложении вектора тяги — тяга прикладывается в районе расположения центра тяжести МБ перпен- дикулярно его продольной оси. Использование гравитационной ста- билизации МБ с ЯЭРДУ в поле тяготения Земли (или Луны) позволит снизить затраты на управление вектором тяги ввиду меньших момен- тов инерции МБ относительно продольной оси (оси рыскания) и ав- томатического поддержания за счет гравитационной стабилизации требуемого направления вектора тяги по углу тангажа. При этом сво- дится практически к нулю влияние реактивной струи ЭРД на элемен- ты конструкции МБ и транспортируемого полезного груза, а также на функционирование его бортовых систем, что, в частности, позволяет использовать металлические рабочие тела ЭРДУ. Специфика использования ЭРДУ, особенно на маршевом этапе, на- кладывает определенные ограничения на условия функционирования не только МБ, но и полезного груза. Эти ограничения связаны с воз- можным воздействием плазмы реактивных струй ЭРД на элементы конструкции и оборудования как МБ, так и полезного груза. Плазма ЭРД также может оказывать негативное электромагнитное воздейст- вие на работу оборудования полезной нагрузки и бортовых систем МБ. Все это возможно при близком расположении ЭРД от соответст- вующих элементов конструкции МБ и полезной нагрузки. Следует отметить, что при двухпусковой (и более) схеме развертыва- ния транспортного комплекса актуальной является проблема преодоле- ния квантованности, возникающей вследствие размещения перечислен- ных систем в двух исходно разделенных блоках. Одним из путей преодо- -470-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры ления этого эффекта может быть разделение ЭРДУ (вместе с запасом ра- бочего тела) на две подсистемы, размещаемые в обоих стыкуемых блоках. Межорбитальный многоразовый буксир на основе электроракетной двигательной установки, питаемой от солнечных батарей. Солнеч- ный ММБ включает солнечные батареи, ЭРДУ, силовой преобразова- тельный блок, приборный отсек и устройство стыковки. Такой ММБ, в виду больших площадей солнечных батарей, должен собираться с помо- щью космонавтов на специальном орбитальном сборочном комплексе. Эффективность и размеры ММБ с СБ будут определяться КПД ФЭП и конструктивным совершенством конструкции СБ. С ростом КПД уменьшается требуемая площадь СБ (при фиксированной мощности) и, следовательно, их размеры и масса, уменьшаются затраты на выве- дение СБ на орбиту и на их развертывание. Снижение затрат можно будет наблюдать и при уменьшении массы конструкции, которая бу- дет так же снижаться по мере уменьшения площади СБ и применения различных легких композиционных конструкционных материалов. Использование концентраторов позволит уменьшить стоимость СБ за счет сокращения требуемой площади ФЭП, являющихся наиболее до- рогостоящим элементом СБ. За последние два десятилетия технология создания СБ значительно продвинулась. Это связано с созданием многопереходных арсенид-га- лиевых фотоэлектрических преобразователей (ФЭП), КПД которых в настоящее время достиг почти 41%, а в перспективе может достичь и 60% [5.46]. Недостатком таких ФЭП является их большая, относитель- но кремниевых ФЭП, стоимость. Однако, по мере освоения производ- ства и наладки массового выпуска их стоимость будет снижаться. По- этому применение многопререходных арсенид-галиевых ФЭП может быть перспективным. Применение концентраторов также позволит снизить стоимость СБ за счет уменьшения непосредственной площа- ди ФЭП. В настоящее время созданы легкие композитные материалы и технологии их обработки и применения, что также повышает энерго- массовые характеристики СБ. В результате совместных работ РКК «Энергия» и ФТИ им. А.Ф. Иоф- фе в начале 2000-х г. была предложена концепция усовершенствован- ной панели СБ. Изготовленная по предложенной концепция СБ будет иметь следующие преимущества по сравнению с существующими: - улучшенные массо-габаритные и энергетические характеристики; - повышенную радиационную стойкость и меньшую степень деградации. -471-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Предложенная концепция базируется на технологии высокоэффек- тивных арсенид-галлиевых ФЭП и солнечных концентраторов на ос- нове линзы Френеля. Отдельная ячейка СБ представляет собой многопереходный ар- сенид-галлиевый фотоэлектрический преобразователь квадратной формы с размерами 3,5x3,5 мм, и смонтированный над ним концен- тратор квадратной формы на основе линзы Френеля с поперечным размером 25x25 мм. Фокусное расстояние концентратора составляет -30 мм, что и определяет толщину панели батареи. Электрический КПД многопереходного преобразователя в перспективе может соста- вить -40% и более. Основа панели солнечной батареи — силовой каркас из углепла- стика, обеспечивающий позиционирование линз Френеля относи- тельно преобразователей, их фиксацию и восприятие механических нагрузок. Силовой каркас образован набором квадратных ячеек, причем каждые две ячейки, соединенные по ребру двугранного угла, образуют парный элемент, из которого может быть собрана панель произвольного размера. Каждая пара ячеек каркаса поддержива- ет блок из 16 линз Френеля. Такой блок имеет 9 опорных точек, по которым осуществляется крепление блока линз к силовому каркасу. Отдельные элементы преобразователя, размещенные в фокусе линз Френеля, смонтированы на поверхности радиатора. Радиатор пред- ставляет собой алюминиевый лист толщиной 0,1 мм, на обе стороны которого нанесено покрытие, обеспечивающее заданные излучатель- ные характеристики. Электрическая коммутация отдельных прео- бразователей осуществляется медными фольговыми шинами, изоли- рованными полиамидной пленкой. Для реализации технических преимуществ многопереходных арсенид-галиевых преобразователей панели батарей должны со- бираться из большого количества одинаковых ячеек малого разме- ра. Каждая ячейка состоит из фотоэлектрического преобразовате- ля, концентратора и системы термостабилизации, объединенных и зафиксированных относительно друг друга силовым каркасом. Для получения необходимых выходных электрических параметров отдельные ячейки коммутируются параллельно-последовательно. Рассеиваемая отдельной ячейкой тепловая мощность невелика, поэ- тому в качестве термостабилизатора используется сплошная тонкая пластина из материала с высокой теплопроводностью, охлаждаемая тепловым излучением. -472-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Технические характеристики отдельной панели СБ следующие: габаритные размеры одной панели солнечной батареи, мм (длина х ширина х толщина) 2000 х 2000 х 30 электрический КПД (в перспективе), % -40 электрическая мощность панели, Вт 2160 масса панели, кг 4-7 удельная масса конструкции, кг/м2 1,5-1,7 удельная масса, кг/кВт 2-4 удельная поверхностная энерговооруженность, Вт/м2 -540 Применение СБ на основе арсенид-галлиевого ФЭП с концентрато- ром позволяет получить следующие преимущества перед батареями на основе тонкопленочных кремниевых преобразователей: - повышенный до 40% и более КПД при температурах преобразо- вателя 30-50 °C; - уменьшенные в 4 и более раз габариты панелей СБ в раскрытом виде, при одинаковом объеме сложенных панелей; - сравнимая стоимость вследствие применения многопереходного арсенид-галиевого преобразователя малой площади, возможного при ис- пользовании солнечного концентратора на основе пленочной линзы Фре- неля с высокой степенью концентрации солнечного излучения (-100); - улучшение удельных массовых характеристик ввиду возможно- сти применения для преобразователей малого размера и системы тер- мостабилизации из теплоизлучающей фольги из алюминия; - увеличенная радиационная стойкость ввиду использования лин- зы Френеля, вторичной линзы и теплоизлучающего листа как элемен- тов радиационной защиты преобразователей; - улучшенная стойкость к воздействию атомарного кислорода на низких орбитах. Схема функционирования ММБ на основе СБ может быть следующей: - в момент прохождения ММБ над космодромом осуществляется запуск в его окрестности головной части с полезным грузом и заправ- ленной рабочем телом системы хранения и подачи рабочего тела; - осуществляется стыковка головной части с ММБ; - включение ЭРДУ и раскрутка с низкой орбиты до сферы влия- ния Луны; - скрутка в сфере влияния Луны до орбиты высотой 100 км, отсты- ковка полезного груза от ММБ; -473-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА - включение ЭРДУ раскрутка ММБ до выхода из сферы влияния Луны; - скрутка в сфере влияния Земли до стартовой орбиты. Далее процесс повторяется. Минимальная высота орбиты стыковки ММБ с выводимой голов- ной частью может составлять -230 км для периодов минимума сол- нечной активности и -270 км — для периодов максимума. Для этих высот возможно выведение с помощью PH без использования допол- нительных разгонных блоков. Для данных высот затраты характери- стической скорости (V ) на перелет на низкую окололунную орбиту (высотой 100 км) составят -8,812 км/с. При проведении проектно-баллистических исследований прини- мались следующие удельные массы: СБ — 4 кг/кВт, ЭРД — 1 кг/кВт, СХП — 0,15 кг/кг р.т. и СПБ — 1 кг/кВт, а масса ПО -665 кг. В качестве рабочего тела могут рассматриваться ксенон или аргон. Суммарная продолжительность одного рейса не более 180 сут. Примеры траектории перелета солнечного ММБ к Луне и обратно приведены на рис. 5.22 соответственно. Траектория Луны показана пунк- тирной линией, а траектория ММБ — сплошной. Видно, что траектория представляет постепенно раскручивающуюся или скручивающуюся спираль. Радиус сферы влияния Луны принимался 102000 км. Скорость входа ММБ в сферу влияния Луны составит 200-300 м/с. Аналогичный вид будут иметь траектории скрутки и раскрутки ММБ у Луны. Из зависимостей, приведенных на рис. 5.23, видно, что создание ММБ с СБ мощностью более 4 МВт является нецелесообразным (для Рис. 5.22. Характерная траектория перелета ММБ: а) к Луне; 6) от Луны к Земле -474-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Мощность СБ, МВт - масса ПГ, доставляемая на ОИСЛ 100 км; -----------масса рабочего тела МБ; — - — масса МБ; ---- - - масса СХП; •---•------• удельный импульс ЭРДУ. Рис. 5.23. Зависимость массы ПГ, МБ, рабочего тела, СХП и удельного импульса ЭРДУ от мощности СБ при массе активного блока 60 т заданной грузоподъемности PH в 60 т) ввиду того, что дальнейшее увеличение мощности не приводит к значительному росту массы ПГ, доставляемого к Луне. Для доставки ПГ массой 30 т параметры солнеч- ного ММБ с перспективными характеристиками СБ будут следующие: мощность СБ, МВт площадь СБ, м2 1,89 3502 -475-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА суммарная площадь ФЭП, м2 68,7 суммарная тяга ЭРДУ, Н 78,9 удельный импульс ЭРДУ, км/с 28,4 сухая масса ММБ, т 11,9 масса СХП*, т 3,45 масса заправляемого рабочего тела*, т 26,2 масса ПГ, т 30 продолжительность одного рейса, сут. 140 * — доставляется вместе с ПГ. На рис. 5.24 приведены зависимости временных параметров тран- спортной операции между орбитами Земли и Луны от мощности сол- нечной энергоустановки. Анализ зависимостей показывает, что сум- марная продолжительность одного рейса возрастает с ростом мощно- сти ММБ. Также возрастает и суммарная продолжительность работы ЭРДУ. Причем, рост идет при возвращении ММБ на низкую ОИСЗ. Это связано с уменьшением тяговооруженности ММБ из-за роста удель- ного импульса ЭРДУ и роста массы ММБ при увеличении мощности. Еще одной причиной является наличие теней от Земли и Луны. При прохождении тени, СБ, а следовательно и ЭРДУ ММБ, не работают. Это приводит к увеличению продолжительности перелета и к росту эксцентричности конечной орбиты ММБ. При раскрутке увеличение эксцентриситета является положительным моментом, тогда как при скрутке это приводит к дополнительным затратам времени на форми- рование конечной квазикруговой орбиты. При расчете продолжитель- ности рейса так же следует учитывать дополнительные ~40 сут для фа- зирования долготы восходящего узла относительно восходящего узла лунной орбиты. Необходимость в этом связана с тем, что из-за несфе- ричности поля тяготения Земли происходит прецессия восходящего узла орбиты ММБ. Прецессия узлов лунной орбиты происходит под действием возмущений от Солнца со скоростью -0,053°/сут. Скорость прецессии узлов орбиты ММБ зависит от ее текущей высоты и может достигать 5,3 градусов в сутки на низких орбитах. Поэтому дату старта необходимо рассчитывать так, чтобы за время перелета ММБ к Луне плоскость его орбиты совместилась с плоскостью орбиты Луны. Таким образом, суммарная продолжительность одного рейса ММБ мощно- стью -1,89 МВт составит -180 сут. -476-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Мощность СБ, МВт ----------- продолжительность работы ЭРДУ при перелёте Земля-Луна • -----------суммарная продолжительность перелёта Земля-Луна; — продолжительность работы ЭРДУ при полёте Луна-Земля; ---- - - продолжительность перелёта Луна-Земля; • • - - • суммарная продолжительность работы ЭРДУ; •---— • суммарная продолжительность перелёта Земля-Луна-Земля Рис. 5.24. Зависимость продолжительностей перелета и работы ЭРДУ МБ от мощности СБ при массе активного блока 60 т Один из возможных обликов ММБ с солнечной энергетической установкой показан на рис. 5.25. Проектно-баллистический анализ обеспечения грузовых транспор- тных операций в системе Земля-Луна при помощи многоразового межор- битального буксира на основе электроракетной двигательной установ- ки, питаемой от ЯЭУ термоэмиссионного типа мощностью 2-6 МВт. В качестве источника питания ЭРДУ могут быть рассмотрены как ядер- -477-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Блок ЭРДУ Гэрметичный отсек Антенна связи Гэрметичный отсек Блок ЭРДУ Рис. 5.25. Возможный облик ММБ с солнечной энергоустановкой ные, так и солнечные энергоустановки. В настоящее время наиболее рас- пространенными и продвинутыми являются солнечные батареи. Однако создание СБ мегаватного уровня представляется непростой задачей ввиду больших габаритов таких СБ. Альтернативой таким СБ могут рассматри- ваться термоэмиссионные ЯЭУ аналогичной мощности. Особенностью этого типа ЯЭУ является высокая нижняя температура термодинамиче- ского цикла, что приводит к малой площади холодильника-излучателя и, соответственно, к малым габаритам всей установки. Оценочная зависимость удельной массы ЯЭУ мегаваттного класса (с ресурсом от 3-5 лет) на базе перспективных технологий при уровне мощности 5-10 МВт приведена на рис. 5.26. Ниже представлены результаты проектно-баллистических иссле- дований ММБ на основе ЭРДУ, питаемой от термоэмиссионной ЯЭУ. При проведении проектно-баллистических исследований предпола- галось, что один буксир должен доставлять на низкую орбиту (НО) ИСЛ высотой 100 км полезный груз (ПГ) не менее 30 т и совершать один гру- -478-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Рис. 5.26. Оценочная зависимость удельной массы ЯЭУ мегаваттного класса (с ресурсом 3-5 лет) на базе перспективных технологий при уровне мощности 5 — 10 МВт зовой рейс за -180 сут. ПГ доставляется на НО ИСЗ PH грузоподъемно- стью порядка 60 т. Затем ПГ доставляется на радиационно-безопасную орбиту высотой 800 км с помощью разгонного блока (РБ) типа «Фрегат». Вместе с ПГ доставляются система хранения и подачи (СХП) с рабочим телом для полета на НО ИСЛ и обратно. Сам ММБ включает в свой со- став ЯЭУ, ЭРДУ, силовой преобразовательный блок (СПБ), приборный отсек (ПО), ферму отодвижения и устройство стыковки (УС). Схема функционирования ММБ может быть следующей: - осуществляется запуск PH с головной частью (ГЧ) массой 60 т в составе РБ «Фрегат», ПГ и заправленной рабочим телом СХП на орби- те ИСЗ высотой -200 км; -479-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА - осуществляется довыведение ГЧ с помощью РБ «Фрегат» на ра- диацонно-безопасную орбиту высотой 800 км ; - осуществляется стыковка ГЧ массой 53,3 т с ММБ (ГЧ является активным объектом, а ММБ — пассивным); - включение ЭРДУ ММБ и раскрутка с радиацонно-безопасной ор- биты до сферы влияния Луны; - скрутка в сфере влияния Луны до орбиты ИСЛ высотой 100 км и отстыковка ПГ от ММБ; - включение ЭРДУ раскрутка ММБ до выхода из сферы влияния Луны; - скрутка в сфере влияния Земли до высоты радиацонно-безопа- сной орбиты. Далее процесс повторяется. Для данной высоты радиационно-безопасной орбиты затраты харак- теристической скорости (Vx) на перелет на НО ИСЛ составят -8,449 км/с. При проведении проектно-баллистических исследований принима- лись следующие удельные массы: ЭРД — 1 кг/кВт, СХП — 0,15 кг/кг р.т. и СПБ — 1 кг/кВт, масса фермы отодвижения -335 кг, а масса ПО -665 кг. В качестве рабочего тела могут использоваться ксенон или аргон. Радиус сферы влияния Луны принимался 102 000 км, а суммарная продолжительность одного рейса не более —180 сут. Траектории перелета ММБ с ЯЭРДУ к Луне и обратно аналогичны траекториям перелета ММБ с СЭРДУ. Результаты исследований приведены на рис. 5.27 и 5.28. Из рис. 5.27 видно, что создание ММБ с ЯЭУ мощностью более 5,5 МВт является нецелесообразным (для заданной грузоподъемности PH — 60 т) ввиду того, что дальнейшее увеличение мощности не при- водит к заметному росту массы ПГ, доставляемого к Луне. Для достав- ки ПГ массой 30 т потребуется ММБ со следующими параметрами: мощность ЯЭУ, МВт 4,25 удельный импульс ЭРДУ, км/с 45,5 сухая масса ММБ, т 25 масса СХП*, т 2,85 масса заправляемого рабочего тела*, т 20 масса ПГ, т 30 продолжительность одного рейса, сут. 101 * — доставляется вместе с ПГ. -480-
5.4. Многоразовые электроракетные буксиры Мощность ЯЭУ, МВт ---- масса ПГ, доставляемая на ОИСЛ 100 км- — - — масса МБ; ----масса рабочего тела; ---- - - масса СХП; •-----•----• удельный импульс ЭРДУ. Рис. 5.27. Зависимость массы ПГ, МБ, рабочего тела, СХП и удельного импульса ЭРДУ от мощности ЯЭУ при массе активного блока 53,3 т Анализ рис. 5.28 показывает, что суммарная продолжитель- ность одного рейса имеет небольшой минимум (-100 сут) в районе 3-4 МВт. Это связано с тем, что при этой мощности ЯЭУ достига- ется максимальная тяговооруженность ММБ на этапе Луна-Земля. При меньших значениях тяговооруженность меньше за счет ма- лой мощности ЯЭУ, а при больших за счет большего удельного им- пульса и, как следствие, более медленного убывания массы ММБ. Также ведет себя и суммарная продолжительность работы ЭРДУ. На этапе перелета Земля-Луна продолжительность работы ЭРДУ и суммарная продолжительность перелета не зависят от мощности. -481-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ------------- продолжительность работы ЭРДУ при перелёте Земля-Луна, — — — — — суммарная продолжительность перелёта Земля-Луна; — - — продолжительность работы ЭРДУ при полёте Луна-Земля ----- - - продолжительность перелёта Луна-Земля; •-----•-----• суммарная продолжительность работы ЭРДУ; •-----•------• суммарная продолжительность перелёта Земля-Луна-Земля Рис. 5.28. Зависимости продолжительностей перелета и работы ЭРДУ МБ от мощности ЯЭУ при массе активного блока 53,3 т Это объясняется тем, что при стартовой массе ММБ тяговооружен- ность ММБ остается одного порядка малости во всем диапазоне рассматриваемых уровнях мощности ЯЭУ. При расчете продолжительности рейса также следует учитывать дополнительные ~73 сут. для фазирования долготы восходящего узла относительно восходящего узла лунной орбиты. Необходи- -482-
5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира мость в этом связана с тем, что из-за несферичности поля тяготе- ния Земли происходит прецессия восходящего узла орбиты ММБ. Прецессия узлов лунной орбиты происходит под действием возму- щений от Солнца со скоростью ~0,053°/сут. Скорость прецессии уз- лов орбиты ММБ зависит от ее текущей высоты и может достигать 4,07 градусов в сутки на высоте 800 км. Поэтому дату старта необхо- димо рассчитывать так, чтобы за время перелета ММБ к Луне пло- скость его орбиты совместилась с плоскостью орбиты Луны. Таким образом, суммарная продолжительность одного рейса ММБ мощ- ностью ~4 МВт составит -173 сут. 5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира Применительно к грузовым транспортным операциям по регуляр- ной доставке контейнеров с полезным грузом с орбиты Земли на ор- биту Луны с помощью многоразового межорбитального буксира од- ной из наиболее важных задач является снижение удельной стоимости транспортировки единицы массы полезного груза [5.9]. Это требова- ние может быть трансформировано в задачу определения параметров буксира и его основных составляющих, при которых будет доставлена максимальная масса полезного груза на орбиту Луны за весь срок эк- сплуатации буксира. Ниже изложен подход к оптимизации ММБ мощностью 1-1,5 МВт при двухпусковой схеме развертывания для доставки на орбиту Луны ПГ массой до Ют. Данный ММБ может быть использован для достав- ки беспилотных комплексов, например для автоматической лунной базы, расходуемых материалов и других грузов. Постановка задачи оптимизации параметров многоразового буксира. Рассмотрим один из возможных подходов к решению задачи выбора параметров буксира на основе ЯЭРДУ и характеристик тран- спортных операций [5.47]. Он включает определение оптимальной продолжительности рейса перелета к Луне и обратно для различных значений мощности ЯЭУ и, в конечном итоге, оптимальное значение мощности ЯЭУ в зависимости от грузоподъемности используемой тяжелой PH. При этом должны быть определены такие характери- стики, как оптимальный удельный импульс ЭРДУ, масса требуемого рабочего тела, общее количество рейсов, масса полезного груза, пере- возимого за один рейс и др. -483-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Для определенности будем рассматривать многоразовый буксир, в котором в качестве источника электроэнергии используется ЯЭУ термоэмиссионного типа и электроракетная двигательная установка с электрореактивными двигателями типа ДАС (двигатель с анодным слоем), которые в нашей стране наиболее полно проработаны и по которым имеется значительный научно-технический задел. С учетом того факта, что многоразовый буксир предполагается использовать с первых этапов освоения Луны, для получения конкретных резуль- татов, примем достигнутые к 2010 г. характеристики энергетической и двигательной установок, прежде всего удельные массы и ресурс работы. Обоснованный ресурс ЯЭУ по литий-ниобиевой технологии составляет 5 лет [5.11], а ресурс рассматриваемого двигателя — по- рядка года. Удельная масса ЯЭУ рассматриваемого класса зависит от мощности. Таким образом, при оптимизации необходимо учитывать следующие ограничения: - разный срок работы ЯЭУ (5 лет с постепенным доведением до 10 лет и более) и электрореактивных двигателей (1 год); - эксплуатация ЯЭУ, а следовательно, и буксира, возможна лишь на орбитах выше радиационно-безопасной, которая не должна быть ниже 800 км. Поэтому первый пуск ЯЭУ и соответственно включение буксира производится на этой орбите, кроме того, буксир обратный порожний рейс завершает также на этой орбите; - доставка полезного груза (точнее — контейнера с полезным гру- зом) на орбиту высотой 800 км обеспечивается тяжелой PH, стартую- щей с отечественного космодрома, с разгонным блоком на основе ЖРД; - принимается так называемая двухпусковая схема развертывания транспортного комплекса (буксира с полезным грузом), т.е. до начала эксплуатации двумя пусками PH (одного типа или разных) на радиа- ционно-безопасную орбиту доставляются два модуля, которые после стыковки образуют готовый к эксплуатации транспортный комплекс, т.е. заправленный топливом буксир со стыкованным полезным грузом. Масса выводимого модуля должна соответствовать возможностям PH с РБ на основе ЖРД по доставке полезного груза на стартовую орбиту высотой не менее 800 км; - запас рабочего тела ЭРДУ рассчитывается из условия одной за- правки на орбите Земли для обеспечения перелета с грузом со старто- вой околоземной орбиты на орбиту Луны, например высотой 100 км, и порожнего возвращения на эту же орбиту. Общая масса заправляемо- го рабочего тела должна включать резервный запас. -484-
5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира Использование двухпусковой схемы развертывания буксира, а так- же его многоразовое применение, то есть использование в нескольких рейсах в течение срока эксплуатации, предполагает особую компонов- ку узлов и агрегатов по выводимым модулям. При различии в ресурсе ЯЭУ и двигательной установки наиболее целесообразен следующий вариант компоновки выводимых с Земли модулей [5.47]. Первым пу- ском выводятся собственно ЯЭУ, а также система ее отведения от ЭРДУ и система стыковки модулей. Вторым — заправленная топливом ЭРДУ, система стыковки, система отведения полезного груза от двигательной установки и контейнер с полезным грузом. При ресурсе ЯЭУ большем, чем у двигательной установки, возмож- ны два варианта преодоления разноресурсности основных агрегатов ММБ. Первый — замена двигательной установки при каждом рейсе, т.е. вместе с блоком полезного груза на стартовую орбиту выводит- ся новая ЭРДУ в сборе с полностью заправленной топливом системой хранения и подачи. Второй — смена только блока собственно электро- реактивных двигателей перед каждым рейсом, при этом система хра- нения и подачи топлива, система управления и другие агрегаты ЭРДУ остаются в составе ММБ. Однако второй вариант требует дозаправки ЭРДУ топливом на орбите. Вариант с дозаправкой также предполагает два возможных реше- ния. Первое — доставка рабочего тела в баках одним пуском в соста- ве блока полезного груза. Второй — осуществление дозаправки ММБ на стартовой орбите с помощью отдельного танкера или топливной платформы. Однако преимущество выведения одним пуском PH блока полезного груза, максимально приближенного по массе к пороговому значению, нейтрализуется сложностью создания системы заправки, предполагающей наличие на орбите дополнительного объекта и при- лагающейся к нему инфраструктуры по регулярной доставке рабочего тела на орбиту. Данный вариант, возможно, имеет смысл рассматри- вать на более поздних этапах освоения космоса, когда транспортное сообщение в околоземном космосе будет достаточно развито. Компоновочные особенности ММБ предполагают размещение электро- реактивных двигателей на отводящихся штангах, позволяющих увеличить управляемость буксира и снизить вредное воздействие струй плазмы на аг- регаты буксира и полезный груз [5.5, 5.49]. При таком размещении может оказаться более целесообразным менять весь блок ЭРДУ, нежели, оставляя баки и основные агрегаты системы хранения и подачи, при каждом рейсе переустанавливать на штангах связки электрореактивных двигателей. -485-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Таким образом, по-видимому, наиболее целесообразным может быть следующее разделение на два модуля: первый — блок с ЯЭУ, системой отведения ЯЭУ и стыковочным агрегатом, второй — ЭРДУ с заправлен- ной системой хранения и подачи и блок полезного груза с системой от- ведения. Условно назовем их «энергомодулем» и «грузовым модулем». Определив зависимость между оптимальными параметрами ММБ и грузоподъемностью PH, можно будет конкретизировать их тип и грузоподъемность для доставки модулей на стартовую орбиту при развертывании и последующей эксплуатации. Будем рассматривать стартовые массы ММБ на радиационно-безопасной орбите высотой 800 км от 10 до 60 т. Этот диапазон стартовой массы соответствует как возможностям выведения груза существующими тяжелыми PH (клас- са «Зенит», «Протон», «Ангара-5»), так и возможностям перспектив- ных PH грузоподъемностью 30-60 т. Как показали результаты ряда исследований [5.9, 5.47], масса «гру- зового модуля», в состав которого входят ЭРДУ с запасом топлива и полезный груз, заметно превышает массу энергомодуля с ЯЭУ. Именно «грузовой модуль» будет выводиться снова и снова на стартовую орбиту перед каждым новым рейсом ММБ. Поэтому масса «грузового модуля» является определяющей при выборе грузоподъемности PH. В многора- зовой транспортной системе основной станет PH, способная доставлять модуль с полезным грузом и заправленной ЭРДУ. Задача определения связей оптимальных параметров ММБ с харак- теристиками PH через массу модуля с полезным грузом и заправлен- ной двигательной установкой будет иметь наибольшую практическую значимость. Таким образом, задача оптимизации параметров многоразового электроракетного буксира сводится к следующим шагам [5.47]: - оптимизация параметров ММБ по критерию максимума массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны за весь срок эксплуа- тации буксира; - определение взаимосвязи оптимальных параметров буксира с ха- рактеристиками PH; - рекомендация наиболее целесообразного интервала грузоподъ- емности PH для использования в данной транспортной системе; - для выбранного интервала грузоподъемности рекомендации в отношении выбора оптимальных параметров ЯЭУ и ЭРДУ. Система уравнений для определения оптимальных параметров бук- сира. Стартовая масса собранного на стартовой орбите комплекса т0 -486-
5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира может быть определена как сумма масс систем и агрегатов, входящих в состав транспортно комплекса то =тяэу + тэрд +тк + тг +тсхп + тпг, (5.1) где тяэу— масса ЯЭУ; ти— масса электрореактивных двигателей; тт- масса рабочего тела; тсхп — масса системы хранения и подачи ра- бочего тела; тк — масса конструкции буксира, систем и агрегатов отве- дения ЯЭУ, систем стыковки, но без учета массы конструкционных эле- ментов отсека с полезным грузом; тпг— масса отсека полезного груза [5.49]. Следует отметить, что в (5.1) учитывается именно масса отсека, где помимо массы полезного груза учитывается масса части систем, агрегатов и элементов конструкции, составляющих модуль, отделяе- мый на орбите Луны от буксира. Под массой конструкции понимается масса систем отведения и стыковки, а также других систем и агрегатов, обеспечивающих целостность буксира на всех этапах эксплуатации (включая этап выведения на орбиту с помощью PH). В работе [5.50] на основе анализа ряда ЯЭУ, а именно эксплуати- ровавшейся в космосе в 1987-1988 г. советской ЯЭУ «Топаз» мощ- ностью 10 кВт; разрабатываемых ЯЭУ по технологии «Топаз» мощ- ностью 25-100 кВт; ЯЭУ для межорбитального буксира «Геркулес» мощностью 500-1000 кВт и проектных проработок РКК «Энергия» термоэмиссионных ЯЭУ мощностью 1500-5000 кВт была получена эмпирическая зависимость удельной массы ЯЭУ [кг/кВт] от ее элек- трической мощности [кВт] (рис. 5.29), которая может быть аппрок- симирована формулой: У ЯЭУ =^/(В-Ияэу +Q + D, (5.2) где А = 51,43 [кг]; В = 0,01; С = 0,35 [кВт]; D = 4,85 [кг/кВт]. Используя понятие удельной массы, можно определить массы ЯЭУ и ЭРДУ — систем, одной из основных характеристик которых является электрическая мощность: тяэу ~ Yяэу * Nяэу > (5-3) ™ЭРД ~ К зап * Y ЭРД * N ЯЭУ / 0 ^СН ) ’ (5-4) -487-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА где уяэу определяется из (5.2), кси = 0,1 — коэффициент потерь мощности при передаче энергии от ЯЭУ к ЭРДУ (входят затраты мощности на собственные нужды ЯЭУ, потери в шинах и другие потери); КЗАП— коэффицент запаса по количеству ЭРД (1,15). Массу конструкций можно учесть как долю стартовой массы буксира: тк=а-т0, (5.5) где а — некоторый эмпирический коэффициент, значение которо- го из результатов анализа концептуальных проектов ММБ различных типов может быть принято равным 0,02-0,05. Масса рабочего тела рассчитывается из условия, что буксир не доза- правляется, т.е. рассматривается вариант с полной заменой ЭРДУ на орби- те Земли после каждого рейса. При этом предполагается наличие некото- рого резерва топлива, которое будет характеризоваться также некоторым эмпирическим коэффициентом, отражающим процентное соотношение резерва к общей массе рабочего тела, необходимого для перелета. Масса системы хранения и подачи рабочего тела определяется как доля от массы заправляемого рабочего тела: Зависимость удельной массы ЯЭУ от мощности -488-
5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира тсхп ~ ксхп ’ тт ’ (5.6) где /ссхп — коэффициент, определяющий массу системы в долях от массы заправляемого рабочего тела, обычно принимают /ссхп = 0,1 [5.49]. Масса полезного груза за один рейс буксира. В работе [5.47] было получено выражение для массы отсека полезного груза, доставляемого буксиром за один рейс со стартовой орбиты (800 км) на орбиту Луны: тПГ 171 ЭРД (5.7) Оптимальное количество рейсов буксира. Количество рейсов, кото- рое буксир сможет совершить к Луне за время его активной эксплуата- ции, определяется ресурсом ЯЭУ и продолжительностью одного рейса. Q = Тяэу / Тр (5.8) где Тр — продолжительность рейса. Продолжительность рейса включает продолжительность прямого перелета к Луне Тр продолжи- тельность обратного перелета, являющуюся функцией Т (так как за- висит от удельного импульса ЭРДУ, выраженного через время Т), а также время пребывания и выполнения стыковочных операций на ор- битах, продолжительность которых оценивается как Тт = 7-14 суток. При необходимости затрат времени на другие операции, не связанные с работой ЭРДУ, значение Т может быть увеличено. Масса полезного груза за срок активной эксплуатации буксира. Полная масса полезного груза, доставляемого на орбиту Луны в тече- ние всего срока активной эксплуатации буксира Мсум = Q”nr< (5-9) где тиг — масса полезного груза, доставляемого за один рейс. Полу- ченные зависимости суммарной массы полезного груза (точнее — от- секов с полезным грузом) М от мощности ЯЭУ и времени перелета с околоземной орбиты на орбиту Луны позволяют определить опти- мальные параметры ММБ. -489-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Влияние мощности ЯЭУ на суммарную массу полезного груза и па- раметры буксира. Зависимость массы полезного груза, доставляемого на орбиту назначения, от мощности ЯЭУ позволяет определить пара- метры буксира, при которых достигается максимум суммарной массы полезного груза на орбите Луны за весь срок эксплуатации буксира. В качестве примера на рис. 5.30 (а, б) для стартовой массы (на орбите 800 км) 33 т (два пуска PH класса «Протон») и ресурса ЯЭУ 5 лет приве- дены зависимости массы полезного груза, доставляемого за один рейс, а также суммарной массы доставляемого груза за весь срок эксплуата- ции буксира от уровня мощности ЯЭУ. При этом в качестве параметра было принято значение продолжительности перелета. а) б) Рис. 5.30 Зависимость массы полезного груза, доставляемого многоразовым электроракетным буксиром на орбиту Луны за один рейс многоразового буксира (а) и в течение всего срока службы (б) от мощности ЯЭУ при различных значениях времени транспортировки Анализ зависимости суммарной массы полезного груза на орби- те Луны (рис. 5.30 б) позволяет говорить о наличии оптимального времени одного рейса, при котором будет доставлена к Луне мак- симально возможная масса полезного груза при заданной старто- вой массе (т.е. используемых PH). Для ряда значений длительности перелета от Земли к Луне были получены значения мощности ЯЭУ, при которых достигался максимум суммарной массы ПГ, которые позволили построить зависимость максимальной суммарной мас- сы полезного груза от длительности перелета (рис. 5.31). Следует обратить внимание на достаточно узкий оптимум в зависимости суммарной массы полезного груза от мощности ЯЭУ. Так, например, -490-
5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира N, кВт Рис. 5.31. Зависимость максимальной суммарной массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны за весь активный ресурс ЯЭУ (принят равным 5 годам) от мощности ЯЭУ: 1 — 60 сут.; 2 — 90 сут.; 3 — 100 сут.; 4 — 110 сут.; 5 — 120 сут.; 6 — 150 сут.; 7 — 180 сут.; 8 — 360 сут.; 9 — 720 сут.; 10 — 1800 сут. при использовании PH класса «Протон» для доставки «грузового» модуля, максимум суммарного груза достигается при оптималь- ном значении мощности ЯЭУ 0,9-1,2 МВт и времени транспорти- ровки 3-6 месяцев. Следует также подчеркнуть достаточно узкий оптимум и по времени транспортировки. Так, сокращение времени транспортировки до 2 месяцев приведет к уменьшению суммарной массы доставленного полезного груза более чем на 20%. Уменьше- ние мощности ЯЭУ относительно оптимального значения потребу- ет не только более длительной транспортировки, но и приведет к одновременному, достаточно существенному, снижению суммарной массы полезного груза на орбите назначения. Поскольку число рейсов может принимать лишь целочисленные значения, то функция зависимости числа рейсов от мощности ЯЭУ яв- ляется кусочно-линейной. Поэтому принимается допущение, что по- следний рейс учитывается в общем количестве при условии, что груз -491-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА доставлен на орбиту Луны. При этом в расчет не принималась обяза- тельность возвращения буксира на орбиту Земли из последнего рейса. Из последнего графика видно, что для транспортного сообщения между околоземной и окололунной орбитами для собранного транспор- тного средства (буксира с полезным грузом) со стартовой массой поряд- ка 30 т, целесообразно рассматривать ЯЭУ мощностью 0,9-1,2 МВт со временем перелета от Земли к Луне от 3 до 5-6 месяцев. Ниже в табл. 5.8 в качестве примера приведены оптимальные па- раметры рассматриваемого ММБ при использовании различных оте- чественных PH и ресурсе ММБ, определяемом ресурсом ЯЭУ, в 5 лет. Следует отметить, что при выбранной PH и заданной мощности ММБ возможно увеличение массы ПГ, доставляемой в одном рейсе, за счет изменения параметров ЭРДУ, а именно: увеличения удельного Таблица 5.8. Оптимальные параметры ММБ для различных PH при осуществлении транспортных операций между орбитами Земли и Луны (ресурс ЯЭУ — 5 лет) Параметр Протон-М Ангара-А5/ Русь-М Ангара-А7 / Русь-МТ РН-60* Грузоподъемность PH, т 22,0 24,5 35,0 60,0 Масса модуля ММБ на РБО, т 18,7 20,2 29,7 51,0 Стартовая масса ММБ, т 28,9 30,7 42,4 68,6 Опт. мощность ЯЭУ, МВт 0,78 0,81 1,13 1,73 Опт. удельный импульс, км/с 60,6 51,8 47,8 42,5 Оптимальная тяга ЭРДУ, Н 15 18 28 48 Масса ЯЭУ, т 8,7 8,9 10,5 13,4 Масса ЭРДУ (сухая), т 1,3 1,5 2,2 3,6 Масса рабочего тела, т 7,0 8,6 12,3 21,3 Масса ПГ за один рейс, т 9,7 9,5 14,6 26,3 Суммарная масса ПГ, т 67,6 75,8 131,7 262,9 Длительность рейса, сут. 275 239 211 189 Количество рейсов 7 8 9 10 * - Перспективная PH с грузоподъемностью порядка 60 т на низкую околоземную орбиту высотой 200 км -492-
5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира импульса с соответсвующим уменьшением тяги и увеличением дли- тельности рейса. При этом уменьшится количество рейсов и суммар- ная масса ПГ за заданный ресурс ММБ относительно оптимальных параметров. Влияние ограничений по компоновке и массе модулей, выводимых на стартовую орбиту. Рассматриваемая компоновка модулей буксира, а именно: выведение ЭРДУ с заправленной системой хранения и подачи и полезного груза одним пуском PH, т.е. отдельно от ЯЭУ, определяет соотношение между массами модулей. Имеет место два негативных результата применения схемы выведения с модулями равной массы. Во-первых, снижается суммарная масса полезного груза, доставляемо- го буксиром на орбиту Луны за весь срок эксплуатации. Во-вторых, увеличивается мощность ЯЭУ, что значительно усложняет и удорожа- ет процесс ее создания и производства. При этом следует отметить, что именно грузовой модуль определяет тип используемой PH Для рассматриваемой транспортной операции между орбитами Земли и Луны при использовании для регулярного выведения «гру- зового» модуля тяжелой PH одноразовое выведение «энергомодуля» должно осуществляться PH меньшей грузоподъемностью. Возможен вариант выведения той же PH, но с добавочным полезным грузом, не связанным с транспортировкой на орбиту Луны, например, КА с по- следующей доставкой собственным разгонным блоком на его орбиту функционирования. Следует подчеркнуть, что чем выше грузоподъем- ность PH, тем вариант с использованием PH меньшей грузоподъемно- стью для выведения энергомодуля более выгоден. Оптимальные параметры многоразового буксира в зависимости от грузоподъемности ракеты-носителя. Как уже отмечалось, в програм- ме первых этапов освоения Луны могут быть использованы не только существующие PH тяжелого класса, но и перспективные, в том числе предлагаемая к разработке РКК «Энергия» PH грузоподъемностью 60 т. Исследование влияния грузоподъемности существующих и пер- спективных тяжелых PH на оптимальные параметры и эффективность применения ММБ на основе ЯЭРДУ выполнено в [5.47]. Для двухпуско- вой схемы развертывания зависимость стартовой массы транспортно- го средства на основе ММБ (на орбите 800 км) от массы грузового моду- ля (на той же орбите) приведена на рис. 5.32. С увеличением стартовой массы ММБ линейно увеличивается оптимальное значение мощности ЯЭУ (рис. 5.33) и при грузоподъемности PH порядка 60 т оптимальной будет мощность ЯЭРДУ ММБ порядка 3 МВт. При этом одновремен- -493-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Рис. 5.32. Зависимость стартовой массы транспортного средства на основе межорбитального буксира на орбите 800 км от массы грузового модуля (на этой же орбите) но с ростом мощности снижается удельный импульс и увеличивается тяга ЭРДУ, снижается оптимальное значение продолжительности рей- са и, естественно, увеличивается суммарная масса полезного груза, пе- ревозимого за весь срок эксплуатации ММБ (рис. 5.34). Полученные результаты оптимизационных расчетов могут быть обработаны в виде приведенных ниже простых эмпирических зави- симостей, позволяющих оперативно оценить проектные параметры ММБ и его составляющих для заданной грузоподъемности PH, при которых будет реализован максимум суммарного полезного груза на орбите Луны при заданном активном ресурсе ЯЭУ и двухпусковой схеме развертывания транспортного комплекса: ~ ^11 ' М гм "*"^12 Nopt = ^21 ’ ГМ + ^22 = к31 • 1п(Мш) + к32 • {Мгм )0’5 + к33 * POpt = ^41 ' ГМ +^42 ’ (5.10) Трейса ~ ^51 (М гм ) + ^52 * еХР(~ГМ ) + ^53 М пг ~ ^61 ’ ГМ + ^62 Л/Е =^71 ' М гм +^72 -494-
5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира где к.> — некоторые эмпирические коэффициенты, которые при- нимают следующие значения: ки=1,31[т]; к12=5,018 [т]; к21=55,503 [кВт/т]; к22 = 58,629 [кВт]; к31 = — 23,397 [км/с]; к32 = 3,624 [км/(схт0,5)]; к33 = 103,204 [км/с];к41 = 1,751 [Н/т];к42 = — 5,174 [Н];к51 = 552,861 [сутх т0,5]; к52 = 35984,865 [сут]; к53 = 35,785 [сут]; к61 = 0,494; к62 = — 0,092 [т]; к71 = 8,251; к72 = — 40,475 [т]. Отметим, что полученные уравнения и алгоритм могут быть ис- пользованы для предпроектных оценок параметров МБ на основе ЯЭРДУ для решения и других задач в околоземном космосе, в том чи- сле доставки тяжелых КА на ГСО и другие энергоемкие орбиты. Сравнение эффективности межорбитальной транспортиров- ки грузов с использованием ММБ на основе ЯЭРДУ и с использо- ванием разгонных блоков с тепловыми ракетными двигателями. Сравнение различных типов транспортных средств целесообразно вы- полнить для двух критериев: массы полезного груза, доставляемой за один рейс каждым типом транспортных средств, и годовой потребно- сти в PH (а также ММБ и разгонных блоков) для обеспечения задан- ного грузопотока между орбитами Земли и Луны. В качестве примера рассмотрим, что этап выведения выполняется с использованием PH класса «Протон» для обоих типов транспортных средств. В качестве одноразовых разгонных блоков рассмотрены блоки ДМ 3 и Бриз-М на основе обычных ЖРД и кислород-водородный разгонный блок (КВРБ). Отметим лишь, что аналогичные относительные соотношения должны выполняться и для PH большей грузоподъемности. Принято, что выведение элементов транспортной системы на ос- нове разгонных блоков с ЖРД (собственно заправленный разгонный блок и грузовой модуль) для каждого рейса производится по двухпу- сковой схеме на опорную орбиту высотой 200 км, где производится их стыковка. Принимается, что разгонные блоки выводятся на опорную орбиту полностью заправленными. ММБ с ЯЭРДУ формируется также двумя пусками той же PH с довы- ведением энергетического и грузового модуля при помощи малых разгон- ных блоков на основе ЖРД на орбиту высотой 800 км, где производится их стыковка. Последующие пуски PH осуществляются для доставки лишь грузовых модулей в течение всего ресурса ЯЭУ (принят равным 5 годам). Результаты сравнения различных средств доставки полезного груза на орбиту Луны приведены на рис. 5.35. Таким образом, при использовании ММБ на основе ЯЭРДУ по сравнению с химическими разгонными блоками на основе ЖРД для -495-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Рис. 5.33. Зависимость оптимальной мощности ЯЭУ от массы грузового модуля на орбите 800 км при двухпусковой схеме развертывания транспортно комплекса Влияние массы грузового модуля на стартовой орбите ММБ (800 км) на оптимальные значения импульса (а) и тяги (6) ЭРДУ; времени рейса (в) и суммарной массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны за весь срок эксплуатации ММБ (г) -496-
5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира а) Тип РБ Количество РБ в год □ Количество пусков PH за год • Масса ПГ за рейс, т □ Количество пусков PH за 5 лет 9 Масса ПГ за 5 лет т Рис. 5.35. Сравнительные диаграммы различных средств доставки полезного груза на орбиту Луны приведены: а — масса полезного груза за один рейс и годовая потребность в разгонным блоках ДМ3, Бриз-М, КВРБ (Н2-О2) и ЯЭРДУ и количества пусков PH грузоподъемностью класса «Протон» для обеспечения грузопотока порядка 100 т/год; б — общая потребность в разгонным блоках ДМ3, Бриз-М, КВРБ и ЯЭРДУ и количества пусков PH грузоподъемностью класса «Протон» для доставки на орбиту Луны за 5 лет полезного груза суммарной массой порядка 500 т -497-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА обеспечения одинакового грузопотока потребуется в 3-6 раз меньше пусков тяжелых PH. Кроме того, применение ММБ на основе ЯЭРДУ позволяет доставить полезный груз с «неделимой» массой в 2-3 раза большей, чем при использовании химических разгонных блоков. 5.6. Удельная стоимость доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту Луны Снижение стоимости транспортировки груза между орбитами Зем- ли и Луны является одной из наиболее актуальных задач в процессе освоения ресурсов нашего спутника. На первых этапах освоения Луны снижение удельной стоимости грузовых перевозок может быть достиг- нуто практически лишь за счет использования многоразового электро- ракетного буксира, курсирующего между орбитами Земли и Луны. В предыдущем разделе показана техническая эффективность применения ММБ, под которой подразумевается доставка наиболь- шей массы полезного груза на целевую орбиту за весь срок эксплуа- тации ММБ. Ниже, на основе работы [5.51], рассмотрен возможный алгоритм оценки (на ранних стадиях проектирования) экономи- ческой эффективности транспортной системы, использующей тя- желые PH, малые разгонные блоки и ММБ на основе ЯЭРДУ, т.е. оценки стоимости доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту Луны. Ниже изложен подход к оптимизации ММБ в составе транспортной системы (PH, РБ на основе ЖРД, ММБ на основе ЯЭРДУ) для доставки беспилотных комплексов, например, для автоматической лунной базы, расходуемых материалов и других грузов. Основные результаты, как и в предыдущем разделе, получены для ММБ мощностью 1-1,5 МВт и более с доставкой на радиационно-безопасную орбиту высотой 800 км с помощью PH грузоподъемностью порядка 20 т («Протон», «Анга- ра-5», Русь-М») и РБ с ЖРД при двухпусковой схеме развертывания. Однако рассмотренный подход может быть использован и для оценки удельной стоимости транспортировки и при использовании PH боль- шей грузоподъемности. Экономико-математическая модель оценки затрат на доставку полезного груза с Земли на целевую орбиту. В общем виде полные за- траты, связанные с разработкой, изготовлением и доставкой полезного груза на целевую орбиту с помощью транспортной системы с исполь- зованием ММБ могут быть представлены в виде: -498-
5.6. Удельная стоимость доставки полезного груза на орбиту Луны ЭМ , ГМ , ЭМ . ГМ , МБ , „ Г"1 Т / с i i \ С = С№ + П'Сизг +СД +П'СД +СКИК+П-С , (5.11) где — стоимость изготовления энергетического модуля; С™ — стоимость изготовления грузового модуля, за вычетом стоимости ПГ. Фактически, это стоимость изготовления ЭРДУ и приборно-агрегатно- го отсека; СдМ, С™ — стоимости доставки энергетического и грузового модулей на опорную орбиту; Cj^K — затраты на управление буксиром в полете; Сг — стоимость топлива; п — количество рейсов, выполняе- мых буксиром в течение срока эксплуатации. Данное выражение позволяет оценить суммарные затраты на до- ставку полезного груза на орбиту Луны с использованием ММБ. От- метим, что, как и в работах [5.15, 5.47], рассматривается вариант до- заправки ММБ на околоземной стартовой орбите (800 км). Формула (5.11) освобождена от стоимостных оценок полезного груза, поскольку в рамках создания и развития лунной базы предполагается транспор- тировка принципиально различных полезных грузов с существенно отличающейся удельной стоимостью единицы массы. Для интеграции разработанной в [5.47] технической модели в эко- номическую слагаемые стоимости можно выразить через удельные стоимости и технические характеристики ММБ: Сэм =к -СЯЭУ-N (5 12) ^изг *ЭМ ^изг 7V ЯЭУ ----- N ГГМ_Г .ГЭРДУ ЯЭУ /гП\ '(1 + лся) С™=С™-Мгм (5.14) Сэдм=С^-Мэм (5.15) С кик ~ С кик ' т яэу (5.16) Ст =СТ-Мт (5.17) где С™ —удельная стоимость изготовления ЯЭУ; С^ЯДУ —удель- ная стоимость изготовления ЭРДУ (без рабочего тела); — стоимость приборно-агрегатного отсека; С™ — удельная стоимость выведения груза на РБО (будет отличаться для различных PH); С1^ — удельная стоимость работы КИК в процессе управления МБ; Ст — удельная сто- имость рабочего тела; кэм — коэффициент, определяющий соотношение -499-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА между стоимостью изготовления ЯЭУ и энергетического модуля, вклю- чающего, помимо ЯЭУ также систему отведения ЯЭУ от ЭРДУ [5.38] и систему стыковки (кэм может быть принят в пределах 1,1 — 1,15); Мяэу — мощность ЯЭУ; Мэм, Мгм, Мпг, Мт — массы энергетического модуля, грузового модуля, полезного груза, запаса рабочего тела соответствен- но; тяэу — ресурс ЯЭУ в годах. В связи с тем, что по разным данным стоимость пусков эксплуати- руемых PH заметно различаются, в [5.51] было выполнено усреднение стоимости пусков. Приняв допущения, что грузоподъемность PH на орбиту высотой 800 км составляет 85% от грузоподъемности на низ- кую опорную орбиту и стоимость малого разгонного блока для довы- ведения груза на эту орбиту составляет 20% от стоимости пуска PH, была получена приведенная на рис. 5.36 зависимость удельной стоимо- сти выведения груза с поверхности Земли на орбиту 800 км от массы заправленного ММБ на этой орбите. Введение принятых допущений позволяет пролонгировать имею- щиеся данные о стоимости выведения полезного груза на низкую ор- биту в направлении расширения диапазона выводимых масс и увели- чения высоты орбиты и получить следующую эмпирическую формулу для удельной стоимости выведения : С™уд (Мги) = 0,552 • \п(Мгм) + 47,285 • -J-. (5.18) М гм Выведение энергетического модуля в диапазоне стартовой массы собранного ММБ до 30 т возможно с применением PH грузоподъемно- стью класса «Зенит-З» (масса энергетического модуля не превысит 11 т); а при стартовой массе ММБ 30-60 т — PH грузоподъемностью класса «Протон-М» и «Ангара-5» (масса энергетического модуля не превысит 17 т). Стоимости запуска PH указанных классов PH известны, поэтому в расчетах может использоваться не удельный показатель, а полная стоимость пуска PH (вне зависимости от массы выводимого модуля). Для выведения грузового модуля необходимо определение удельной стоимости доставки полезного груза на радиационно-безопасную ор- биту высотой 800 км, причем, определение удельной стоимости должно проводиться для интервала выводимых масс, соответствующих пер- спективным сверхтяжелым PH с грузоподъемностью, превышающей грузоподъемность PH класса «Протон» и «Ангара-5». В этом случае сто- имость пуска каждого типа PH может также считаться фиксированной и определяется из полученной зависимости удельной стоимости пуска -500-
5.6. Удельная стоимость доставки полезного груза на орбиту Луны Рис. 5.36. Зависимость удельной стоимости выведения полезного груза на орбиту высотой 800 км от массы грузового модуля. О — расчетные точки усредненных значений от грузоподъемности PH. Удельная стоимость доставки полезного груза с помощью перспективных PH определяется выражением (5.18) и может быть оценена в 3,45 и 3,1 млн. долл./т соответственно для PH грузоподъ- емностью 35 и 60 т (на низкую околоземную орбиту). С учетом приня- тых допущений грузоподъемность этих PH на радиационно-безопасной орбите составит около 29,8 и 51 т соответственно. Результаты оценок стоимости выведения полезного груза на орби- ту 800 км для различных значений массы приведены в табл. 5.9. В со- ответствии с данными этой таблицы может быть выбрана стоимость доставки на эту орбиту как грузового, так и энергетического модулей. Удельная стоимость ЯЭУ (на единицу электрической мощности) зависит от ее мощности и ресурса, причем снижается с увеличением мощности и повышается с ростом ресурса. На основании анализа дан- ных работы [5.9], где приведены результаты оценки экономической эф- фективности ММБ на основе ЯЭРДУ для доставки КА на ГСО, для рас- сматриваемого диапазона электрической мощности ЯЭУ (при ресурсе 5 лет) могут быть приняты следующие значения удельной стоимости: С^У = 120 000 $/кВт для диапазона мощности ЯЭУ 800 < Мяэу < 1500 кВт. -501-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Таблица 5.9. Принятая стоимость доставки полезного груза с Земли на орбиту высотой 800 км Масса модуля ММБ на орбите 800 км, т Класс PH Стоимость выведения, млн. долл. Менее 5.7 «Союз-2.1а» 45 От 5,7 до 11,6 «Зенит-З» 50 От 11,6 до 21,7 «Протон-М», «Ангара-5» 70 От 21,7 до 29,7 PH с грузоподъемностью до 35 т. 103 От 29,7 до 51,0 PH с грузоподъемностью до 60 т. 158 Увеличение ресурса ЯЭУ повлечет за собой в большей мере возра- стание сроков разработки изделия (в силу увеличения длительности стадий НИОКР), чем полных затрат на разработку. Поэтому представ- ляется допустимым использовать коэффициент ресурса [5.51] ^=1 + 0,04-(тяэу-5). (5.19) Формула (5.19) позволяет определить стоимость доставки на целевую орбиту полезного груза за весь срок эксплуатации ММБ. Однако формула в таком виде не учитывает временной фактор при- ложения затрат. Для приведения составляющих стоимостей к еди- ному моменту времени необходимо знать законы их распределения по времени. Принятые удельные стоимостные показатели, используемые в даль- нейших расчетах, приведены в табл. 5.10. Затраты на НИОКР, испыта- ния, а также капитальные затраты, — т.е. все затраты, предшествую- щие созданию летных образцов, учитываются в отношении стоимости создания ЯЭУ с коэффициентом Ккап, принятым в расчетах равным 10, т.е. стоимость разработки ЯЭУ в 10 раз больше стоимости поставочно- го образца ЯЭУ при мелкосерийном производстве. Разработка и эксплуатация межорбитальной транспортной кос- мической системы является масштабным и длительным проектом и предполагает проведение затрат в процессе всего периода эксплуата- ции. Причем, затраты осуществляются не только на управление тран- спортными космическими аппаратами, но и на производство отсеков ЭРДУ, их заправку рабочим телом, выведение грузовых модулей. Затра- -502-
5.6. Удельная стоимость доставки полезного груза на орбиту Луны Таблица 5.10. Удельные стоимостные показатели, принятые для оцен- ки экономической эффективности транспортной системы с ММБ Показатель Значение Примечания , млн. $/ кВт 0,12-0,40 Удельная стоимость изготовления 1 кВт мощности ЯЭУ. Изменяется ступенчато в зависимости от уровня мощности ЯЭУ С™ , млн.$./кВт 0,03 Удельная стоимость изготовления ЭРДУ. Стоимость изготовления ПАО ЭРДУ СПАО принята равной 15 млн. долл. Скик млн- $ /г°Д 4-6 Стоимость содержания нового типа КА (ММБ). СТ , млн. $/т. 1,0 Удельная стоимость рабочего тела ЭРДУ ты существенные и производятся в течение всего срока эксплуатации ММБ. Таким образом, оценка удельной стоимости транспортировки грузов с Земли на орбиту Луны должна учитывать весь комплекс за- трат на протяжении всего периода эксплуатации транспортной систе- мы, включающей ММБ. Продолжительность эксплуатации ММБ и интервалы между рейсами предполагают проведение работ по созданию грузовых модулей (в части изготовления отсеков ЭРДУ) в различные временные периоды, что обуслав- ливает различия в стоимости изготовления отсеков по причине инфляции. Укрупненный учет затрат позволяет учитывать распределенные во времени затраты как единовременные. В первом приближении можно принять симметричные законы распределения составляющих общих стоимостей. В этом случае координаты центров тяжестей кривых рас- пределения затрат определяются как полусумма координат моментов начала и окончания соответствующих видов работ. На рис. 5.37 показаны затраты на различные виды работ с привяз- кой к базовому моменту времени — старту ММБ с опорной орбиты. Для получения конкретных результатов было принято, что затраты на изготовление энергетического модуля, включая ЯЭУ, распределены равномерно в течение 2 лет до момента старта ММБ, затраты на изго- товление грузового модуля (без учета стоимости транспортируемого полезного груза) — в течение одного года до момента старта ММБ с данным грузовым модулем. Затраты на рабочее тело для ЭРДУ и на выведение модулей на орбиту 800 км учитываются единовременно в -503-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА 1 год Момент старта МБ в первом рейсе гм=-0,5 Затраты на изготовление энергетического модуля. Принимается, что распределение затрат в периоде равномерное. Следовательно, момент приложения затрат тэм = -1 изг Момент старта МБ с очередным грузовым модулем = (i - 1) Тр 2 года Затраты на доставку энергетического модуля. Единовременные затраты. Моментом приложения условно считается момент старта МБ с РБО в первом рейсе Затраты на изготовление грузового модуля. Распределены в периоде равномерно в течение 1 года до момента старта МБ сданным грузовым модулем. Затраты на рабочее тело и доставку грузового модуля на РБО единовременные. Приложены в момент старта МБ с РБО с заданным грузовым модулем. = тг = <=(i-1) Т Затраты на управление МБ в полете. Принимаются равномерно распределенными в течение всего срока эксплуатации МБ. — МБ _ ХЯЭУ 1 кик 2 Рис. 5.37. Схема приложения основных затрат в процессе эксплуатации транспортной системы с использованием ММБ момент старта ММБ. Промежуток времени между стартом PH с оче- редным модулем и стартом ММБ в расчет не принимается. На рис. 5.37 показаны также временные координаты точек прило- жения затрат, которые позволяют при принятых допущениях приво- дить к единому моменту времени затраты на разные виды работ. В общем виде полные приведенные затраты, отнесенные к суммар- ной массе полезного груза, определяются выражениями: -504-
5.6. Удельная стоимость доставки полезного груза на орбиту Луны с = С™ (1 + Е)(г,,+г ) + сэдм • (1 + Е)г° + £[с™ • (1 + Е)(г»+,/-1)^+г- )]+ /=1 (5.20) +£ [с™ • (1+е)(г«+(,'-1И")]+ £ [сг. (1+е)(''-'>г" ]+с™к • (1+е^То+гяэу ); /=1 /=1 с+' (Ен-гяэу)-К-(\ + Е^'} Q- = Nme (5.21) где Ен — нормативный коэффициент сравнительной эффектив- ности капитальных затрат, который может быть принят равным 0,15; Е — норма приведения, которая может быть принята равной 0,03-0,05 (для долларовых цен); Тр — продолжительность рейса; К — потребные капитальные затраты, включая затраты на проведение НИОКР; тяэу — ресурс ЯЭУ; т0 — временной интервал до старта ММБ; т^1, т™ — ин- тервалы времени между точкой приложения затрат на изготовление энергетического и грузового модулей соответственно и их стартом в составе ММБ; т — интервал времени между точкой приложения капитальных затрат и стартом первого ММБ; п — количество рейсов ММБ в течение срока эксплуатации; NMB — количество буксиров (энер- гетических модулей) в серии (для заданного годового грузопотока). Таким образом, приведенная экономико-математическая модель представляет собой сумму всех приведенных затрат, связанных с раз- работкой, изготовлением, развертыванием и эксплуатацией ММБ, отнесенных к суммарной массе полезного груза, доставляемой ММБ на целевую орбиту (орбиту Луны) за весь срок эксплуатации ММБ. В уравнениях увязаны показатели, характеризующие массовые и мощ- ностные характеристики ММБ, параметры целевой орбиты с техни- ко-экономическими показателями ММБ, что позволяет на ранних ста- диях проектирования для заданных характеристик ММБ определить экономическую эффективность. С помощью описанной модели выполнен анализ удельной стои- мости доставки полезного груза на орбиту Луны с помощью ММБ с учетом и без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР по ЯЭУ с приведением к текущему моменту времени. Графики зависимости удельной стоимости доставки от стартовой массы ММБ на орбите 800 км представлены на рис. 5.38. Отметим, что наблюдаемые «колеба- -505-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Стартовая масса ММБ на РБО т Рис. 5.38. Зависимость удельной стоимости доставки полезного груза на орбиту Луны от стартовой массы ММБ на радиационно-безопасной орбите 800 км: 1 — без учета капитальных затрат, затрат на НИОКР и организацию производства; 2 — с учетом капитальных затрат, затрат на НИОКР и организацию производства; 3 — удельные капитальные затраты, затраты на НИОКР и организацию производства; о, х — расчетные точки ния» значений удельной стоимости в зависимости от стартовой мас- сы ММБ связаны с тем, что учитывались целочисленное количество рейсов, целое количество ММБ в серии, необходимых для обеспечения заданного годового грузопотока (принят равным 100 т/год). При использовании PH большей грузоподъемности увеличение стартовой массы ММБ сопровождается ростом мощности ЯЭУ и свя- занным с этим ростом затрат на создание ЯЭУ, ЭРДУ и других затрат, прямо либо косвенно связанных с уровнем мощности. При этом сту- пенчато увеличивается количество рейсов ММБ (в рассмотренном диапазоне с 6 до 12). В соответствии с этим ступенчато происходит увеличение затрат на выведение модулей на стартовую орбиту. При постоянном числе рейсов (в некотором диапазоне значений стартовой массы ММБ) наблюдается рост суммарной массы достав- ляемого полезного груза на орбиту Луны. При этом часть суммарных затрат (40-50% — затраты на выведение модулей ММБ на стартовую орбиту) остается постоянной. За счет этого на указанном участке про- исходит локальное снижение удельной стоимости доставки ПГ. Даль- -506-
5.6. Удельная стоимость доставки полезного груза на орбиту Луны нейший рост стартовой массы ММБ обеспечивает возможность со- вершения большего числа рейсов. В результате при переходе на новый участок с большим числом рейсов возрастают затраты на выведение, и, как следствие, возрастает удельная стоимость доставки полезного груза на орбиту Луны, которая затем снижается к концу участка. Общая тенденция замедления темпов снижения удельной стоимости доставки с ростом стартовой массы связана с относительно более бы- стрым ростом затрат на создание ЯЭУ по сравнению с темпами увеличе- ния суммарной массы полезного груза, доставляемого на орбиту Луны. Анализ удельной стоимости транспортировки полезного груза с учетом затрат на НИОКР и капитальных затрат показывает нали- чие пологого минимума. С ростом мощности ЯЭУ и стартовой массы ММБ увеличивается масса полезного груза, доставляемого на орбиту за один рейс, а также число рейсов, совершаемых ММБ к Луне. При этом сокращается общее потребное количество транспортных средств для обеспечения заданного годового грузопотока. В результате капи- тальные затраты и затраты на НИОКР в большей мере списываются на каждый отдельный ММБ. Так, при увеличении стартовой массы ММБ с 15 до 60 т происходит увеличение доли капитальных затрат и затрат на НИОКР в сумме затрат на доставку ПГ на орбиту Луны от 6,5 до 24%. В целом, рост мощности ЯЭУ (а, соответственно, и стартовой массы ММБ) приводит к более быстрому росту затрат на разработку ММБ, а также капитальных затрат (производственные и испытатель- ные мощности), в результате происходит увеличение удельной стои- мости затрат на НИОКР и капитальных затрат на единицу массы до- ставляемого на орбиту Луны полезного груза. Таким образом, при принятых исходных данных и допущениях до- ставка полезного груза на орбиту Луны с минимальными удельными затратами обеспечивается при стартовой массе ММБ на РБО около 45 т, что возможно при использовании в транспортной системе PH, способной доставить на стартовую орбиту 800 км грузовой модуль массой около 35 т. При этом энергетический модуль может быть выве- ден PH грузоподъемностью класса «Протон-М» и «Ангара-5». Удельная стоимость доставки полезного груза на орбиту Луны в за- висимости от мощности ЯЭУ Поскольку одним из основных параме- тров ММБ является мощность ЯЭУ, целесообразно определить также за- висимость удельной стоимости доставки полезного груза на орбиту Луны в зависимости от указанного параметра. Полученная в [5.47] с использо- ванием описанной модели такая зависимость представлена на рис. 5.39. -507-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Мощность ЯЭУ, кВт Рис. 5.39. Зависимость удельной стоимости доставки полезного груза с Земли на орбиту Луны ММБ от мощности ЯЭУ Полученная зависимость может быть аппроксимирована следую- щей эмпирической формулой для определения удельной стоимости доставки ПГ на орбиту Луны с помощью ММБ на основе ЯЭРДУ: Суд^яэу ) = 12,56 • 1П(7%У) + 25265 • -78,6. (5.22) Мяэу Структура затрат лунной транспортной системы с ММБ. С учетом оценки перспектив создания рассматриваемого ММБ не ра- нее 2020 г., в качестве примера был проведен расчет затрат на создание с приведением их к моменту запуска первого ММБ в 2020 г. Тем не менее, представляя возможность создания ММБ к 2020 г., при расчетах принимался пессимистический вариант применения ММБ с использо- ванием средств выведения, обладающих характеристиками существу- ющих в настоящее время PH класса «Протон-М», а также перспектив- ной PH «Ангара-А5». С использованием разработанной модели были оценены затраты на создание основных элементов ММБ — затрат на создание ЯЭУ, ЭРДУ, затраты на доставку модулей ММБ на стартовую орбиту, затрат на услуги контрольно-измерительного комплекса (управление полетом и контроль), затраты на закупку рабочего тела (ксенона), а также затра- -508-
5.6. Удельная стоимость доставки полезного груза на орбиту Луны ты на разработку и испытания (НИОКР) и капитальные затраты по созданию необходимой инфраструктуры производственных и иссле- довательских комплексов. На рис. 5.40 приведена структура затрат в составе ММБ, снаряжен- ного на один рейс (без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР), ММБ в течение срока эксплуатации (определяется ресурсом ЯЭУ), а также флота из шести однотипных ММБ, обеспечивающих грузопоток в 100 т/год. Принятые на диаграммах обозначения: ЯЭУ — затраты на создание ядерной энергоустановки; ЭРДУ — затраты на создание од- ной электроракетной двигательной установки; СВ — средства выведе- ния (затраты на доставку на орбиту 800 км энергетического и грузо- вого модулей); КИК — контрольно-измерительный комплекс (затраты на управление полетом); РТ — затраты на приобретение необходимого количества рабочего тела. Результаты выполненных оценок показали, что при принятых исход- ных данных затраты на средства выведения составляют от 38% в структу- ре затрат на осуществление единичного полета буксира на орбиту Луны и обратно (без учета капитальных затрат и затрат на НИОКР) и возрастают до 47% в структуре затрат на создание транспортной системы из шести ММБ, обеспечивающей грузопоток на орбиту Луны в размере 100 т в год. Рис. 5.40. Структура затрат: а — в составе ММБ, снаряженного для одного рейса; б — в составе ММБ в течение срока его эксплуатации. Включены капитальные затраты и затраты на НИОКР; в — в составе транспортной системы, состоящей из 6 ММБ и позволяющей обеспечивать грузопоток в размере 100 тонн в год -509-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Стоимость производства ЯЭУ составляя до 39% собственно одного тран- спортного средства (ММБ), снижается до 5-6% в структуре затрат на созда- ние полной транспортной системы из нескольких ММБ (в рассматриваемом примере флота из шести ММБ в транспортной системе для обеспечения грузопотока 100 т/год). Затраты на рабочее тело незначительны (2-3%). Таким образом, применительно к перспективным задачам обес- печения больших грузопотоков с использованием небольшого флота ММБ на основе ЯЭРДУ относительная стоимость затрат на ЯЭУ (с уче- том затрат на разработку) невелика и не превышает 10%. Поэтому к наиболее существенным результатам с точки зрения дальнейшего сни- жения стоимости доставки полезного груза на целевую орбиту могут привести следующие усовершенствования: - создание более эффективных и дешевых средств выведения (ра- кет-носителей); - работы по снижению стоимости создания ЭРДУ (применительно к многоразовому буксиру), в том числе разработка систем, обеспечи- вающих возможность многоразового использования приборно-агре- гатных отсеков ЭРДУ с проведением регламентных работ на опорных орбитах со сменой тяговых модулей и орбитальной дозаправкой. Сравнение удельной стоимости доставки полезного груза на ор- биту Луны транспортными системами с ММБ на основе ЯЭРДУ и системами с одноразовыми разгонными блоками на основе ЖРД. Рас- чет стоимости и сравнение ценовых показателей различных тран- спортных средств (сравнение ММБ с ЯЭРДУ и разгонных блоков с ЖРД) был выполнен в рамках применения существующих средств выведения. Сначала для PH «Протон-М» («Ангара-5)» были опреде- лены параметры ММБ, соответствующие оптимальному значению мощности ЯЭУ: оптимальная мощность ЯЭУ, кВт 924 масса энергетического модуля, т 10,0 масса грузового модуля, т масса рабочего тела (на весь ресурс ЯЭУ), т суммарная масса ПГ, доставляемого на орбиту Луны за срок эксплуатации, т необходимое количество ММБ для обеспечения грузопотока 100 т/год 18,7 77,7 84,9 6 При таких параметрах транспортной системы (характеристики ММБ и их количество для обеспечения грузопотока) удельная стои- -510-
Список литературы к главе 5 мость доставки ПГ на орбиту Луны (с учетом затрат на НИОКР и воз- можных капитальных затрат) составила 26,2 тыс. долл./кг. Для сравнения был проведен расчет удельной стоимости доставки полезного груза с помощью разгонного блока с ЖРД (типа ДМ). Сто- имость разгонного блока принималась в пределах 15% от стоимости пуска PH, принятой равной 70 млн долл., т.е. 10,5 млн. долл. Получен- ная удельная стоимость доставки полезного груза разгонным блоком на основе ЖРД составила 51,9 тыс. долл./кг, что в 2 раза выше удельной стоимости доставки при помощи ММБ с ЯЭРДУ (см. рис. 5.40). Таким образом, использование для обеспечения большого грузопото- ка между Землей и орбитой Луны транспортного средства нового типа — многоразового межорбитального буксира на основе электроракетной двигательной установки, использующего в качестве источника энергии ядерную энергоустановку с термоэмиссионным реактором-преобразова- телем, вполне обосновано с экономической точки зрения. По сравнению с применяемыми разгонными блоками на основе химических ракетных двигателей, ММБ с ЯЭРДУ, позволяет при сопоставимых затратах на выведение на орбиту транспортной системы и полезного груза, снизить удельную стоимость доставки 1 кг полезного груза не менее чем в 2 раза. Кроме того, применение ММБ на основе ЯЭРДУ позволяет доставлять на целевую орбиту полезный груз с «неделимой массой», в 1,5-2,5 раза пре- вышающей таковую при использовании разгонных блоков с ЖРД (при условии двухпускового выведения на опорную орбиту). Список литературы к главе 5 5.1. Перминов А.Н., Моисеев Н.Ф., Севастьянов Н.Н., Брюханов Н.А., Сизенцев Г.А., Синявский В.В., Сотников Б.И., Стойко С.Ф. Пер- спективы освоения Луны // Изв. РАН. Энергетика. 2006. № 1. С. 3-14. 5.2. Грибков А.С., Романов С.Ю., Севастьянов Н.Н., Синявский В.В. Лунный добывающе-перерабатывающий комплекс на базе атомной те- плоэлектростанции // Изв. РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 22-34. 5.3. Авдуевский В.С., Лесков Л.В. Работает невесомость. М.: Молодая гвардия. 1988. 224 с. 5.4. Шевченко В.В. Лунная база. М.: «ЗНАНИЕ». Космонавтика и астрономия, № 6. 1991. 64 с. 5.5. Синявский В.В. О работах РКК «Энергия» имени С.П.Королева в области создания ядерно-энергетических установок и ядерных электроракетных двигательных установок большой мощности // -511-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА Ракетно-космическая техника. Труды РКК «Энергия». Сер.12. 2007, вып. 1-2. С.8-19. 5.6. Копик А. По материалам НПО им. С.А. Лавочкина. Этапы мо- дернизации РБ «Фрегат» И Новости космонавтики. 2007. № 3. С. 56-57. 5.7. Коротеев А.С., Севастьянов Н.Н., Горшков Л.А. и др. Пилотируе- мая экспедиция на Марс // М.: Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского. 2006. 320 с. 5.8. Баканов Ю.А., Семенов Ю.П., Синявский В.В., Масленников А.А., Юдицкий В.Д. О выборе типа, структуры и размерности источ- ника электроэнергии для электроракетного транспортного аппара- та // Ракетно-космическая техника. Сер.12. Труды РКК «Энергия» им. С.П.Королева. 1996, вып. 2-3. С.11-21. 5.9. Грибков А.С., Евдокимов Р.А., Легостаев В.П., Лопота В.А., Максимов В.А., Островский В.Г, Синявский В.В., Тугаенко В.Ю. Электроракетный транспортный аппарат для обеспечения боль- ших грузопотоков в космосе И Изв. РАН. Энергетика. 2009. № 2. С.101-111. 5.10. Полетаев Б.И., Лянной Е.Г., Романов А.В., Павлов А.Ю. Работы КБ «Арсенал по созданию космических аппаратов с ядерными энерге- тическими установками // Ядерная энергетика в космосе. Сб. докл. в 3-х томах. Т.1. Изд. НИКИЭТ, 2005. С.247-249. 5.11. Земляное А.Б., Косов ЕЛ., Таубе В.А. Система морской космиче- ской разведки и целеуказаний (история создания). СПб. 2002. 5.12. Грязнов ЕМ. Космическая атомная энергетика и новые техноло- гии (Записки директора). М.: ФГУП «ЦНИИатоминформ». 2007. 136 с. 5.13. Пупко В.Я. История работ по летательным аппаратам на ядер- ной энергии для космических и авиационных установок в ГНЦ РФ ФЭИ // Издание второе. Обнинск, ФЭИ. 2002. 5.14 Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. С.П.Королева. 1946-1996. Изд. РКК «Энергия». 1996. 670 с. 5.15. Сухов Ю.И., Синявский В.В. Обзор работ РКК «Энергия» им. С.П.Королева по термоэмиссионным ядерным энергетическим уста- новкам большой мощности космического назначения И Ракетно-кос- мическая техника. Сер. 12. Труды РКК «Энергия» им. С.П.Королева. 1995, вып.3-4. С.13-48. 5.16. Elliott F. W., Foster J.E., Patterson M.J. An Overview of the High Pow- er Electric Propulsion (HiPEP) Project 11 AIAA-2004-3453, Jul. 2004. 5.17. Каторгин Б.И., Архангельский В.И., Леонтьев А.И. и др. Ядерная замкнутая газотурбинная энергоустановка геостационарного инфор- -512-
Список литературы к главе 5 мационного спутника И Ядерная энергетика в космосе - 2005. Сб. докл. в 3-х томах. Т.1. Изд. НИКИЭТ. 2005. С. 111-120. 5.18. Баринов С.В., Калганов В.Д., Сметанников В.П и др. Концепция ядерной энергоустановки электрической мощностью 500 кВт на ос- нове газоохлаждаемого реактора с газотурбинным преобразованием энергии по циклу Брайтона // Ядерная энергетика в космосе — 2005. Сб. докл. в 3-х томах. Т.1. М.: Изд. НИКИЭТ. 2005. С. 131-138. 5.19. Коротеев А.С. Новый этап в использовании атомной энергии в космосе И Атомная энергия. 2010. Т.108, вып. 3. С.135-138. 5.20. Гафаров. А.А., Пришлецов А.Б., Рождественский Н.М. Сравни- тельный анализ транспортно-энергетических модулей на базе ядерных энергетических установок с системами прямого и динамического пре- образования энергии // Ядерная энергетика в космосе. Сб. докл. в 3-х томах. Т.1. М.: Изд. НИКИЭТ. 2005. С.101-104. 5.21. Евдокимов Р.А., Синявский В.В. Сравнительный анализ термоэ- миссионной и газотурбинной схем преобразования тепловой энергии в электрическую в космических ЯЭУ транспортно-энергетических мо- дулей // Ядерная энергетика в космосе. Сб. докл. в 3-х томах. Т.1. М.: Изд. НИКИЭТ, 2005. С.159-168. 5.22. Ярыгин В.И. Термоэлектричество и термоэмиссия в космиче- ских ядерных энергетических установках прямого преобразования. Современное состояние и перспективы // Ядерная энергетика в космо- се. Сб. докл. в 3-х томах. Т.1. М.: Изд. НИКИЭТ. 2005. С.27-44. 5.23. Агеев В.П., Баканов Ю.А., Елфимов Ф.М., Островский В.Г, Се- менов Ю.П., Сухов Ю.И., Синявский В.В., Соколов Б.А. Электроракетная двигательная установка мощностью 150 кВт для космического букси- ра // Ракетно-космическая техника. Сер. 12. Труды РКК «Энергия» им. С.П.Королева. 1996, вып.2-3. С.237-250. 5.24. Garner С.Е., Brophy J.R., Polk J.E., Semenkin S., Garkusha V., Tver- dokhlebov S., Maresse C. Experimental Evaluation of a Russian Anode Layer Thruster. 3-rd Russian-German Conference on Electric Propulsion Engines and their Technical Applications, Stuttgart, Germany, July 19-23, 1994. 5.25. Гришин С.Д., Лесков Л.В. Электроракетные двигатели космиче- ских аппаратов. М.: Машиностроение, 1989. 216 с. 5.26. Гришин С.Д., Ерофеев В.С., Жаринов А.В. и др. Характеристи- ки двухступенчатого ионного ускорителя с анодным слоем И Журнал прикладной математики и технической физики. 1978. №2, С. 28-36. 5.27. Jacobson D. Т, Jankovsky R. S. Performance Evaluation of a 50 kW Hall Thruster. AIAA-99-0457, December 1999. -513-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА 5.28. Jankovsky R., Tverdokhlebov S., Manzella D. High Power Hall Thrust- ers. Al A A 99-2949, December 1999. 5.29. Massey D.R. Development of a Direct Evaporation Bismuth Hall Thruster. Michigan Technological University. 2008, P. 210. 5.30. Tverdokhlebov S., Semenkin A., Polk J. Bismuth Propellant Option for Very High Power TAL Thruster, in 38th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference. 2002: Indianapolis, IN. 5.31. Агеев В.FL, Островский В.Г. Магнитоплазмодинамический дви- гатель большой мощности непрерывного действия на литии // Изве- стия РАН. Энергетика. 2007. № 3. С.82-95. 5.32. Кувшинова Е.Ю., Синицын А.А. Эффективность применения ме- жорбитальных буксиров в транспортных операциях ОИСЗ — ОИСЛ. Доклад на 1-ой международной конференции МАА — РАКЦ «Космос для человечества», IAA — RACT — R — 2.1 — 06, Россия, Московская область, Королев, 21-23 мая 2008 года, 58 с. 5.33. Кувшинова Е.Ю., Синицын А.А. Эффективность применения межорбитальных буксиров на основе ЭРДУ в транспортных операци- ях в околоземном пространстве. Доклад на XXXIII Академических чте- ниях по космонавтике, посвященных памяти академика С.П. Короле- ва и других выдающихся отечественных ученых - пионеров освоения космического пространства, Москва, 26 - 30 января 2009 года. 5.34. Васильковский В.С., Андреев П.В., Зарицкий Г.А., Пономарев-Степ- ной Н.Н., Компаниец Г.В., Усов В.А., ВасиленкоВ.В., Данилюк А.Ю., Зубрев В.Н., Павлов К.А., Ранее Л.А., Чупахин В.П., Шевцов Г.А., Витер В.В., Ар- маакин М.В., Ксенофонтов Е.А., Тарарин Л.Н., Полетаев Б.И., Лянной Е.Г., Павлов А.Ю., Романов А.В. Проблемы космической энергетики и роль ядерных энергетических установок в их решении И Ядерная энергетика в космосе. Сб. докладов в 3-х томах. Т.1. М.: Изд. НИКИЭТ. 2005. С. 20-26. 5.35. Овчаренко М.К., Синявский В.В., Шестеркин А.Г., Юдицкий В.Д. Обеспечение ядерной и радиационной безопасности при использова- нии ЯЭУ с термоэмиссионным реактором-преобразователем в составе космического аппарата // Изв. РАН. Энергетика. 2003. № 4. С. 3-18. 5.36. Андреев П.В., Васильковский В.С., Зарицкий Г.А., Галкин А.Я. Космическая ядерная энергетика: перспективы и направления разви- тия // Полет. 2006. № 4. С. 19-25. 5.37. Аракелов А.Г., Попов А.Н., Юдицкий В.Д. Проблемы создания крупногабаритных холодильников-излучателей космических ЯЭУ // Ядерная энергетика в космосе. Сб. докладов в 3-х томах. Т.З. М.: Изд. НИКИЭТ. 2005. С. 447-450. -514-
Список литературы к главе 5 5.38. Косенко А.Б., Синявский В.В. Система отведения ядерного энер- гоблока от агрегатов тяжелой космической платформы // Изв. РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 115-121. 5.39. Синявский В.В., Юдицкий В.Д. Проблемы обеспечения элек- тротехнической и тепловой совместимости ядерно-энергетической установки, электроракетной двигательной установки и функциональ- ного оборудования телекоммуникационного космического аппара- та // Ракетно-космическая техника. Сер. 12. Труды РКК «Энергия» им. С.П.Королева. 2007, вып.1-2. С. 120-136. 5.40. Безгин ГА., Гаврилов В.П., Кичигина О.К., Юдицкий В.Д. Проектный метод решения задачи довыведения космического ап- парата с эллиптической геопереходной орбиты на геостационар- ную двигательной установкой малой тяги // Ракетно-космическая техника. Сер. 12. Труды РКК «Энергия» им. С.П.Королева. 2003, вып.1-2. С. 42-57. 5.41. Масленников А.А. Баллистические исследования способа довыведения космических аппаратов с высокоэллиптических пе- реходных орбит на квазикруговые рабочие орбиты И Ракетно-кос- мическая техника. Сер. 12. Труды РКК «Энергия» им. С.П. Королева. 2003, вып.1-2. С. 58-71. 5.42. Салмин В.В., Старинова О.Л., Волоцуев В.В., Петрухина К.В., Коровкин Г.А. Оценка эффективности применения электроракетных двигателей для поддержания низких орбит спутников Земли и тран- спортировки полезных нагрузок на геостационарную орбиту И Сб. те- зисов 1-й конф. МАА-РАКЦ «Космос для человечества». Королев. 2008. С. 187-188. 5.43. Масленников А.А. Особенности компоновки космических аппаратов с маршевой электроракетной двигательной установ- кой // Ракетно-космическая техника. Сер.12. Труды РКК «Энергия» им. С.П. Королева. 2007, вып. 1-2. С. 75-82. 5.44. Пономарев-Степной Н.Н. Ядерная энергетика в космосе. И Атомная энергия. 1989. Т.66, вып.6. С. 371-374. 5.45. Грязнов Г.М., Пупко В.Я. «Топаз-1» — Советская космическая ядерно-энергетическая установка // Природа. 1991. № 10. С. 30-36. 5.46. Multijunction cells — Record breakers,Technology focus. May. 2008. P. 284-286. 5.47. Косенко А.Б., Синявский В.В. Оптимизация параметров много- разового межорбитального буксира с ядерной электроракетной двига- тельной установкой // Изв. РАН. Энергетика. 2009, № 3. С. 140-152. -515-
Глава 5. ЛУННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА 5.48. Лопота В.А., Масленников А.А., Синявский В.В. Система ядер- ных электроракетных транспортных аппаратов для удаления с гео- стационарной орбиты пассивных космических аппаратов // Изв. РАН. Энергетика. 2009, № 1. С.3-12. 5.49. Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Соколов Б.А. О выборе удельно- го импульса электроракетной двигательной установки и влиянии его величины на эффективность выполнения транспортных операций в космосе // Ядерная энергетика в космосе. Сб. докл. в 3-х томах. Т.1. М.: Изд. НИКИЭТ. 2005. С. 198 — 206. 5.50. Евдокимов Р.А., Косенко А.Б. Оптимизация электрической мощ- ности термоэмиссионной ЯЭУ в составе межорбитального буксира для различных средств выведения и допустимого времени транспор- тировки // Ракетно-космическая техника. Труды. Сер. 12, вып. 1-2. РКК «Энергия» им. С.П.Королева. 2007. С. 113-119. 5.51. Косенко А.Б., Синявский В.В. Экономическая эффективность ис- пользования многоразового межорбитального буксира на основе ядер- ной электроракетной двигательной установки при обеспечении боль- ших грузопотоков между орбитами Земли и Луны // Ракетно-космиче- ская техника. Труды. Сер. 12. Вып. 3. РКК «Энергия» им. С.П. Королева. 2009. С. 49-70. -516-
6.1. Кризисные проблемы развития мировой энергетики Глава 6 ЛУНА И РЕШЕНИЕ ЭКОЛОГИЧЕСКИХ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ Большие капиталовложения в исследование и освоение космоса, в том числе Луны, оправданы в том случае, если способствуют решению стоящих перед человечеством глобальных проблем. Среди них перво- степенное значение имеет экологическая — проблема сохранения среды обитания человека. С другой стороны, решение глобальных проблем в масштабах всего земного шара все больше становится зависимым от ре- шения энергетических проблем. Анализ динамики роста энергетических потребностей человечества и возможностей их удовлетворения показы- вает необходимость использования новых, экологически чистых источ- ников энергии, среди которых значительное место должны занять косми- ческие солнечные электростанции (КСЭС) [6.1]. Однако их масштабное применение, связанное с развертыванием на околоземных орбитах огром- ных конструкций, ограничивается грузопотоком по направлению Зем- ля — космос. Данная проблема может быть решена за счет привлечения лунных ресурсов. Использование минеральных богатств естественного спутника Земли позволяет также решить другую проблему — теплового порога энергопотребления на планете, которая не связана непосредствен- но с парниковым эффектом и касается любых источников энергии [6.1]. Данная проблема может быть решена двумя путями — выносом энерго- емких производств в космос с переориентацией их на космическую энер- гетику и лунные ресурсы и/или путем устранения перегрева Земли за счет снижения естественного потока солнечного излучения с помощью экрана, созданного на базе лунных ресурсов [6.2]. Тем не менее, развертывание полномасштабной системы энергоснабжения Земли из космоса с исполь- зованием лунных ресурсов станет возможным только после отработки технологии космических солнечных электростанций, что невозможно без создания демонстрационных (пилотных) образцов системы умеренной мощности. Ниже подробно рассмотрен очерченный круг вопросов. 6.1. Кризисные проблемы развития мировой энергетики Энергопотребление является одним из характерных показателей уровня жизни человека. Увеличение численности населения Земли с прогнозируемыми темпами роста ~1% в год, а также стремление к по- -517-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ вышению уровня жизни определяют высокие требования к темпам раз- вития энергетики (до 2020 г. по первичным источникам энергии: уголь, нефть, газ, уран — темп роста составит ~ 1,7 % в год). По данным Всемир- ного Банка к концу XXI века численность населения планеты может до- стичь 10 млрд человек. Особенностью прогнозируемого роста населения являются стабилизация численности населения в развитых странах на уровне около одного млрд человек и рост численности населения в раз- вивающихся странах к концу XXI века до 9 млрд человек. При соответствующем технологическом уровне мирового производ- ства, с учетом условий естественного обитания, энергетическая мощ- ность, приходящаяся на душу населения, определяет «качество» жизни. К началу XXI в. в среднем на одного человека в мире приходилось около 2,35 кВт мощности по первичным энергоносителям [6.3], в то время как в США — 10 кВт, в Канаде — 14 кВт [6.4]. Если принять, что к концу сто- летия средний мировой уровень будет соответствовать современному уровню энергопотребления в развитых странах (10 кВт/чел.), то можно оценить масштаб мировой энергетики с учетом роста численности на- селения планеты в 100 млрд киловатт [6.1]. Однако, интенсивное развитие энергетики на базе традиционных ис- точников энергии (уголь, нефть, газ) не позволит обеспечить необходи- мые потребности, так как их природные запасы, во-первых, ограниче- ны, и, во-вторых, технологии современного производства из первичных в конечные потребляемые виды энергии (тепловую, электрическую, ме- ханическую) приведут к нарушению экологического равновесия и необ- ратимым изменениям в природе. На проблеме климатических изменений, обусловленных хозяйствен- ной деятельностью человека, прежде всего сжиганием органических топлив, целесообразно остановиться отдельно. В последние несколько лет достигнут значительный прогресс в понимании того, как климати- ческая система Земли изменялась во времени и пространстве. Клима- тологи уверены, что опасное изменение климата на Земле в настоящее время происходит в результате человеческой деятельности. Аномально высокая скорость потепления связывается с возрастанием в атмосфере концентрации парниковых газов в результате сжигания углеродного то- плива, а также развития сельского хозяйства (двуокись углерода) и мо- дернизации землепользования (метан и закись азота). За прошедший век (1907-2006 г.) изменение средней глобальной температуры воздуха составило 0,74°С, причем линейный тренд температуры в последние 50 лет (0,13°С за десятилетие) почти вдвое превышал соответствующее -518-
6.1. Кризисные проблемы развития мировой энергетики значение для столетия, а 11 из 12 последних лет (включая 2006 г.) стали самыми теплыми за весь период инструментальных наблюдений за гло- бальной температурой с 1850 г. (рис. 6.1). Рис. 6.1. Концентрация углекислого газа в атмосфере, средняя температура на Земле и мировые экономические потери от связанных с погодой природных катастроф: 1 - средняя температура (Т); 2 - концентрация СО2 (К); 3 - экономические потери Межправительственный комитет по изменению климата, рассмотрев различные варианты развития мирового сообщества, констатирует, что к концу нашего века парниковые газы могут достичь угрожающей концентрации, эквивалентной 600 ppm СО2, в результате чего к 2100 г. климат нашей планеты потеплеет на 2-3°С по сравнению с доиндустри- альным периодом развития общества [6.5]. Наблюдающийся рост тем- пературы вызывает таяние ледников и «вечной мерзлоты», повышение уровня океана, изменение гидрологического цикла, с увеличением угро- зы наводнений и засух, возрастание скорости ветра и разрушительной силы ураганов, уменьшение пространства суши, изменение ландшафтов, нарушение условий обитания человека, животных и растительных орга- низмов, условий природопользования и др. Как сообщается в основном отчете по экономике и изменению климата Stern Review, увеличение тем- пературы воздуха на 5°С может погубить и человеческую цивилизацию [6.5]. Любое событие подобного рода может оказаться катастрофиче- ским даже при малой вероятности его возникновения, величина его по- -519-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ следствий может превысить все вычисления ущерба, наносимого клима- тическими изменениями [6.6]. Поиск выхода из прогнозируемой негативной ситуации, причина которой заключается в резком потеплении климата, раскрывает много- плановость взаимосвязанных проблем, лежащих в области экологии и энергетики. Хотя общие ресурсы углеводородного топлива на Земле достаточ- ны для удовлетворения потребностей растущего населения в течение ближайших 150-200 лет, однако при их полном использовании прирост средней температуры в атмосфере составит 8-10°С, что приведет к эко- логической катастрофе на Земле. Отметим, что даже после прекращения выбросов углекислого газа естественное понижение его концентрации до современного уровня будет происходить более тысячи лет [6.7]. Проблемы исчерпания ископаемых топлив и загрязнения атмосферы парниковыми газами могут быть частично решены за счет, во-первых, ограничения выбросов парниковых газов при уменьшении потребления углеводородного топлива и использования технологий энергосбереже- ния, а также улавливания и захоронения углекислого газа (секвестирова- ния) [6.1, 6.8, 6.9] и, во-вторых, развития видов энергетики, «чистых» по отношению к парниковому эффекту, таких как атомная, термоядерная, на возобновляемых источниках энергии. Однако принципиальное решение энергетической и экологической про- блем лежит на пути вывода значительного объема производства энергии за пределы атмосферы. Особое место занимает использование солнечной энергии с привлечением возможностей космических систем и космических ресурсов в широком понимании этих терминов (в том числе создание кос- мической системы энергообеспечения Земли на базе лунных ресурсов) [6.1]. Еще в 1970-1980-х г. многие отечественные и зарубежные специалисты проводили анализ возможности создания космических солнечных элек- тростанций. Созданный в настоящее время научно-технический потен- циал космонавтики позволяет ставить вопрос о возможности ее привле- чения к решению фундаментальной проблемы человечества — освоению новых энергетических источников по мере исчерпания запасов углеводо- родов. В первые десятилетия XXI века необходим переход от концепту- альных исследований к практическому осуществлению проектов солнеч- ных электростанций с наращиванием их мощности и количества, начиная с создания летных демонстраторов. Однако даже вывод энергетики за пределы атмосферы не помо- жет решению задачи в пределах допустимого уровня сбрасываемого -520-
6.2. Космические солнечные энергетические станции энергетикой тепла, определяемого сегодня в —100 ТВт [6.1, 6.8, 6.9]. Для предотвращения достижения предельного уровня тепловой на- грузки может быть предложено кардинальное решение — создать систему, уменьшающую поток солнечного излучения, падающего на Землю [6.2] (см. раздел 6.5). Чувствительность климата к относительно небольшим колебаниям солнечной радиации может стать физической основой для создания регулирующей космической системы. Например, при наличии современного состояния полярных льдов изменение сол- нечной радиации на 1% приводит к изменению средней температуры воздуха у поверхности Земли на ~3° С. Данные наблюдений за Солн- цем показывают, что в последние десятилетия «солнечная постоянная» или была практически неизменной, или колебалась в узких пределах, не превышавших 0,1% ее значения [6.10]. 6.2. Космические солнечные энергетические станции Идеи энергоснабжения Земли из космоса появились более 100 лет назад. К.Э. Циолковский в начале прошлого века в своих работах ука- зывал на возможность получения электроэнергии в космосе с помощью солнечных термоэлектрических батарей или с помощью машинных циклов [6.11, 6.12, 6.13]. В 1928 г. В.П. Глушко предложил использовать солнечную энергию с последующим преобразованием ее в электро- энергию для питания силовых установок гелиоракетоплана [6.14], а в 1936 г. М.К. Тихонравов рекомендовал направить разработки в область создания фотоэлементов, которые могут преобразовывать солнечную энергию в космосе в электроэнергию [6.15]. В США Р.Х. Годдард в 1906 г. рассматривал использование энергии Солнца для движения в космосе [6.16], используя машинный цикл пре- образования солнечной энергии в электрическую. В 1923 г. Г. Оберт в фундаментальном труде «Ракета в межпланетном пространстве» [6.17] рассмотрел возможности искусственного освещения в ночное время от- дельных районов Земли и отопления высокоширотных районов нашей планеты с помощью орбитального зеркала диаметром около 100 км. В 1970-1980 г. многие отечественные и зарубежные специалисты об- ращали внимание на необходимость более тщательного анализа воз- можности создания космических солнечных электростанций [6.18]. В 1968 г. в США П.Е. Глезер опубликовал концепцию КСЭС, в ко- торой была предложена архитектура электроснабжения Земли в виде спутниковой системы на ГСО из 60 космических электростанций мощ- -521-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ ностью по 5 ГВт каждая с передачей на Землю СВЧ-энергии на частоте 2,45 ГГц [6.19]. В проекте предполагалось использование: - полностью многоразовой двухступенчатой PH грузоподъемно- стью 100 т; - околоземной низкоорбитальной сборочной станции с экипажем 500-1000 астронавтов; - солнечного межорбитального многоразового буксира с ЭРД для транспортировки грузов между низкой опорной орбитой и ГСО; - наземной приемной антенны (ректенны) диаметром 13 км, которая должна быть подключена к коммерческой электросети. Однако по оценкам Министерства энергетики США (1980 г.) стоимость КСЭС электрической мощностью 5 ГВт составила бы около 100 млрд долл. США, а общие затраты на создание системы из 60 станций превысили 1300 млрд долл. На основании полученных результатов был сделан вы- вод, что при таком высоком уровне затрат космические электростанции станут конкурентоспособными лет через 40 при условии радикального технического прогресса. Но уже в 1997 г. NASA представила концепцию системы производства энергии в космосе для передачи на Землю с сокра- щением затрат на разработку и эксплуатацию [6.20], которая включала: - последовательную реализацию принципа модульного построения системы; - использование роботизированной околоземной сборочной станции и солнечно-синхронных рабочих орбит КСЭС высотой 600-1400 км или эллиптических орбит с наклонением 30-50° высотой от 6000 до 20000 км; - уровень мощности КСЭС от 100 до 400 МВт; - использование высокоэффективной многоразовой PH грузоподъем- ностью Ют при стоимости выведения на опорную орбиту 200 долл./кг; - самовыведение КСЭС с опорной орбиты на рабочую с помощью бор- товой солнечной энергоустановки (СЭУ) и электроракетной двигательной установки (ЭРДУ); - увеличение частоты СВЧ-излучения до 5,8 ГГц (длина волны — 5,17 см), что снижает размеры как антенны, так и ректенны, обеспечивая диаметр планарной наземной ректенны порядка 2 км при высоте орбиты 1400 км или 4,5 км в случае использования эллиптических орбит. Особо отметим, что космическая служба национальной безопасности Минобороны США (National Security Space Office) в отчете 2007 г. рассма- тривала создание космических солнечных электростанций как необходи- мое условие обеспечения стратегической безопасности [6.21], рекомендуя Правительству США обеспечить возможность разработки и создания си- -522-
6.2. Космические солнечные энергетические станции стемы солнечной энергетики космического базирования в течение первой половины XXI в. с такими характеристиками, которые обеспечат разум- ную стоимость, экологическую чистоту, безопасность, надежность, устой- чивое развитие экономики, массовое использование у потребителей. В нашей стране с начала 1960 годов выполнялись концептуальные разработки проектов энергоснабжения Земли из космоса, предложения по освещению и отоплению приполярных городов Земли с помощью ор- битальных отражателей света. В 1977-1989 годах был выполнен анализ проблем электроснабжения Земли с ГСО и с низких околоземных орбит [6.22, 6.23]. Были рассмотрены следующие системы: - орбитальные отражатели солнечного света для освещения припо- лярных и других районов России, а также освещения для повышения производства биокультур; - низкоорбитальная космическая электростанция для электроснаб- жения труднодоступных районов России дистанционной передачей СВЧ-излучения; - система сверхдальней передачи СВЧ-энергии с помощью орбиталь- ных пассивных радиоотражателей; - лунная энергетическая база по производству фотоэлементов, ра- кетных топлив и энергоизлучателей для глобального энергоснабжения Земли электроэнергией мощностью до 20 ТВт. В 2001-2007 г. в Центре Келдыша и РКК «Энергия» при проектно- конструкторской разработке ключевых элементов энергодвигательно- го комплекса для реализации пилотируемой экспедиции на Марс были рассмотрены вопросы выведения и сборки на орбите модулей СЭУ с электрической мощностью от 5 до 20 МВт [6.24]. Экологическим про- блемам наземной и космической энергетики посвящена опубликованная в 2006 г. работа [6.1]. Опыт разработок бескаркасных тонкопленочных космических конструкций, использующих для поддержания плоской формы центробежные силы, обобщен в работе [6.25]. Были продолжены исследования в направлении определения требований к системе энер- госнабжения Земли из космоса наземных и космических потребителей в обеспечение решения задач, связанных с проблемой роста энергопо- требления. Изучались также проекты КСЭС на основе лазерного канала передачи энергии на Землю [6.26]. Рассмотрим основные технические аспекты проектов КСЭС на базе СВЧ и лазерного канала передачи энергии. Космические солнечные электростанции на базе СВЧ-канала пере- дачи энергии. Наиболее проработанным вариантом КСЭС является си- -523-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ стема, в которой солнечная энергия преобразуется в электрическую по- средством фотоэлектрических преобразователей, после чего подается на передающую антенну СВЧ-диапазона. Данный канал обладает высоким КПД устройств прямого и обратного преобразования энергии, освоен- ностью элементной базы, минимальными потерями при прохождении микроволнового излучения через атмосферу. Элементная база СВЧ-канала следующая [6.27]. Для СВЧ диапазона основными типами генераторов являются магнетроны и лампы бегущей волны, которые в непрерывном режиме при мощности 1-5 кВт имеют КПД 50-60%. Прогноз развития техники в этой области позволяет счи- тать достижимым уровень мощности ~50 кВт и КПД до 80% [6.28]. Для преобразования СВЧ-излучения в электроэнергию постоянного тока применяются ректенны, представляющие собой комбинацию отдельного антенного элемента или небольшой группы элементов и полупроводни- кового выпрямителя, согласованного с антенной. Ректенны обладают вы- соким (до 98%) КПД и малой массой. В условиях высокого уровня мощно- сти применяются преобразователи на основе магнетронов, работающих в обращенном режиме и циклотронные преобразователи. Единичный циклотронный преобразователь имеет мощность ~10 кВт и КПД 70-80%, прогнозируемые достижимые параметры: 50-100 кВт и КПД до 90% [6.28] с массой отдельного прибора до нескольких десятков килограмм. Отметим, что элементы системы, работающие в СВЧ-диапазоне, могут работать при температурах до 150°С. Фотоэлектрические преобразователи (ФЭП). Для рассматри- ваемых целей могут быть использованы высокоэффективные (с КПД 14-20%) ФЭП на основе кремния, ФЭП на базе алмазоподобных структур (с КПД до 19%) и тонкопленочных ФЭП на основе аморфно- го кремния (с КПД 10-12%). В 90-е годы прошлого столетия был до- стигнут большой прогресс в создании высокоэффективных ФЭП. Для многопереходных гетероструктурных ФЭП на основе арсенида галлия достигнут КПД до 40%. Однако, данные ФЭП отличаются высокой сто- имостью (до 300 000 долл./кВт) и достаточно большой удельной массой. Кроме того, их массовое производство сталкивается с проблемой де- фицита галлия и ряда других элементов (например, германия, который часто используется в подложках таких преобразователей). Несмотря на сравнительно низкий КПД тонкопленочные ФЭП на основе аморфного кремния обладают малой удельной массой, высокой радиационной стойкостью и сравнительно дешевы. Пионерские работы по КСЭС, в том числе выполненные группой Глезера, как правило, под- -524-
6.2. Космические солнечные энергетические станции разумевали использование крупногабаритных солнечных батарей из тонких ФЭП на основе кремния. На рис. 6.2 приведен общий вид КСЭС [6.29] мощностью (электрическая мощность, принимаемая на Земле) 10 ГВт при массе 24 тысячи т и КПД кремниевых ФЭП 13,7%. Однако рассматривались концептуальные проекты КСЭС, в которых предлага- лось использовать гетероструктурные ФЭП на основе AlGaAs — GaAs. На рис. 6.3 приведен общий вид такой КСЭС [6.30] мощностью 5 ГВт при КПД гетероструктурных ФЭП на основе AlGaAs 20% и массе 13,9 ты- сяч т. В обоих проектах предусматривалось использовать плоские пле- ночные отражатели для увеличения светособирающей поверхности и создания коэффициента концентрации солнечного излучения Кэ = 2. б Рис. 6.2. Схема фотоэлектрической КСЭС с кремниевыми ФЭП и плоскими пленочными отражателями (габариты указаны в метрах) [6.31]: а - общий вид; б - фрагмент системы преобразования солнечной энергии; 1 - несущая конструкция; 2 - панели солнечных батарей; 3 - пленочные отражатели; 4 - диэлектрическая часть несущей конструкции; 5 - силовая мачта; 6 - передающая антенна; 7 - электрическая силовая шина Ранние проекты КСЭС отличались сравнительно большой мощно- стью единичной станции при огромных габаритах и массах. Однако более предпочтительным представляется развертывание системы энер- госнабжения Земли из космоса на основе большого количества КСЭС умеренной мощности, что позволяет реализовать проект поэтапно. Космическая система энергоснабжения Земли умеренной мощности, разработанная в ИЦ им. Келдыша [6.32-6.34], включает космический и наземный сегменты. В состав космического сегмента входит система ор- -525-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ битальных КСЭС, использующих солнечную энергию в качестве пер- вичного источника мощности, которая транслируется наземному по- требителю посредством СВЧ-излучения. Наземный сегмент состоит из приемных пунктов, включающих антенны для приема СВЧ-излучения (ректенны) и преобразователи энергии СВЧ-излучения в электроэнер- гию, используемую потребителями. Срок функционирования системы может составить 20-30 лет. Рис. 6.3. / Схема фотоэлектрической КСЭС с гетероструктурными ФЭП на основе AIGaAs - GaAs и плоскими отражателями (размеры указаны в метрах) [6.30]: а - общий вид; б - поперечное сечение; 1 - панели солнечных батарей; 2 - плоские отражатели; 3 - передающая антенна 2100 21300 Рассматривалась концепция построения системы энергоснабжения Земли на основе группировки КСЭС, размещенных на низких околозем- ных орбитах. Был проведен анализ эффективности и определен выбор орбитального построения системы, сформированы требования к харак- теристикам КСЭС и параметрам всей системы энергоснабжения в целом по критерию обеспечения минимальных удельных капиталовложений и удельной себестоимости электроэнергии. Рассматривались варианты солнечных батарей с ФЭП на основе аморфного кремния (ocSi) с установочной мощностью 5 и 10 МВт, обе- спечивающие выработку электроэнергии с напряжением на выходе ПО В. При удельной мощности солнечных батарей 100 Вт/м2 в конце двадцатилетнего срока эксплуатации для мощности 5 МВт площадь ба- тарей должна составлять 50х103м2 (2 панели с габаритами 160x160 м). Увеличение установочной мощности с 5 до 15 МВт при неизменной площади предполагается за счет повышения КПД ФЭП с 10% до 30% и, соответственно, удельной мощности до 300 Вт/м2. При удельной мас- се солнечных батарей 0,67-2 кг/кВт (в зависимости от КПД) и удель- -526-
6.1. Кризисные проблемы развития мировой энергетики ной поверхности 0,2 кг/м2 масса солнечных батарей для мощности 5-15 МВт составит Ют. Для преобразования напряжения солнечных батарей с НО В до 20 кВ и для преобразования электроэнергии в СВЧ-излучение КСЭС должны иметь преобразователь напряжения постоянного тока и преобразователь электроэнергии в СВЧ-излучение с КПД 0,97 и 0,8, соответственно, и удельными массами 1 кг/кВт и 0,2-0,5 кг/кВт соответственно (в сумме 1,2-1,5 кг/кВт). Масса преобразователей мощности на КСЭС мощностью 5-15 МВт и принятых удельных характеристик составит 7,5-18 т соответственно. Для передачи энергии на Землю посредством СВЧ-излучения в состав КСЭС входит антенна с длиной волны X порядка 3 см, которая обеспечи- вает прохождение луча через атмосферу с наименьшими потерями (КПД тракта передачи энергии — 0,9). Диаметр антенны DaHT связан с длиной волны X и углом расходимости луча 5 зависимостью D =К хХ/8. (6.1) При удельной массе антенны 0,25 кг/м2 (0,67-2 кг/кВт в зависимости от установочной мощности КСЭС) масса антенны Ют. Для крепления бло- ков, составляющих КСЭС, используется несущая ферма с удельной мас- сой 0,33-0,6 кг/кВт. Схема развертывания и обслуживания системы энергоснабжения Земли из космоса предполагает выведение КСЭС или составляющих ее блоков многоразовыми, либо частично многоразовыми PH на опорную орбиту с последующим довыведением их посредством межорбитальных буксиров с ЭРДУ на аргоне на орбиту сборки и обслуживания высотой по- рядка 450 км. Буксир может быть использован также для транспортиров- ки КСЭС обратно на орбиту обслуживания для ремонта и восстановле- ния в случае аварийной ситуации. Доставка КСЭС мощностью 5-15 МВт и массой 40-55 т на рабочую орбиту высотой 1700 км потребует затрат характеристической скорости на уровне —1250 м/с и использования ЭРДУ электрической мощностью 1,5 МВт с удельным импульсом -7000 с и за- пасом рабочего тела -1 т. Суммарная масса КСЭС установочной мощностью солнечных батарей 5-15 МВт с учетом ЭРДУ с рабочим телом и запаса на неучтенные составля- ющие (10-15% от массы КСЭС в целом) может составить 55-60 т. Наземный сегмент системы энергоснабжения Земли из космоса вклю- чает пункты приема энергии с КСЭС, в состав которых входят антенны -527-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ приема (ректенны), системы обратного преобразования СВЧ-излучения в электроэнергию и трансформаторы, обеспечивающие необходимое для потребителей напряжение. КПД ректенны (при параметре распре- деления плотности мощности по апертуре равном 1,5) равен 0,88, а сум- марный КПД преобразователей принят равным 0,83. Диаметр ректенны в зависимости от высоты орбиты функциони- рования КСЭС определяется диаметром антенны и параметрами СВЧ- излучения: длиной волны, параметром распределения плотности мощ- ности по апертуре, предельно допустимым углом поворота луча. При диаметре антенны -200 м для высоты рабочей орбиты КСЭС -1700 км диаметр ректенны составит -500 м. В итоге при мощности солнечных ба- тарей 5-15 МВт и полного КПД передачи энергии от солнечной батареи к ректенне -50%, мощность на наземном приемном пункте электроэнер- гии будет 2,5-7,5 МВт. С увеличением высоты орбиты до 6500 км диаметр ректенны возрастает до 1900 м. В табл. 6.1 представлены параметры двух орбит функционирования и характеристики системы энергоснабжения с использованием этих орбит [6.34]. Таблица 6.1. Параметры орбит функционирования КСЭС Тип орбит Круговая Высота орбит 1700 км 6500 км Период обращения 2 час 4 часа Наклонение 90° 102,6° полярные солнечно-синхронные 90° полярные Количество орбитальных плоскостей 1 иб 1 и2 Количество КСЭС в плоскости 12 3 Количество приемных пунктов 68 6 В качестве экономических критериев рассматривались удельная себе- стоимость электроэнергии, уровень удельных капиталовложений в соз- дание и обслуживание системы (удельная стоимость установленной мощности) и срок окупаемости системы в зависимости от стоимости банковского кредита и уровня инфляции доходов. В табл. 6.2 представ- лены характеристики системы энергоснабжения Земли из космоса для КСЭС мощностью 15 МВт, размещаемых на круговых орбитах высотой 1700 км в количестве 12, 36 и 72 штук, что соответствует одной, трем и -528-
6.2. Космические солнечные энергетические станции шести орбитальным плоскостям (по 12 КСЭС в каждой плоскости). На Земле размещаются от 10 до 68 географически равномерно распределен- ных приемных пунктов (рис. 6.4) установленной мощностью 7,5 МВт. Ресурс системы 20 лет, масса одной КСЭС 55 т, стоимость 235 млн долл. Стоимость одного приемного пункта 14,3 млн долл. Таблица 6.2. Экономические параметры системы энергоснабжения Земли из космоса для КСЭС с мощностью солнечных батарей 15 МВт Количество КСЭС в системе 12(1x12) 36 (3x12) 72 (6x12) Количество приемных пунктов 10 30 68 10 30 68 10 30 68 Стоимость КСЭС, млрд долл. 2,96 3,25 3,79 8,6 8,9 9,4 17,0 17,35 17,9 Принимаемая энергия за сутки, ГВтхчас 0,3 0,9 2,04 0,8 2,4 5,44 1,34 4,02 9,18 Суммарная установленная мощность, МВт 12,5 37,5 85 33,3 100 227 55,8 167,5 380 Себестоимость электроэнергии, Долл./(кВтхчас) 1,35 0,5 0,25 1,47 0,5 0,24 1,74 0,59 0,27 Удельная стоимость установленной мощности, тыс. долл ./кВт 237 86,6 44,6 258 88,9 41,6 306 103,6 47 Уровень располагаемой мощности КСЭС и системы энергоснабжения в целом, ее орбитальное построение, а также КПД канала беспроводной передачи электроэнергии определяют уровень суммарного электроснаб- жения потребителей от 0,3 до 9,2 ГВтхчас в сутки. Для принятых удель- ных энергомассовых характеристик удельная себестоимость электро- энергии при сроке эксплуатации КСЭС 20 лет находится в диапазоне 0,25-3,5 долл./кВтХчас. Увеличение срока активного существования КСЭС до 30 лет снижает удельную себестоимость электроэнергии в 1,5 раза. Представленные в табл. 6.2 значения удельной себестоимости элек- троэнергии не включают оплату банковского кредита и инфляцию финансовых вложений. В обеспечение окупаемости капиталовложе- ний в течение срока эксплуатации КСЭС 20 лет, при стоимости бан- ковского кредита 15% годовых и инфляции на уровне ~2 % в год, цена -529-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ Схема расположения ректенн и КСЭС при функционировании КСЭС на орбитах высотой 1700 км -530-
6.2. Космические солнечные энергетические станции электроэнергии превысит минимальную удельную себестоимость (0,25 долл./кВтхчас) примерно в 3,6 раза и составит ~0,9 долл./кВтхчас. Космические солнечные электростанции на базе лазерного канала передачи энергии. Хотя СВЧ-канал передачи энергии обладает высоким КПД и малым поглощением в атмосфере, относительно большая длина волны излучения влечет за собой и большую расходимость пучка, что требует создания наземных ректенн с большой площадью и практиче- ски исключает возможность передачи энергии на подвижные объекты (ИСЗ, межорбитальные транспортные аппараты, подвижные наземные объекты и т.п.) вследствие низкой степени улавливания передаваемой энергии приемным устройством потребителя. Поэтому, как было по- казано выше, системы энергоснабжения Земли из космоса на основе СВЧ-канала передачи энергии обладают ограниченной конкурентоспо- собностью и их использование становится актуальным лишь при неко- торых условиях развития наземной энергетики. А между тем создание систем передачи энергии типа космос-космос является важным шагом в отработке технологии беспроводной передачи энергии, поскольку по- зволяет довести до летной эксплуатации все основные элементы системы при использовании малых и умеренных мощностей в составе космиче- ских средств, имеющих собственное целевое назначение (системы ме- жорбитальной транспортировки и т.п. [6.27]). Поэтому рассматривают- ся и системы передачи энергии на основе мощных лазерных установок [6.26, 6.27, 6.36-6.39] с длиной волны излучения от 0,5 до 10 мкм, что по- зволяет создать направленный пучок с существенно меньшей расходимо- стью, чем микроволновой, и использовать приемные устройства значи- тельно меньшей площади. Другое достоинство лазерной системы передачи энергии, связанное с незначительной расходимостью луча, — возможность использования зер- кальных ретрансляторов сравнительно небольших габаритов и масс. При передаче энергии на Землю такие ретрансляторы могут быть размещены на геостационарных или высокоэллиптических орбитах, в то время как собственно КСЭС достаточно вывести на низкую геоцентрическую сол- нечно-синхронную орбиту, что позволит снизить затраты на транспорти- ровку при создании станции [6.40]. Наконец, при обратном преобразовании энергии лазерного из- лучения в электроэнергию могут быть использованы разнообразные устройства, такие, как фотоэлектрические преобразователи, тепловые двигатели, термоэмиссионные и фотохимические преобразователи, оп- тические диоды и т.п. [6.41], причем принципиально достижимый КПД -531-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ некоторых из них, в частности фотоэлектрических преобразователей монохромного излучения, близок к единице. На практике многопереход- ные ФЭП на основе GaAs имеют КПД -40% (для солнечного спектра), а в случае преобразования концентрированного излучения прогнозиру- ется КПД до 70% [6.42]. Учитывая высокую монохромность лазерного излучения, КПД даже обычных ФЭП, использующих кремний, может достигать 30-40%. Специализированные ФЭП, рассчитанные на рабо- ту в узком участке инфракрасного диапазона, обладают высоким КПД (до 49%) даже в однопереходном исполнении [6.43]. Высоким КПД обла- дают так же тонкопленочные ФЭП на основе полупроводников с алмазо- подобной структурой. Удельные массы ФЭП в современном исполнении составляют 4-6 кг/м2 с прогнозом до 2-3 кг/м2. Таким образом, приемники лазерного излучения могут обладать высо- ким КПД при сравнительно малых габаритах и массах, что делает возмож- ным использование принципа беспроводной передачи энергии не только для КСЭС, снабжающих энергией наземных потребителей, но и для си- стем космос — космос. Один из основных недостатков использования лазерного излучения для передачи энергии из космоса на Землю связан с относительно вы- соким уровнем поглощения атмосферой и облаками. Однако проблема поглощения атмосферными газами и естественной дымкой может быть частично решена за счет выбора частоты излучения с учетом окон про- зрачности земной атмосферы и размещением ректенн на высотах более 2-3 км над уровнем моря [6.26]. Что касается облачности, на Земле суще- ствуют районы, в которых среднестатистическое количество безоблач- ных дней позволяет использовать более 97% продолжительности года для передачи энергии на расположенные на некотором удалении один от другого приемные пункты [6.44]. В перспективе возможен радикальный способ решения проблемы — локальное управление погодой в районе размещения приемных ректенн. Возможность фокусировки излучения в достаточно узкий пучок упрощает также решение проблемы воздействия на окружающую среду. Таким образом, КСЭС на базе лазерного канала передачи энергии представляются не менее, а, возможно, и более перспективными, чем КСЭС на основе СВЧ-канала. Лазерный канал является предпочтитель- ным для создания систем передачи энергии космос-космос. Важный этап исследовательских работ в области КСЭС — выбор и обоснование структуры и параметров перспективных систем преоб- разования солнечной энергии в энергию направленного монохромати- -532-
6.2. Космические солнечные энергетические станции ческого электромагнитного излучения. При этом оценка эффективности преобразования должна проводиться на основе комплексного подхода и рассмотрения единой энергоизлучательной системы, охватывающей все элементы от источника первичной энергии (в данном случае — солнеч- ный коллектор) до элемента, непосредственно генерирующего монохро- матическое излучение. Более того, должны учитываться также параме- тры выходного излучения — его качество (пространственное распреде- ление интенсивности), влияющее на требования к системе фокусировки, а также длина волны, от которой зависят как апертуры излучателя и на- земного приемника, так и степень поглощения в атмосфере Земли. При сравнении КСЭС различных типов важно также учитывать вопросы ох- лаждения излучателей — систему теплоотвода, а также ряд специфиче- ских вспомогательных систем, присущих только данному конкретному типу КСЭС (например, систему преобразования электрической мощ- ности для КСЭС с лазерами с электрической накачкой). Игнорирование наличия подобных вспомогательных систем может привести к ошибоч- ным выводам при сравнительном анализе различных проектов КСЭС. При рассмотрении энергоизлучательных систем, в которых осущест- вляется преобразование солнечного излучения в лазерное, выбор раци- ональных путей этого преобразования является достаточно сложным из-за существования нескольких принципиально различных способов получения активной среды, генерирующей лазерное излучение, а также вследствие возможности комбинации этих способов. В работе [6.26] многообразные пути преобразования энергии в сол- нечных энергоизлучательных системах на основе мощных лазеров обоб- щены и проиллюстрированы схемой, изображенной на рис. 6.5. Там же рассмотрены соответствующие возможные варианты структур энерго- излучательных систем различных классов и типов. Рис. 6.5. Схема путей преобразования энергии в энергоизлучающих системах -533-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ Все энергоизлучательные системы можно подразделить по способу на- качки на три основных типа: с оптической, с тепловой накачкой и с элек- трической накачкой лазера. Рассмотрим основные преимущества и недостатки каждого из этих типов систем, а также соответствующие возможные варианты структур энергоизлучательных систем [6.26]. Солнечные энергоизлучательные системы с оптической накачкой лазера относятся к классу систем, ближе всего отвечающих по своей структуре целям их создания, поскольку не существует принципиаль- ной необходимости в промежуточных ступенях преобразования в них солнечной энергии (рис. 6.6). Рис. 6.6. Схема солнечной энергоизлучательной системы с прямой оптической накачкой рабочего тела лазера солнечным излучением: 1 - концентратор солнечного излучения; 2 - лазер; 3 - выходящее излучение; 4 - циркуляционный контур; 5 - холодильник-излучатель; 6 - насос Анализ пригодности различных веществ к использованию в ка- честве активных сред лазеров таких систем показал, что существу- ют множество потенциально пригодных молекулярных соединений [6.26, 6.43, 6.45]. Однако, наибольший интерес (с точки зрения КПД преобразования, требований к плотности потока излучения накачки и длины волны излучения лазера) представляют вещества, накачка и излучение которых относятся к ПК части спектра — СО, СО2, N2O. Ин- терес представляет также соединение CFJ, накачка которого осущест- вляется видимым светом, а длина волны излучения (1,315 мкм) лежит в ИК-диапазоне. Идея непосредственного преобразования солнечного излучения в лазерное наиболее просто реализуется в системах с прямой оптической -534-
6.2. Космические солнечные энергетические станции накачкой [6.43], где сконцентрированный поток солнечных лучей на- правляется на активную среду, ограниченную прозрачной оболочкой. В лабораторных установках оптическая накачка применяется сравни- тельно давно, накоплен большой опыт в использовании различных рабо- чих тел, организации процессов накачки, генерации излучения и вывода его из установки [6.46, 6.47]. Тем не менее, использование этого принципа в мощных лазерах солнечных КСЭС сталкивается с рядом трудностей. Во-первых, полный системный КПД таких энергоизлучающих си- стем (отношение оптической мощности лазера к падающей на кол- лектор мощности солнечного излучения) составляет всего 0,5-4% [6.26, 6.47]. Следовательно, КСЭС на базе подобных систем должны об- ладать огромными светособирающими поверхностями. Это не только приводит к большим габаритам и массам конструкции КСЭС, но и труд- новыполнимым требованиям к солнечным коллекторам. При исполь- зовании принципа прямой солнечной накачки активной среды лазера последние представляют собой концентраторы солнечного излучения с высокими требуемыми степенями концентрации, к точности поверхно- сти которых предъявляются жесткие требования, плохо совместимые с большими габаритами. Во-вторых, обладающие необходимым для эффективной накачки активной среды коэффициентом концентрации солнечного излучения параболоидные концентраторы дают фокальное изображение в виде круга, что затрудняет равномерное возбуждение активной среды в про- тяженной лазерной трубке-резонаторе, располагаемой перпендикуляр- но оптической оси отражателя. Отчасти данная проблема может быть решена использованием дополнительных оптических элементов, напри- мер, устройства, состоящего из расположенной коаксиально с лазерной трубкой зеркальной трубки с внутренней отражающей поверхностью [6.36, 6.47, 6.48]. Тем не менее, устранить принципиальные ограничения, связанные, например, с малым телесным углом подвода энергии, по всей видимости, не удастся. Поэтому рассматривались варианты накачки ла- зерных трубок тепловым излучением нагреваемых внутренних стенок полостного приемника [6.45, 6.48]. В-третьих, малое значение полного КПД энергоизлучательной систе- мы с прямой солнечной накачкой во многом связано с тем, что для на- качки используется лишь узкая полоса солнечного спектра. Поскольку остальная часть спектра в значительной степени будет поглощена кон- струкционными элементами системы, необходимость их охлаждения может привести к неприемлемо большим мощности и массе системы те- -535-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ плоотвода. Частично эта проблема может быть решена за счет использо- вания концентраторов с селективно-отражающими покрытиями [6.43]. Солнечные энергоизлучательные системы с тепловой накачкой от- личаются тем, что в них энергия солнечного излучения преобразуется в тепловую, которая в дальнейшем используется для возбуждения рабо- чего тела газодинамических лазеров [6.26, 6.30, 6.45]. В таких системах предлагается использовать два основных контура: машинный энерге- тический, функционирующий по циклу Брайтона (с регенерацией) или циклу Ренкина, и лазерный [6.26]. При использовании в энергетическом контуре цикла Брайтона (газотурбинного преобразователя) тепловая энергия раздельно подводится к каждому контуру с помощью систем концентратор-приемник (рис. 6.7). В системе с циклом Ренкина (паро- турбинной установкой) требуется только один приемник-концентратор для подвода энергии в энергетический цикл, а в лазерный контур энергия подводится посредством высокотемпературного компрессора (рис. 6.8). Рис. 6.7. Схема солнечной двухконтурной энергоизлучательной системы с тепловой накачкой и двумя концентраторами солнечного излучения: 1 - концентраторы; 2 - приемники сконцентрированного излучения; 3 - теплообменник лазерного контура; 4 - газодинамический лазер: 5 - диффузор; 6 - рекуператор лазерного контура; 7 - компрессоры; 8 - теплообменники системы отвода тепла; 9 - насосы циркуляционных контуров; 10 - холодильники-излучатели; 11 - рекуператор энергетического контура; 12 - турбина -536-
6.2. Космические солнечные энергетические станции Рис. 6.8. Схема солнечной двухконтурной энергоизлучательной системы с тепловой накачкой и одним концентратором солнечного излучения: 1 - концентратор; 2 - приемник-парогенератор; 3 - паровая турбина; 4 - насос; 5 - высокотемпературный компрессор; 6 - газодинамический лазер; 7 - диффузор; 8 - холодильник-излучатель; 9 - радиатор-конденсатор; 10 - рекуператор Несмотря на сравнительную простоту солнечных энергоизлуча- тельных систем с тепловой накачкой, в силу специфики источника первичной энергии достижение этими системами высоких характери- стик проблематично. Так, в случае использования системы с газотур- бинным энергетическим контуром, температура на входе в сопловой блок газодинамического лазера для лазеров трех различных поколе- ний [6.49] и лазеров на смешении должна составлять, соответственно, 1200, 1800, 2400 и 4000 К. Достижение же температур в фокусе концен- тратора солнечного излучения выше 1800 К представляется практиче- ски невозможной в силу высоких требований к точности поверхности концентратора и его ориентации на Солнце при больших размерах. В случае с паротурбинной установкой возникают трудности, связан- ные с использованием в лазерном контуре высокотемпературного ком- прессора. Поэтому энергоизлучательные системы с тепловой накачкой могут уступать по энергетическим и массогабаритным показателям си- стемам с прямой оптической накачкой [6.26]. Солнечные энергоизлучательные системы с электрической накачкой. Принципиальные ограничения КПД солнечных энергоизлучательных систем с оптической и тепловой накачкой, связанные с низкой спек- тральной плотностью сконцентрированного излучения и ограниченны- ми возможностями получения высокой температуры в фокальной об- ласти реальных концентраторов, устраняются при использовании элек- трической энергии для создания активной среды. Такой средой может -537-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ служить пучок электронов (лазер на свободных электронах), поток газа, молекулы которого находятся в электронном (эксимерный лазер) или колебательно-вращательном (электроразрядный лазер) возбужденном состоянии, либо полупроводник (полупроводниковые лазерные диоды). На начальном этапе исследований возможности создания КСЭС с ла- зерными системами рассматривались системы на базе электроразрядных лазеров различных типов, что объясняется достаточно высоким уровнем их развития и хорошо прогнозируемыми характеристиками [6.26]. Энерго- излучательные системы с мощными электроразрядными лазерами имеют в лазерном контуре диффузор, теплообменник системы отвода теплоты и компрессор (рис. 6.9). Энергия вводится в контур электронным пучком пре- дионизации, электрическим разрядом накачки и посредством сжатия рабо- чего тела в компрессоре. 1 2 3 Рис. 6.9. Принципиальная схема солнечной энергоизлучательной системы с электрической накачкой, получающей электроэнергию от солнечной батареи: 1 - панели солнечной батареи; 2 - электрогенератор; 3 - компрессор; 4 - электроразрядный лазер; 5 - преобразователь тока; 6 - диффузор; 7 - теплообменник; 8 - насос; 9 - холодильник-излучатель КСЭС на базе солнечных батарей с кремниевыми фотоэлектрическими преобразователями с КПД 12-15% и электроразрядными лазерами с длиной волны излучения 10,6 мкм и с дозвуковым потоком активной среды (СО2) в резонаторе с КПД лазерного контура 18% будет иметь полный системный КПД 2,4% [6.26]. Удельная масса КСЭС при мощности 45-75 МВт оцени- вается в 25 кг/кВт, причем 49% приходится на холодильники-излучатели -538-
6.2. Космические солнечные энергетические станции системы охлаждения лазерного контура. При использовании рабочих тел электроразрядного лазера на основе СО достижимы КПД лазерного конту- ра в 29-30 %, при этом, однако, требуются большие мощности для привода компрессора, так как используется сверхзвуковая прокачка рабочего тела в контуре. Однако общий системный КПД может быть увеличен до 4-6%. Достигнут большой прогресс в повышении характеристик полупрово- дниковых лазеров с электрической накачкой [6.27,6.50]. Для ИК-диапазона промышленностью освоен выпуск источников излучения в ближнем ин- фракрасном диапазоне с КПД 50%, а для экспериментальных образцов по- лучены значения КПД до 70%. Удельные массы источников ИК-излучения большой мощности (без остронаправленной оптической системы) могут составлять 2-4 кг/кВт. Поэтому энергоизлучающие системы на основе по- лупроводниковых лазерных диодов представляют большой интерес, так как при использовании совместно с пленочными ФЭП на основе Si или ал- мазоподобных структур с КПД 15-20% способны обеспечить полный КПД КСЭС 7-14% даже с учетом потерь в оптических элементах. Это существен- но выше, чем у систем с оптической и тепловой накачкой, а также у систем с электроразрядными лазерами. Одновременно такая система будет отли- чаться относительной конструкционной простотой. Недостатком полупроводниковых диодов является относительно низ- кая рабочая температура (до 40°С), ведущая к большим потребным пло- щадям холодильников-излучателей системы теплоотвода лазера. Однако, учитывая высокий КПД по сравнению с электроразрядными системами (50-70% против 18-30%) и сравнительную близость их рабочих темпера- турных режимов, можно предполагать, что полупроводниковые лазеры окажутся конкурентоспособными по данному критерию. Другой недостаток энергоизлучающих систем на базе полупроводни- ковых диодов — необходимость суммирования излучения, генерируемого большим количеством отдельных лазерных диодов (их оптическая мощ- ность не превосходит десятков ватт), а также низкое качество (высокая рас- ходимость и асимметрия пучков) излучения диодов, что требует использо- вания специальных оптических систем. Тем не менее, указанные проблемы могут быть преодолены, например, с использованием индивидуальных кор- ректирующих оптических элементов для лазерных диодов. При рассмотрении возможности использования в составе КСЭС лазе- ров на базе полупроводниковых диодов нельзя не учитывать вопросы сто- имости и доступности соответствующих материалов. Большинство полу- проводниковых лазерных диодов с высоким КПД созданы на основе GaAs. Учитывая ограниченность запасов галлия и его относительно высокую -539-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ стоимость, надо полагать, что использование соответствующих диодов воз- можно для систем передачи энергии космос-космос и пилотных вариантов КСЭС относительно небольшой мощности (десятки — сотни мегаватт), но вряд ли возможно для полномасштабной системы энергоснабжения Земли из космоса отдаленной перспективы суммарной мощностью до единиц и десятков ТВт. В этом случае необходимо использование альтернативных материалов для лазерных диодов [6.51]. Таким образом, полупроводниковые лазеры с электрической накачкой являются перспективными кандидатами на использование в составе энер- гоизлучающих систем КСЭС, а также в системах беспроводной передачи энергии космос — космос, в которых принципиальное значение имеет пол- ный КПД тракта передачи энергии [6.27]. В настоящий момент проекты экспериментальных геостационарных КСЭС мощностью до 1 ГВт, использующих лазерный канал передачи энер- гии, рассматриваются Японским космическим агентством (JAXA) в рамках программы SSPS [6.52], а также компанией EADS-ST (Германия) в рамках проекта SPI («Космическая энергетическая инфраструктура») [6.53]. Системы передачи энергии космос-космос как этап отработки лазер- ного канала передачи энергии для КСЭС. Технология беспроводной пере- дачи энергии, используемая в КСЭС, может также с успехом применяться и в других программах, где требуется транслировать энергию с одного КА на другой [6.27]. Основными причинами, которыми может быть обусловлена целесо- образность использования принципов беспроводной передачи электро- энергии в той или иной энергетической космической системе (несмотря на неизбежные потери электрической мощности в канале передачи) являются следующие: - невозможность либо нецелесообразность использования ядерной или солнечной энергетической установки большой мощности в составе КА в силу особенностей его целевого назначения и/или условий функциониро- вания при большой потребной мощности системы электропитания; - необходимость энергоснабжения нескольких пространственно разде- ленных потребителей от одной космической энергостанции; - неприемлемо высокая удельная масса и/или относительно небольшой ресурс энергетической установки, приводящие к целесообразности разде- ления источника энергии и потребителя; - возможность повышения эффективности КА за счет покрытия пико- вых электропотреблений посредством беспроводной передачи энергии без увеличения проектной мощности автономных энергоустановок КА. -540-
6.2. Космические солнечные энергетические станции Каждая из указанных причин может быть проиллюстрирована кон- кретными примерами. Использование энергетической установки боль- шой мощности практически невозможно в составе долгоживущего низ- коорбитального КА с высотой орбиты 200-300 км, так как ЯЭУ не может быть использована из соображений радиационной безопасности, а сол- нечные батареи большой площади будут создавать слишком большое аэродинамической сопротивление, ведущее либо к быстрому сходу КА с орбиты, либо неприемлемо большому расходу топлива на ее поддержа- ние. В этом случае может оказаться целесообразным энергоснабжение КА обеспечивать энергетической станцией, расположенной на более высокой орбите. При этом площадь приемника излучения должна быть значитель- но меньше площади солнечных батарей, обеспечивающих аналогичную мощность. Другим примером может служить КА для проведения экспериментов в условиях микрогравитации. Потребный уровень микроускорений мо- жет быть столь низким [6.54], что становится невозможным размещение на борту энергоустановок с движущимися частями (например, ориенти- руемых солнечных батарей), а выбор орбиты (например, орбита между- народной космической станции высотой 350-400 км) может исключить использование ЯЭУ, а высокая потребная мощность и большой ресурс — электрохимические генераторы и химические источники тока. Одним из возможных путей решения проблемы является передача энергии от нахо- дящейся поблизости (но механически не связанной с КА) энергетической станции. В ряде случаев представляет интерес энергоснабжение нескольких про- странственно разделенных потребителей от одной энергостанции. При- мером может служить сеть малых исследовательских зондов на поверхно- сти Луны (либо других тел Солнечной системы), оснащенных в качестве источников электропитания буферными аккумуляторными батареями, периодически подзаряжаемыми от энергетической станции, размещен- ной на орбите. Возможно также создание энергетической системы, включающей одну, либо несколько энергостанций, обеспечивающих электропитанием (пол- ностью или в период пиковых нагрузок) группировок КА. Так, мощная солнечная или ядерная космическая энергостанция, размещенная на от- носительно низкой орбите, могла бы снабжать электроэнергией группи- ровку КА, размещенных, например, на ГСО. При этом КА должны быть оснащены буферными аккумуляторными батареями и приемниками из- лучения от системы беспроводной передачи энергии. Суммарная масса -541-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ и габариты данного оборудования могут оказаться существенно меньше масс и габаритов автономных энергоустановок КА. При этом снижаются затраты на выведение КА и их эксплуатацию. Однако наиболее ярко преимущества систем с беспроводной пере- дачей энергии могут проявиться в космических транспортных системах. Энергетические установки большой мощности востребованы для созда- ния космических транспортных аппаратов — межорбитальных букси- ров (МБ), оснащенных ЭРДУ Важной характеристикой МБ является их удельная масса (отношение массы МБ к электрической мощности ЭРДУ), от которой зависит эффективность выполнения транспортных операций (от данного параметра зависит масса полезного груза, доставляемая на целевую орбиту и оперативность доставки). Удельная масса МБ опреде- лится в первую очередь удельной массой его энергетической установки. Использование в транспортной системе элементов беспроводной пере- дачи энергии позволяет снизить удельную массу МБ за счет отсутствия в его составе собственно автономной энергетической установки — масса приемника-преобразователя электромагнитного излучения канала пере- дачи энергии должна быть существенно меньше. Кроме того, располагая сравнительно маломощными энергетическими установками в составе энергостанций, можно получить большую мощность в ЭРДУ буксира за счет приема энергии поочередно от нескольких станций (в период, ког- да энергостанция не излучает мощность, идет процесс ее накопления). В этом случае удельная масса МБ также снижается за счет отнесения мас- сы элементов конструкции и служебных систем МБ к большему значению электрической мощности, подводимой к ЭРДУ В случае использования ЯЭУ система беспроводной передачи энергии позволяет осуществлять стыковки многоразового МБ с модулями полез- ной нагрузки непосредственно на низкой околоземной орбите, куда они выводятся PH. Отпадает необходимость доставки полезной нагрузки на радиационно-безопасную орбиту (РБО) межорбитального буксира (высо- той 800-1000 км), что сопряжено с дополнительными затратами. Использование принципа беспроводной передачи энергии накладыва- ет также значительно меньшие ограничения на энергомассовые и ресурс- ные характеристики энергоустановки: космическая энергостанция выво- дится на рабочую орбиту один раз, что допускает существенно худшие значения удельной массы. Имеется также возможность повысить ресурс энергетической установки за счет массы (многократное резервирование, меньшая энергонапряженность реактора в случае использования ЯЭУ, до- полнительная радиационная защита электронного оборудования и т.п.). -542-
6.2. Космические солнечные энергетические станции В принципе возможно техническое обслуживание энергетических стан- ций на их рабочей орбите с заменой критически важных элементов. В РКК «Энергия» была исследована межорбитальная транспортная си- стема на базе технологии беспроводной передачи энергии применительно к задаче доставки грузов на ГСО [6.27]. Для данной задачи предваритель- ные оценки требуемой дальности передачи энергии позволяют оценить ее максимальное значение в 47000 км. В этом случае для СВЧ-диапазона при частоте излучения 2,45 ГГц диаметр апертуры излучателя может соста- вить 1500 м, а апертуры приемника — 95 м. Для инфракрасного диапазона с длиной волны 0,8 мкм диаметр апертуры излучателя — 4 м, а апертуры приемника — 23 м. Исходя из полученных оценок размеров, предпочти- тельно использование ИК-диапазона. Характерные значения КПД всего тракта передачи энергии состав- ляют 30-50%, поэтому необходимо включение в состав передающей энергетической станции системы теплоотвода. Рабочий диапазон тем- ператур для элементов системы передачи энергии в инфракрасном диа- пазоне составляет 10-20°С для лазерных диодов и до 60°С для ФЭП. С учетом величины передаваемой мощности (100-1000 кВт) относитель- но невысокие уровни рабочей температуры приводят к довольно боль- шим требуемым площадям холодильника-излучателя и росту массы системы охлаждения. В [6.27] для существующего технологического уровня в системе пере- дачи энергии для межорбитальной транспортной системы выбран ИК диапазон передачи с использованием лазерных диодов в качестве источ- ника излучения и GaAs ФЭП в качестве преобразователя ИК излучения в электроэнергию. Межорбитальная транспортная система состоит из двух основных элементов — межорбитальных буксиров и энергостан- ций (ЭС), с которых осуществляется передача энергии на буксир. Мини- мальная конфигурация транспортной системы включает в себя один МБ и три ЭС, необходимых для обеспечения постоянной видимости хотя бы одной ЭС с любой точки орбиты МБ. Существует функциональное разделение между МБ и ЭС. Конструкция МБ и его агрегатный состав выбраны, исходя из критерия минимизации массы, требуемой для вы- полнения транспортной операции в заданное время, т.е. тяговооружен- ность МБ должна быть максимальна. Конструкция ЭС и ее агрегатный состав выбраны исходя из критерия обеспечения максимального ресур- са и высокого КПД беспроводной передачи энергии. Учитывая опыт РКК «Энергия» в области разработки межорби- тальных буксиров на базе мощных термоэмиссионных ЯЭУ, в качестве -543-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ источника энергии рассматривалась ЯЭУ электрической мощностью 600 кВт. ЭС совершает только одну транспортную операцию за все время эксплуатации — перелет на рабочую орбиту. В процессе эксплуатации межорбитальной транспортной системы ЭС выполняет только передачу энергии на МБ и необходимую коррекцию собственной орбиты. Орбита, на которой находятся ЭС, должна выбираться исходя из тре- бования минимизации расстояния, на которое передается энергия, тре- буемая МБ для выполнения транспортной операции. Для выполнения транспортных операций на ГСО орбита для размещения ЭС должна быть круговой, высотой -20000 км. Ввиду того, что оптимальная по критерию минимума дальности передачи орбита попадает в радиационный пояс Земли, требуются дополнительные исследования для уточнения параме- тров предложенной орбиты. В процессе выполнения транспортной операции МБ в каждый момент времени принимает энергию только с одной ЭС. Использование несколь- ких ЭС в одной системе во многом обусловлена стремлением увеличить мощность на МБ без увеличения проектной мощности ЯЭУ энергостан- ции. Поэтому в состав каждой ЭС должна входить система ретрансляции ИК-излучения от соседних ЭС (например, зеркала) либо накопитель энер- гии, аккумулирующий энергию в период, когда станция не ведет передачу на МБ, и отдающий ее в сеансах передачи энергии. Несмотря на большие требуемые емкости накопителя энергии, предварительные оценки показа- ли реализуемость подобного рода накопителей при их приемлемой массе. Одним из важнейших критериев качества межорбитальной транс- портной системы является удельная стоимость выведения полезно- го груза на ГСО. В общем случае к числу оптимизируемых проектных параметров должны относиться: мощность источника энергии ЭС, ко- личество ЭС в составе системы Ngc, емкость накопителя энергии ЭС (и, соответственно, продолжительность одного сеанса ретрансляции мощности на МБ), количество МБ, удельный импульс ЭРДУ МБ, пара- метры рабочей орбиты ЭС и др. В работе [6.27] с целью выявления принципиальных возможностей транспортных систем на базе беспроводной передачи энергии была рас- смотрена система с заданным числом ЭС (N3c = 3) и одним МБ. МБ со- вершает рейсы между низкой околоземной орбитой и ГСО. На низкую околоземную орбиту посредством PH выводятся грузовые контейнеры с полезной нагрузкой и запасом рабочего тела на один рейс буксира. ЭС предназначены для выработки энергии и передачи ее на МБ, где она ис- пользуется в ЭРДУ. -544-
6.2. Космические солнечные энергетические станции Каждая ЭС включает источник энергии, излучающую (передающую) систему, систему наведения (на межорбитальный буксир), а также систему ретрансляции энергии от других станций (либо накопитель энергии). Ис- точник энергии — ЯЭУ мощностью 600 кВт и массой около 7000 кг. В со- став ЭС входит также приборный отсек на раздвижной ферме и ЭРДУ (на базе ДАС) с запасом рабочего тела (висмута) для однократного перевода энергетической станции с РБО на рабочую орбиту, коррекций рабочей ор- биты и последующего увода ЭС на орбиту захоронения после исчерпания ресурса. Таким образом, ЭС, по сути, представляет собой одноразовый межорбитальный буксир с излучающей системой и системой наведения в качестве полезного груза. В качестве излучающей системы используется инфракрасный лазер с системами охлаждения и фокусировки излучения. На межорбитальном буксире установлен приемник-преобразователь энергии, ЭРДУ, а также ряд служебных систем, превращающих буксир в автономный КА, включая систему сближения и стыковки с грузовыми контейнерами на низкой околоземной орбите. Система развертывается и функционирует следующим образом. Сна- чала осуществляется выведение на рабочую орбиту энергетических стан- ций. Каждая энергетическая станция выводится на низкую околоземную орбиту PH типа «Протон», а затем переводится на РБО посредством одно- разового разгонного блока типа «Фрегат». На РБО осуществляется запуск ЯЭУ, и ЭС посредством ЭРДУ выводится на рабочую орбиту. После раз- вертывания группировки ЭС отдельным запуском на низкую околозем- ную орбиту выводится многоразовый МБ. Полезный груз, доставляемый на ГСО, а также рабочее тело для ЭРДУ МБ на один рейс выводятся в со- ставе грузового контейнера на низкую околоземную орбиту, где к нему стыкуется МБ. Затем МБ, получающий энергию от ЭС, осуществляет пе- релет на ГСО и обеспечивает выведение полезного груза в их расчетные точки стояния, после чего возвращается на низкую орбиту. Принципиальная схема системы представлена на рис. 6.10. С точки зрения эффективности выполнения транспортных операций основополагающее значение имеют две характеристики — полный КПД передачи энергии от бортового источника ЭС до ЭРДУ межорбитально- го буксира (qL) и удельная масса многоразового межорбитального бук- сира (ум6), равная отношению его сухой (без рабочего тела на перелет и полезного груза) массы к мощности, подводимой к ЭРДУ. Было показа- но, что даже при относительно низких энергомассовых характеристиках системы передачи энергии (при полном КПД 15-20%) может быть до- стигнута удельная стоимость транспортировки полезного груза, мень- -545-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ ГСО Рис. 6.10. Схема функционирования транспортной системы из трех ЭС и одного МБ: НОО - низкая околоземная орбита; ГСО - геостационарная орбита; ГК - грузовой контейнер; МБ - межорбитальный буксир; ЭС - энергетическая станция; КА - космический аппарат; ПГ - полезный груз; 1 - выведение ГК с ПГ на НОО; 2 - стыковка ГК и МБ; 3 - перелет МБ с ГК на ГСО; 4 - разведение КА (полезный груз) по точкам стояния посредством МБ; 5 - возвращение МБ с ГСО на НОО за новым ГК шая, чем при использовании буксиров с ЯЭРДУ (на 10-20%). Имеется достаточно широкая область значений и ум6, при которых удельная стоимость транспортировки может быть снижена, по сравнению с бук- сирами на основе ЯЭРДУ, на 20% и более. 6.3. Система энергоснабжения Земли из космоса на базе лунных ресурсов Концепция Крисвелла. Наиболее крупный проект по созданию кос- мической системы энергоснабжения на основе лунных ресурсов, пре- образующей солнечную энергию на Луне и передающей ее на Землю с использованием СВЧ-излучения, был предложен в конце 80-х годов Д. Р. Крисвеллом (США) [6.55, 6.56], где лунная энергетическая система была рассчитана на мощность 20 ТВт, т.е. более современной мощности мировой энергетики по первичным источникам. -546-
6.3. Система энергоснабжения Земли из космоса на базе лунных ресурсов Рассматривались следующие три разновидности лунной энергосисте- мы с размещением солнечных коллекторов на поверхности Луны: 1. Исходная концепция (рис. 6.11) со светоотражающими зеркалами на окололунных орбитах (ИСЛ) и спутниками-ретрансляторами СВЧ- лучей на орбитах вокруг Земли (ИСЗ) [6.55]. Рис. 6.11. Принципиальная схема лунной энергетической системы 2. Концепция системы с дополнительными базами солнечных коллек- торов на обратной (невидимой с Земли) стороне Луны вместо зеркал на орбите ИСЛ [6.57]. 3. «Упрощенная» концепция без зеркал на орбите ИСЛ и отражателей на орбите ИСЗ [6.57]. Концепции 1 и 2 обеспечивают непрерывное энергоснабжение Земли (за исключением периодов полных лунных затмений), а концепция 3 — прерывистое, только в периоды, когда Луна видна с того места, где распо- ложена приемная антенна (ректенна). По исходной (первой) концепции на Луне создается несколько пар баз с солнечными коллекторами и СВЧ-антеннами. По возможности, они располагаются ближе к периметру Луны, чтобы наибольшее время была освещена хотя бы одна из них. В связи с тем, что видимая с Зем- ли сторона Луны периодически (ежемесячно) оказывается полностью в тени, вокруг Луны запускается серия спутников с отражателями сол- нечного света, освещающими коллекторы в период затенения. -547-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ На Земле сооружаются приемные ректенны и запускаются спутни- ки-ретрансляторы СВЧ-излучения. Ректенны получают энергию либо непосредственно с Луны, либо через спутники-ретрансляторы. По мыс- ли автора при такой схеме ЛЭС будет обеспечено постоянное (без пере- рывов) энергоснабжение Земли. Предполагался 40-летний срок разви- тия (строительства) ЛЭС до 20 ТВт (получаемых на Земле) и 30-летний срок последующей эксплуатации. При этом удельные капиталовложе- ния будут составлять 400 долл./кВт, а себестоимость электроэнергии — 0,002 долл./(кВтхчас). Всестороннее обсуждение задач, связанных с созданием ЛЭС, по- казало, что они могут быть технически решены при изготовлении ос- новных ее элементов на Луне из лунных материалов при соответствую- щей модификации и корректировке масштабов системы. Для этого там должны быть созданы обитаемые лунные базы и максимально автома- тизированные и роботизированные производства, включая производ- ство топлива для ракет. По мнению ученых Сибирского отделения РАН [6.3, 6.58], про- ект привлекает своей огромной мощностью, а также очень хорошими удельными экономическими показателями. Последние объясняются относительно низкими затратами на космическую (лунную и орби- тальную) часть системы — они составляют лишь 13% полных затрат. Достигается это максимальной механизацией и роботизацией работ по добыче лунных материалов и производству элементов системы на Луне. Предполагается, что персонал, находящийся на Луне и орбитах, составит всего около 5 тыс. человек. «Земные» затраты в космическую часть системы будут состоять в соответствующих НИР и ОКР, запуске на Луну и орбиты некоторого минимума материалов и оборудования, необходимых для создания обитаемых баз, налаживания производства и жизнеобеспечения персонала, зарплате персонала и расходах на его периодическую замену. Все остальное, включая изготовление механиз- мов-роботов и всевозможных конструкций, монтаж элементов, получе- ние топлива для ракет, будет осуществляться непосредственно на Луне. Главный недостаток этой концепции — нереалистичность обеспече- ния постоянного освещения коллекторов лунных баз с помощью зеркал на лунной орбите, так как зеркала должны постоянно вращаться, на- правляя солнечный «зайчик» на коллектор. Учитывая площадь солнеч- ных коллекторов (десятки тысяч квадратных километров) и необходи- мое число зеркал на одной орбите для постоянного освещения одной и той же площадки коллектора, потребуется около 1 млн зеркал на орбите -548-
6.3. Система энергоснабжения Земли из космоса на базе лунных ресурсов Луны (при мощности 20 ТВт и размере зеркал примерно 1 км в диаме- тре). Это представляется нереалистичным даже только с точки зрения загрязнения окололунного пространства. Более реалистичной видится вторая концепция с сооружением до- полнительных солнечных коллекторов на обратной стороне Луны. Фактически это означает строительство трех баз, из которых хотя бы одна всегда освещена Солнцем (кроме случаев полных лунных затме- ний). Это увеличивает необходимую площадь солнечных коллекторов (фотоэлементов) и требует сооружения линий электропередач от баз на обратной стороне Луны к передающим антеннам. Однако эти дополни- тельные работы на Луне гораздо менее трудоемки, чем создание и запуск зеркал на лунные орбиты (с последующим их удалением оттуда). Между тем, в этой концепции сохраняются СВЧ-ретрансляторы на орбитах во- круг Земли, что требует специального рассмотрения. В принципе, воз- можны два способа размещения ретрансляторов: на геостационарной и средневысотных полярных орбитах. Первый способ представляется до- статочно практичным, хотя и требует специального исследования воз- можных схем и алгоритмов переключения СВЧ-лучей от разных антенн на Луне на спутники-ретрансляторы или непосредственно на приемные ректенны. Принимая во внимание стационарное положение ретран- сляторов на ГСО, такие схемы и алгоритмы будут не слишком слож- ными. Однако в этом случае проявятся ограничения на общее число ретрансляторов и широтное расположение ректенн. Общая мощность системы при такой схеме будет, по-видимому, не такой огромной (менее 1 ТВт). Эту разновидность лунной энергосистемы следует сопоставить по трудностям реализации и экономической эффективности с КСЭС (в частности КСЭС такой же мощности потребует в три раза меньшую площадь фотоэлементов). Однако возможность реализации второго способа размещения СВЧ- ретрансляторов вызывает серьезные сомнения. При их расположении на средневысотных орбитах потребуются десятки таких спутников для обслуживания каждой ректенны. Объясняется это тем, что спутник, пролетая над ректенной, будет лишь относительно короткое время на- ходиться в пределах ее видимости и для обеспечения непрерывного об- лучения ректенны необходима последовательность из многих спутни- ков на одной и той же орбите. Потребуются десятки или даже сотни тысяч ретрансляторов на земных орбитах в зависимости от единичной мощности и числа ректенн. Маловероятно, чтобы это оказалось техни- чески и экономически приемлемым и допустимым по условиям загряз- -549-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ нения околоземного пространства. Кроме того, потребовалась бы чрез- вычайно сложная система управления для переключения СВЧ-лучей с одного спутника на другой или непосредственно на ректенну. Поэтому данную разновидность следует либо совсем исключить из рассмотре- ния, либо изучать при ограниченных параметрах (по числу ректенн). Наиболее проста и легче реализуема третья концепция — без све- тоотражателей на лунных орбитах и СВЧ-ретрансляторов на орбитах вокруг Земли, но с дополнительными базами фотоэлементов на обрат- ной стороне Луны. В этом случае СВЧ-лучи передаются с лунных ан- тенн непосредственно на ректенны Земли. Естественно, при этом будут продолжительные перерывы в энергоснабжении. Кроме того, они не могут располагаться в полярных зонах Земли, где Луна не поднимается достаточно высоко над горизонтом. При данной концепции ежедневно будут иметься 14-18-часовые перерывы в СВЧ-облучении ректенн. Это означает необходимость либо дублирования мощности лунной энерго- системы другими видами электростанций, либо применения накопите- лей энергии. В случае дублирования энергия из Космоса будет обеспе- чивать только экономию топлива (как и многие другие возобновляемые источники энергии). При использовании же накопителей потребуется увеличение мощности (и площади) ректенн (и лунных баз) в 4-5 раз по сравнению со среднедневной выравненной мощностью (с учетом КПД накопителей). Это, конечно, увеличит стоимость энергии. Проект пилотного лунного энергоизлучающего комплекса. В Ис- следовательском Центре им. М.В. Келдыша и МРТИ РАН был выпол- нен анализ по обоснованию возможности сравнительно быстрого (в течение 10-15 лет) создания пилотного демонстрационного энерго- излучательного лунного комплекса мощностью в несколько миллионов киловатт — как типового модуля будущей (к 2050 г.) полноразмерной энергопроизводящей системы мощностью до 2,5-3 ТВт [6.1, 6.59, 6.60]. В основу положен модифицированный вариант «упрощенной» концеп- ции системы без зеркал на лунной орбите, без дополнительных баз на обратной стороне Луны, но с отражателями на околоземной орбите. В проекте принята нетрадиционная, но простейшая схема энергоиз- лучательного комплекса — совмещение тонкопленочной солнечной ба- тареи с фазированной антенной решеткой (микронный электрогенери- рующий слой аморфного кремния на железной фольге-подложке толщи- ной 20 мкм, при характерной ширине ленты 0,5 м), в которую с шагом, равным длине волны (5,2 см), вмонтированы твердотельные транзисто- ры мощностью ~0,1 Вт. Такие ленты, уложенные на простейшие опоры -550-
6.3. Система энергоснабжения Земли из космоса на базе лунных ресурсов высотой 0,5 м, имеют полносборную заводскую готовность, и готовы к монтажу из рулона. Они образуют всю поверхность фазированной ан- тенной решетки в энергоизлучательном комплексе. Такая интегральная схема в несколько раз лучше по материалоемкости, чем энергоизлуча- тельный комплекс с зеркальными антеннами со сканирующим лучом. Для доставки на Луну технических модулей лунных заводов по про- изводству лент-антенн, использующих реголит в качестве сырья для изготовления лент-подложек и пенокерамических, либо пеносили- катных волноводов разводки опорного СВЧ-сигнала, в рамках лун- ного производственного комплекса могут быть организованы так- же линии по производству лунных топлив — «кислород+кремний» и «кислород+алюминий» для использования его компонентов в составе двухступенчатой транспортной системы «ОИСЗ — ОИСЛ — ОИСЗ» и «Луна — ОИСЛ — Луна». Анализ систем энергоснабжения Земли из космоса на основе лун- ных ресурсов с передачей энергии в СВЧ-диапазоне в свете развития наземной энергетики. Для оценки целесообразности создания систем энергоснабжения Земли из космоса в Институте систем энергетики им. Л.А. Мелентьева Сибирского отделении РАН было составлено около двадцати прогнозных сценариев внешних условий развития мировой энергетики в XXI в. [6.3, 6.58]. Различия в сценариях отражали неопре- деленность таких наиболее важных факторов, как уровень энергопотре- бления (высокий, средний, низкий), возможных ограничений на гло- бальные выбросы СО2 (жесткие, умеренные, мягкие или их отсутствие), возможных ограничений на развитие ядерной энергетики (мораторий, умеренные или отсутствие), политики стран-экспортеров относительно темпов расходования (исчерпания) дешевых ресурсов нефти, природно- го газа и др. Для этих сценариев была подготовлена необходимая инфор- мация по энергетическим ресурсам, потребностям, технологиям и дру- гим параметрам, включая системы энергоснабжения Земли из космоса, для 10 регионов мира. При разработке сценариев и выполнении анализа технические и экономические характеристики элементов оборудования космических и лунных энергостанций и систем космического транспор- та были приняты по материалам работ [6.3, 6.61, 6.62]. Главные выводы из анализа возможных сценариев развития миро- вой энергетики (на 2004 г.) с точки зрения возможности и целесоо- бразности создания и использования систем энергоснабжения Земли из космоса на основе СВЧ-каналов передачи энергии кратко состоят в следующем: -551-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ 1. Энергия от космических энергетических систем (ЛЭС и КСЭС) мо- жет потребоваться (оказаться экономически эффективной) лишь при наиболее неблагоприятных условиях, а именно — при жестких ограни- чениях на выбросы СО2 (примерно на уровне 1990 г.) и одновременном ограничении на развитие ядерной энергетики. В связи с этим реальная необходимость в создании ЛЭС или КСЭС прояснится по мере полу- чения уверенных результатов исследований проблем потепления и из- менения климата планеты, а также в части обеспечения безопасности и конкурентоспособности ядерной энергетики. 2. Наиболее перспективными для дальнейших исследований и разра- боток можно считать две концепции космических систем, обеспечива- ющие непрерывное энергоснабжение Земли: КСЭС на геостационарной орбите (ГСО) и лунную энергетическую систему с дополнительными коллекторами на обратной стороне Луны и СВЧ-отражателями на ГСО. 3. Для обеих концепций первые стадии НИОКР (особенно в части освоения Луны) практически совпадают. Обоснованный выбор одной из них можно сделать позднее по мере проведения исследований и соз- дания опытных образцов. Целесообразно учитывать возможность раз- вития этих систем (технологий) в рамках других программ по освоению Космоса. 4. ЛЭС и КСЭС на основе СВЧ-каналов передачи энергии уступают по экономичности наземным солнечным электростанциям в регионах с повышенной инсоляцией — на Ближнем Востоке, в Африке, Северной и Латинской Америке. Энергия от космических систем экономична (при указанных неблагоприятных условиях) в регионах с пониженной сол- нечной радиацией (Европа) или в регионах с продолжительными сезо- нами дождей (Япония, Юго-Восточная Азия, Китай). Анализ систем энергоснабжения Земли из космоса с учетом обеспе- чения безопасности. Все проекты космических энергетических систем рассматривают передачу энергии из космоса на Землю в диапазоне СВЧ- излучения, поскольку этот диапазон позволяет с минимальными поте- рями энергии проходить земную атмосферу. Однако, как было показано выше, уровень безопасной энергии на ректеннах ограничивает суммар- ную масштабность подобных энергосистем до 2,5-3 ТВт. Плотность СВЧ-излучения должна быть достаточно низкой для обе- спечения безопасности людей, Природы и сохранности ионосферы Зем- ли. Поэтому площадь ректенн на Земле получается очень большой. Для примера в табл. 6.3 указаны характеристики двух вариантов ректенн при длине волны 12,24 см. -552-
6.3. Система энергоснабжения Земли из космоса на базе лунных ресурсов Таблица 6.3. Технические характеристики ректенн Технические характеристики ректенн Характеристика Ректенна «безопасная» «слабоопасная» Электрическая мощность (по постоянному току), ГВт 1,0 2,0 Диаметр, км 10,5 7,4 Площадь, км2 87 43 Пиковая мощность СВЧ-излучения (в центре ректенны), Вт/м2 60 240 Средняя мощность СВЧ-излучения, Вт/м2 12,8 51,7 По нормам, действующим в разных странах, допустимая мощность СВЧ- излучения при кратковременном воздействии (до 2-3 ч в сутки) не более 10-50 Вт/м2 и при длительном — не более 1-10 Вт/м2. Следовательно, даже «безопасные» ректенны должны размещаться вдали от густонаселенных мест [6.58]. Помимо отчуждения больших площадей на Земле в ближнем около- земном пространстве для круглосуточного энергоснабжения должны быть расположены спутники-ретрансляторы с такой же площадью и с соответствующей массой. Уменьшение площади спутников повлечет за собой увеличение энергетических потерь. Указанные недостатки могут быть исключены при передаче энергии в микроволновом и оптическом диапазонах излучения. Использова- ние этих диапазонов дает возможность обеспечить энергетический по- ток высокой плотности в узконаправленном луче, уменьшить размеры ректенн на Земле и спутников-ретрансляторов на околоземной орбите по сравнению с этими же элементами энергетической системы, работа- ющей в СВЧ-диапазоне, либо при прочих равных условиях на порядок увеличить передаваемую мощность. Основным препятствием для видимого и микроволнового диапазо- нов излучения служит облачный покров земной атмосферы. Главным направлением в преодолении этого препятствия в течение многих лет был поиск окон прозрачности атмосферы. Исследования показывают, что лазер, работающий с длиной волны 1064 нм, проникает сквозь зем- ную атмосферу, теряя не больше 10% своей интенсивности. При такой частоте плотность потока энергии в 5 кВт/м2 безвредна для человека -553-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ [6.52]. Это больше чем на два порядка превышает «безопасную» плот- ность энергии на ректене при СВЧ-излучении. Другим многообещающим направлением может стать разработка способов локального управления погодой. Один из таких способов за- патентован в России [6.63,6.64]. Разработка способов локального управ- ления погодой позволит обеспечить прохождение лазерного луча види- мого и микроволнового диапазонов через земную атмосферу в районе ректенны с высоким КПД. Концепция космической системы энергоснабжения в микроволновом или оптическом диапазоне частот. В РКК «Энергия» Г.А. Сизенцевым и Б.И. Сотниковым предложена концепция мультитераваттной космиче- ской системы энергоснабжения, создаваемой лунной промышленностью на основе лунного сырья, работающей в микроволновом или оптическом диапазоне частот. Принципиальная схема системы представлена на рис. 6.12. Главное отличие этой системы от всех систем, рассмотренных выше, заключается в том, что ее энергопроизводящий и излучающий комплексы размещаются в одной из устойчивых лагранжевых точек либрации (Ц или Ь5) гравитационного поля Земля — Луна (см. рис. 6.12). Доставка элемен- тов конструкции и аппаратуры в выбранную точку либрации может быть произведена по баллистической траектории с помощью электромагнит- ных катапульт («ускорителей»), использование которых было предложено в 1975 г. О'Нейлом (США) для создания конструкций различных поселе- ний в космосе [6.65]. В первую очередь в выбранной либрационной точке должны быть созданы энергетические блоки космической системы, обе- спечивающие лунной промышленной инфраструктуре снабжение энерги- ей в течение полных лунных суток. Остальные блоки предназначены для передачи энергии на Землю. Каждому из таких блоков соответствует своя приемная ректенна. Передача энергии производится непосредственно на ректенну (в случае прямой ее видимости из точки либрации), либо через спутник-ретранслятор, находящийся на близкой к ГСО, слегка эллипти- ческой орбите, имеющей наклонение, например, 2-4°. Фокальный пара- метр орбиты выбирается несколько меньшим радиуса ГСО, а период об- ращения — 24 ч. Наблюдаемое из места расположения ректенны на Земле периодическое движение спутника по небесной сфере будет происходить по траектории, напоминающей слегка изогнутую букву S, что не препят- ствует передаче энергии. Например, орбита с фокальным параметром, меньшим радиуса ГСО на 500 км, будет иметь радиус перигея 37580 км, а радиус апогея — 46760 км. Таких орбит может быть выбрано несколько. Их использование дает возможность разместить необходимое количество -554-
6.3. Система энергоснабжения Земли из космоса на базе лунных ресурсов Рис. 6.12. Принципиальная схема космической системы энергоснабжения: 1 - Земля; 2 - Луна; 3 - точка 1_4; 4 - КСЭС в точке 1_5; 5 - спутник-ретранслятор; 6 - энергетическое лазерное излучение; 7 - орбита Луны; 8 - направление движения Луны; 9 - близкая к ГСО орбита; 10 - направление движения спутников- ретрансляторов по близкой к ГСО орбите; 11 - направление грузопотока «Луна -1_5»; 12 - направление грузопотоков «1_5 - близкая к ГСО орбита - 1_5». Примечание: Направления грузопотоков не обозначают трассу транспортировки грузов спутников-ретрансляторов энергетической системы без конкурентной борьбы со спутниками других назначений за размещение на ГСО. Энер- гетическая система составляется из блоков, содержащих определенное число излучателей, каждый из которых передает свою энергию на одну на- земную ректенну. Основные параметры энергопередающего тракта каждого блока, такие как диаметр ректены (Dr), диаметр источника излучения (D.), количество источников излучения в одном блоке (п), количество блоков в энергетиче- ской системе (N), могут быть определены из следующих уравнений: (6.2) (63) W. • п • Т| \ 1 1 7 -555-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ (6.4) (6.5) где wr — безопасная интенсивность потока энергии на ректенне, кВт/м2; w — интенсивность потока энергии на источнике излучения, кВт/м2; ZW — общая мощность системы на ректеннах, кВт; W — мощность по- тока энергии, получаемая на ректенне от энергетического блока, кВт; L — расстояние передачи энергии, м; X — длина волны энергетического излучения, м; q — КПД тракта передачи энергии, включая атмосферу. Для следующих принятых значений: wr = 5 кВт/м2 [6.52]; w = 104 кВт/м2 [6.66]; W = 4х106 кВт; Wc = 2х1О10 Вт; X = 10 6 м; L = 3,84х108 м ; q= 0,63 [6.52, 6.24], получим: Dr = 1011 м; D. =0,93 м; п =940; N = 5000. Энергия на выведение массы КСЭС с поверхности Луны в выбран- ную точку либрации с помощью электромагнитных ускорителей будет представлять собой одну из основных затратных энергетических со- ставляющих для лунной промышленной инфраструктуры. При пред- варительной ее оценке принималась во внимание необходимость по- лучения на Земле заданной величины мощности в 20 ТВт. Учитывая перспективное значение КПД тракта передачи энергии в космосе для микроволнового диапазона, равного 0,7 [6.24] и КПД прохождения ат- мосферы 0,9 [6.60], мощность КСЭС в точке либрации должна состав- лять 32 ТВт. При удельной массе источников ИК-излучения [6.27] и солнечных батарей [6.24] в сумме 5 кг/кВт, масса КСЭС составит около 160 млн т. Для выведения с поверхности Луны в сферу ее действия необходимо этой массе сообщить скорость 2,4 км/с, затратив при этом 4,6х1017 Дж. Если на создание КСЭС потребуется 30 лет [6.58], то для решения этой задачи требуемая мощность энергетики в точке либрации с учетом КПД преобразования электричества в механическую энергию, при- нятого 0,9 и указанного выше КПД передачи энергии в космосе, будет иметь значение 730 МВт. Даже увеличенная вдвое, для учета деграда- ции солнечных батарей и ограниченного срока эксплуатации аппара- туры, новая величина будет составлять -5x10 5 от мощности КСЭС. -556-
6.4. Роль космонавтики в преодолении экологических кризисов <...> Изготовление элементов спутников-ретрансляторов предполагается производить на Луне, а сборку конструкции диаметром -1000 м и мас- сой -100 т для каждого спутника, после выведения электромагнитной катапультой с Луны, осуществлять в точке либрации, где размещается КСЭС. После сборки спутник посредством буксира с ЭРДУ, доставля- ется к месту функционирования на орбите, близкой к ГСО. При этом затраты характеристической скорости будут составлять 2,34 км/с. Об- щая масса спутников-ретрансляторов составит около 500 тысяч т. В ка- честве рабочего тела ЭРДУ буксиров могут быть использованы метал- лические магний или кальций, добываемые на Луне и содержащиеся в лунном грунте в достаточном количестве (магний — 89 кг/м3 грунта, кальций — 150 кг/м3 грунта). Обычно в качестве рабочего тела в ЭРДУ используется ксенон, висмут, можно использовать ртуть, т.е. вещества, с большой атомной массой. Испытания ЭРДУ с литиевым рабочим те- лом мощностью 500 кВт показали вполне удовлетворительные харак- теристики, поэтому замена лития на магний или кальций, добываемые на лунной базе, не приведет к заметному ухудшению тяговых и энерге- тических характеристик, так как потенциалы ионизации этих металлов близки [6.67]. По предварительной оценке многоразовый буксир, совершающий циклический рейс L — орбита, близкая к ГСО — L за полгода с полез- ным грузом в 200 т (масса двух спутников-ретрансляторов), затратит 14 т рабочего тела. Сухая масса буксира будет составлять около 15 т. Чтобы построить КСЭС за 30 лет и поддерживать ее во время эксплуа- тации, необходимо иметь флотилию из 42 буксиров. Для их обеспечения лунная промышленность должна будет производить до 600 т рабочего тела в год, перерабатывая 4х103-^7х103 м3 лунного грунта (карьер глуби- ной 10 м и площадью 20x20-^27x27 м2). Приведенные цифры, несмотря на свою кажущуюся масштабность, показывают принципиальную воз- можность реализации данной концепции, при условии выполнения ее в рамках международного проекта. 6.4. Роль космонавтики в преодолении экологических кризисов мировой энергетики О рациональной концепции развития структуры мировой энер- гетики. Понимание необходимости создания космической энергетики, огромности затрат труда и финансов при ограниченности отпущенного Человечеству времени для выхода из наступающей кризисной ситуации -557-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ привели авторов работы [6.1] к формулировке концепции рациональ- ного развития структуры мировой энергетики в обеспечение мировых энергетических потребностей в XXI в. Предложенная концепция — не прогноз развития мировой энергетики, а попытка оценки ее востребо- ванности с представлением оптимального (по мнению авторов работы [6.1]) пути для возможного выхода из надвигающихся кризисов. Основа предлагаемой концепции заключается в преобразовании структуры мировой энергетики таким образом, чтобы в конце XXI века ее значительную часть представляла космическая энергетика. Раз- мещение электростанций в космосе позволит резко снизить тепловую нагрузку на Землю, т.к. на поверхность Земли из космоса будет достав- ляться лишь высокопотенциальная энергия (электромагнитное излуче- ние, превращаемое затем на Земле в электроэнергию), в то время как при использовании для производства электроэнергии наземных тепло- вых и атомных станций не преобразованное тепло термодинамического цикла остается под атмосферой, а это даже в перспективе вряд ли со- ставит менее 50%. Таким образом космическая электроэнергетика бу- дет обеспечивать Землю экологически чистой энергией под атмосферой с максимальным коэффициентом преобразования в полезную работу, и одновременно откроет новые горизонты использования энергетиче- ских и материальных ресурсов Космоса. Но для создания космической энергетики необходимо выиграть время. Ход преобразования общей структуры в процессе формирования космической энергетики можно представить в виде нескольких этапов (рис. 6.13), которые определяются наличием нескольких «реперных точек» с условной временной привязкой. Реперные точки определяют только на- чало этапов, с течением времени этапы могут совмещаться. Состав мировой энергетики, представленный на рис. 6.13, дан на уровне первичных видов энергии, поскольку они напрямую характери- зуют тепловой нагрев атмосферы. Качество жизни в большей степени отражают конечные виды энергии. При соответствующем технологи- ческом уровне мирового производства и учете условий естественного обитания между первичными и конечными видами энергии существует линейная корреляция. Кривые и области, указанные на рис. 6.13, дают не столько количе- ственные величины мощностей составляющих мировой энергетики, сколько состав и ранжировку по возлагаемой «нагрузке» на рассматри- ваемые виды энергетики или по другому — степень их востребованно- сти на разных временных этапах. Чем большим будет отличие реальной -558-
6.4. Роль космонавтики в преодолении экологических кризисов <...> Мощность мировой энергетики, млрд кВт Предельный уровень мощности первичной энергии под атмосферой Земли из-за антропогенного выброса "парниковых" газов Рис. 6.13. Концепция развития структуры мировой энергетики в XXI в.: 1 - углеродная и углеводородная энергетики; 2 - энергетика на возобновляемых источниках; 3 - наземная ядерная энергетика; 4 - наземная термоядерная энергетика; 5 - космическая энергетика для Земли из земных материалов; 6 - космическая энергетика для Земли из лунных материалов; 7 - космическая энергетика для обеспечения внеземного производства; 8 - начало функционирования лунного производства; 9 - начало функционирования энергоемкого производства в космосе; 10-земная энергетика при неуправляемом производстве (по потребности); 11 - потребности в земной энергетике при использовании энергосберегающих технологий; 12-энергетика, используемая под атмосферой картины развития энергетики от рассматриваемой концепции из-за огра- ниченности ресурсов и производственных мощностей, слабой организа- ции международных взаимодействий, преобладания корпоративных ин- тересов над общечеловеческими, тем глубже будут захвачены Природа и Цивилизация проблемами экологии, негативных межгосударственных и социальных взаимоотношений. Предварительный этап с начала текущего века до 2030-2050 г. ха- рактеризуется необходимостью резкого ограничения использования углеродных и углеводородных топлив с целью уменьшения вероятно- сти изменения климата, связанного с увеличением парникового эффек- та, а также в связи с ограниченностью ресурсов и неэффективностью их использования в качестве источника энергии (область 1). Основная цель такого ограничения — предотвратить начало необратимых изме- нений в Природе. По оценкам без принятия мер по ограничению вы- -559-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ бросов парниковых газов начало необратимых процессов возможно в 2020-2030 гг. [6.68]. В это время основную нагрузку по обеспечению возрастающих энергетических потребностей Цивилизации придется не- сти возобновляемым земным источникам энергии (Солнце, ветер, реки, приливы и др.) и атомной энергетике (области 2 и 3 соответственно) при активном поиске и внедрении энергосберегающих технологий. Возобновляемые источники энергии являются экологически чисты- ми в части выбросов парниковых газов. Однако по ряду причин (боль- шие капитальные затраты, локальное влияние на местные климатиче- ские условия, отчуждение больших площадей, приводящее к сокраще- нию пахотных земель, пастбищ, лесов и др.) возобновляемые источники энергии смогут компенсировать лишь незначительную часть требуемого уменьшения доли углеродной и углеводородной энергетики. Суммарный глобальный потенциал возможного использования возобновляемых ис- точников энергии составляет 16-19 ТВт. [6.3, 6.58]. Атомные электростанции выбрасывают в атмосферу количество вредных веществ в двадцать раз меньше, чем работающие на нефти и мазуте, и в тысячу раз меньше, чем угольные электростанции [6.71]. Поэтому, с точки зрения предотвращения возможности необратимых процессов в биосфере из-за увеличения парникового эффекта на пред- варительном этапе, не остается ничего другого, кроме достаточно бы- строй замены углеродной и углеводородной энергетики возобновляемы- ми источниками энергии и атомной энергетикой. Под атомной энерге- тикой подразумеваются не только атомные электростанции, но и атом- ные станции теплоснабжения, а также атомно-водородная энергетика, которая позволит перевести транспорт, а также многие производства на экологически чистое водородное топливо. В предложенной концепции для выполнения поставленных целей требуется рост атомной энергетики с тем, чтобы начиная примерно с 2030 г. доля мировой атомной энергетики превышала долю углерод- ной и углеводородной. Близкий к этому вывод содержится в прогнозе развития мировой энергетики для перехода к устойчивому развитию, разработанным в Институте систем энергетики СО РАН [6.69]. Рассма- триваемые обычно в качестве проблемных вопросы ограниченных запа- сов природного урана, безопасности и утилизации большого количества радиоактивных отходов решаются, и современный уровень развития на- уки и техники, в том числе космической, позволит использовать новые технологии. Так, проблему особо опасных отходов предлагается решить кардинальным способом — их захоронением в космосе [6.72, 6.73]. -560-
6.4. Роль космонавтики в преодолении экологических кризисов <...> На следующих этапах атомная энергетика на основе реакторов де- ления будет постепенно заменяться на энергетику термоядерного син- теза, с более высоким КПД получения электроэнергии (область 4), чем в обычных атомных электростанциях. Обеспечение повышенной эко- логической безопасности термоядерной энергетики может быть достиг- нуто при использовании более экологически чистого термоядерного топлива на основе гелия-3 (3Не). Поэтому надо приложить усилия для скорейшего освоения реакции термоядерного синтеза. Космическая энергетика предварительного этапа, построенная из зем- ных материалов (область 5), одновременно с внесением посильного вкла- да в общую энергетику Земли, должна решать важную задачу — отработку технических средств по производству электроэнергии в космосе и безо- пасной передачи ее на Землю. Особо следует отметить, что при равных мощностях производства электроэнергии на Земле и в космосе общие выбросы продуктов сгорания в атмосферу от ракет-носителей примерно в 30 раз меньше чем выбросы только загрязнителей воздуха, воды, грунта (SO2, NO2, зола, пыль и др.), при использовании ископаемых топлив [6.74]. Мощность космической энергетики, использующей земные матери- алы, будет определяться техническим потенциалом Человечества и мо- жет быть оценена по формуле: W = Г-Т-к /т (6.6) рект. атм уд ' ' где Г — частота пусков ракет-носителей в год; Т — время эксплуатации кванта энергопроизводящей системы, выводимого при ее создании и под- держании; катм — коэффициент полезного действия прохождения атмосфе- ры энергетическим лучом; туд— удельная масса конструкции и оборудова- ния на рабочей орбите, требуемая для получения одного киловатта энер- гии, полученной в космосе и преобразованной в транспортировочный вид. Учитывая перспективы роста цен на ископаемые топлива и возмож- ность введения штрафов за выбросы СО2, можно ожидать, что в пер- спективе при равных энергиях, поставляемых потребителю, затраты на использование ископаемых топлив будут сопоставимы и могут даже превышать затраты на космическое энергоснабжение. Оценки показали, что доля космического сегмента энергетики на первом этапе может со- ставить от 2 до 4% от производимой в конце прошлого века электро- энергии в мире. Для увеличения этой доли целесообразно перейти к следующему этапу развития космической энергетики, на котором будут использоваться лун- -561-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ ные ресурсы. Поэтому следующим этапом развития энергетики должно быть освоение Луны с организацией на ней промышленного производства на базе местных материалов и создание космической энергопроизводящей системы из внеземных материалов для обеспечения Земли (область 6). При этом добычу материалов для солнечных орбитальных или размещаемых на поверхности Луны энергостанций, рационально совместить с получением термоядерного топлива 3Не с последующей транспортировкой на Землю для использования в термоядерных электростанциях. Преимущество тер- моядерной реакции 3Не заключается не только в том, что она высвобож- дает меньше нейтронов, индуцирующих радиоактивность в конструкци- онных элементах реактора, но в том, что ее энергетический выход может быть преобразован в электроэнергию при эффективности в два раза более высокой, чем в современном ядерном реакторе. Вероятней всего необхо- димо будет найти разумное сочетание использования солнечной энергии и термоядерной энергии из лунных запасов 3Не. Использование 3Не в еще больших масштабах возможно после создания добывающих комплексов и флотилии космических танкеров, доставляющих его с дальних планет — это уже третий этап развития космической энергетики. Создание крупномасштабной энергопроизводящей системы в космосе потребует разработки высокоэффективных экологически чистых средств выведения в космос и последующей транспортировки в космосе с суще- ственным снижением стоимости доставки единицы массы на рабочую ор- биту, отработки технологии сборки в космосе конструкций большой про- тяженности, повышения роли пилотируемой космонавтики. Следующий этап развития мировой энергетики характеризуется на- сыщением энергетической мощности под атмосферой Земли до уровня, близкого к предельно допустимому, и вынесением энергоемких произ- водств за пределы земной атмосферы (область 7). Дальнейший рост энер- гетики Цивилизации будет связан с ростом внеземной промышленной инфраструктуры и космической экспансией Человечества. О реалистичности создания мировой системы энергоснабжения Земли из космоса. Современные достижения мировой науки и техники, в том числе в космонавтике, дают основу для возможного создания круп- номасштабной космической энергетики. Среди таких достижений можно отметить многолетнее функционирование крупных космических пилоти- руемых комплексов; пребывание человека более полутора лет на орбите в невесомости; пилотируемые полеты на Луну; управление и поддержание на орбите группы космических объектов; достижения в области робото- техники и технологии материалов; успехи в области фотопреобразования -562-
6.4. Роль космонавтики в преодолении экологических кризисов <...> лучистой энергии солнечного спектра и моноизлучения, лазерной техники в части получения высоких значений КПД, создания фазированных лазер- ных решеток; использования свойств обращенного фронта волны и т. д. С помощью передачи больших энергий из космоса в узконаправленном лазерном луче, принципиально возможно создать новый вид транспорт- ных межорбитальных средств, использующих расходуемые массы из лун- ных материалов, а на участке Земля — ОИСЗ — Земля использовать саму атмосферу в качестве «расходуемой массы». Поскольку энергоснабжение Земли с использованием Луны является глобальным, вполне естественным будет создание Мировой энергетиче- ской системы, главными элементами которой будут крупные энергоцен- тры мощностью в десятки гигаватт, предназначенные для комбинирован- ного производства электроэнергии, тепла, синтетического топлива, хи- мических и других продуктов. Каждый центр может снабжать несколько стран топливом, энергией и сырьем. Конечно, элементы мировой энерге- тической системы могут быть созданы лишь на основе международного сотрудничества и кооперации. Мировая энергетическая система может предоставить человечеству новые возможности в решении глобальных проблем: обеспечения более экономичного, надежного и устойчивого снабжения топливом и энерги- ей; облегчения решения экологических проблем, вызванных энергетикой, включая проблему СО2; улучшения энергоснабжения развивающихся стран, особенно экологически чистыми энергоносителями и т.д. Преобразование мировой энергетики должно проводиться одновре- менно с мероприятиями по восстановлению устойчивости природных процессов на Земле. Космонавтика участвует в настоящее время в ре- шении экологических задач, осуществляя мониторинг земной поверхно- сти, а в ближайшем будущем возможно ее участие в создании экологи- ческих систем, замкнутых по биоресурсам. Переход земных технологий на замкнутое безотходное производство по минеральным материалам и органике необходим, но не достаточен, поскольку требует постоянного снабжения энергией. Основная роль космонавтики в парировании над- вигающейся экологической угрозы — решение энергетической пробле- мы для человечества. Один из основных принципов «Декларации Рио», принятой на Конфе- ренции ООН по окружающей среде и развитию 1992 г. в Рио-де-Жанейро: «право на развитие должно реализовываться таким образом, чтобы в рав- ной мере обеспечить удовлетворение потребностей в развитии и сохране- нии окружающей среды как нынешнего, так и будущих поколений». -563-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ Концепция структуры мировой энергетики XXI в., базирующаяся в перспективе на космической энергетике, направлена на сохранение эко- логии Земли, она дает возможность будущим поколениям использовать внеземные энергетические и материальные ресурсы. Она позволяет оце- нить отпущенные сроки для создания безопасной энергетики. В частно- сти, можно с уверенностью говорить о том, что уже в настоящее время необходима разработка программы создания эффективных и дешевых транспортных многоразовых космических систем, разработки и сборки крупногабаритных конструкций в космосе, совершенствования средств обитания и работы человека в космосе, программы освоения Луны. Вре- менные интервалы, представленные в концепции с позиции сегодняш- него дня, могут меняться в достаточно широком диапазоне (до несколь- ких десятков лет), но главное направление в общей тенденции развития структуры мировой энергетики — появление космической составляю- щей с последующим возложением на нее основной нагрузки — будет сохраняться даже при возможном открытии в текущем столетии новых источников энергии. 6.5. Концепция космической системы регулирования термического режима земной атмосферы Проблема теплового загрязнения атмосферы Земли может быть прин- ципиально решена путем создания специальной космической системы, уменьшающей поток солнечного излучения, падающего на Землю. Осно- ву такой системы, предложенной в [6.2], составляет солнечно-парусный корабль (СПК) с соответствующей площадью парусов, располагаемый в зоне линейной точки либрации Ьф фото-гравитационного поля си- стемы Солнце — Земля (учитывающего силы гравитации и солнечного давления). Такой корабль, барражируя в плоскости, нормальной потоку солнечных лучей, и совместив плоскость паруса с этой плоскостью, бу- дет уменьшать количество солнечной радиации, приходящей на Землю (рис. 6.14). Возможно использование флотилии кораблей, размещенных на гало-орбите (орбите, в фокусе которой находится точка Ьф) в указан- ной плоскости. Положение точки Ьф на линии Солнце — Земля будет зависеть от зна- чений коэффициента отражения поверхности паруса, находящегося в ре- жиме барражирования, и значения его парусности — отношения площа- ди паруса к массе корабля. Их взаимозависимость можно записать в виде: -564-
6.5. Концепция космической системы регулирования <...> Рис. 6.14. Схема для расчета параметров СПК: R3 - радиус диска Земли; 1ф - расстояние от Земли до точки либрации 1_ф в фотогравитационном поле системы Солнце - Земля; Rn - радиус поверхности паруса; гБ - радиус зоны барражирования; гсп - радиус сечения светового потока на уровне 1_ф> приходящего в центральную точку земного диска; 0 - половинный угловой размер Солнца с Земли; 1с - среднее расстояние Земли от Солнца (астрономическая единица); Rc - радиус диска Солнца 71 5 .2-^-(/е-/ф) °)з-О (1 + Е) Л (7-7Г)2 а = 0> (6'7) Vc *ф) *ф *с *ф где Кс — постоянная поля тяготения Солнца; Кз — постоянная поля тяготения Земли; 1с — среднее расстояние Земли от Солнца; 1ф — рас- стояние от Земли до точки Ьф; о)з — угловая скорость вращения Земли вокруг Солнца; о — парусность СПК; е — коэффициент зеркального отражения поверхности паруса в режиме барражирования; рз — вели- чина солнечного давления на единицу площади поглощающей поверх- ности на расстоянии 1с от Солнца; а — коэффициент приведения со- ставляющих к единой размерности. Если принять, что солнечный диск имеет равномерное распределение излучения по площади, то отношение площади паруса к площади сечения радиусом гсп, содержащего точку Ьф, пропорционально уменьшению сол- нечной постоянной для центральной площадки земного диска. При бар- ражировании корабля в зоне радиусом гБ это соотношение будет сохра- няться и для всего земного диска. Перемещаясь в зоне с радиусом большим гБ, можно регулировать величину уменьшения солнечного лучевого пото- ка в соответствующих пределах на периферийные регионы земного диска. -565-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ Задавшись величиной отношения площади паруса к площади радиу- сом Rcn, можно записать выражение для необходимой площади паруса (Sn) и массы СПК (Мп): <б’) О где q — отношение площади паруса к площади радиусом г ; [3 — поло- винный угловой размер Солнца с Земли (см. рис. 6.12); а — коэффици- ент приведения размерности. Используя уравнения (6.7) — (6.9), можно получить зависимость М от q, £ и о. На рис. 6.15 представлены результаты расчета Мп при q = 0,005; е = 0,1 и 0,8 в зависимости от диапазона су = 5 н- 80 м2/кг для следую- щих значений постоянных: К. = 132,34x109 км3/с2; Кз = 3,986x105 км3/с2; со =2хл/3,15х107 1/с; 1 = 149,6х106 км; р = 4,64x106 Н/м2; а = 10 3; а. = 103; Р = 16' [6.76, 6.77, 6.78]. Как видно из рис. 6.15, минимальная масса кора- бля для заданного значения q получается при минимально возможном значении е и соответствующей ему величине о. Например, для умень- шения солнечной постоянной на 0,5% ее величины (q =0,005), приняв за минимальное значение £ = 0,1, получим, что минимум массы корабля будет приходиться на о а 40 м2/кг и составлять 56х 106т, при этом размер паруса Rn = 845 км, а удаление от Земли 1ф = 2,57х 106 км. Из уравнений (6.8) и (6.9) видно, что М имеет линейную зависи- мость от q. Возможность создания корабля повышенной эффективности с о = 40+4000 рассмотрена в работе [6.79]. Следует отметить, что применение солнечно-парусного корабля в ка- честве средства изменения солнечной постоянной на Земле позволяет исключить необходимость использования ракетного принципа с расхо- дом массы как для перехода от места сборки до рабочего места в зоне точки Ьф, так и во все время эксплуатации средства для удержания его в рабочей зоне, поскольку для всех перемещений используется сила свето- вого давления солнечного излучения. Если при барражировании в районе точки Ьф сторона поверхности паруса, повернутая к Солнцу, должна иметь минимально возможный ко- эффициент отражения для обеспечения минимальной массы, то для оп- тимального выполнения транспортных функций при переходе корабля -566-
6.5. Концепция космической системы регулирования <...> ч. МЛН т 250 О 10 20 30 40 50 60 70 80 90 ^м2/кг Рис. 6.15. Зависимость массы СПК (Мп) от парусности (о) и коэффициента отражения поверхности паруса (е) при коэффициенте перекрытия солнечного потока q = 0,005 с места сборки в зону точки Ьф другая сторона поверхности паруса должна иметь максимально возможное значение коэффициента отражения. Создание полномасштабного корабля потребует выведения на кос- мическую орбиту миллионов т полезного груза за десятки лет, напри- мер, начиная с середины XXI в. Такую задачу можно решить только при развертывании космической промышленной инфраструктуры, исполь- зующей в основном лунные материальные ресурсы [6.80]. Основные параметры полномасштабного корабля, который можно назвать «барражирующим астрорегулятором климата» (БАРК) — пло- щадь парусов и масса должны быть выбраны в результате анализа сце- нариев развития мировой энергетики, прогнозирующих антропогенные выбросы углекислого газа в атмосферу, включая проведение указанных выше действий по их уменьшению. Сочетание этих действий с косми- ческой системой регулирования температуры земной атмосферы могут обеспечить возможно достижимый минимум ожидаемых природных потерь, эквивалентных отклонению средней температуры атмосферы у поверхности Земли от современного значения. -567-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ Космическая система регулирования температуры должна включать кроме корабля «БАРК» космическую инфраструктуру для его создания и функционирования, состоящую из лунной промышленной инфраструкту- ры и орбитального сборочного производства. Сборку корабля «БАРК» целесообразно производить на стапеле сбо- рочного производства, расположенного в одной из точек либрации Ц, L системы Земля — Луна или в окололунном пространстве. После этого корабль, используя свой солнечный парус, перемещается для функциони- рования в зону точки либрации Ьф фотогравитационного поля системы Солнце — Земля. Лунная промышленная инфраструктура должна обеспе- чить производство необходимых материалов из лунного грунта, изготовле- ние элементов конструкции и систем корабля и орбитального сборочного производства. С большой вероятностью можно считать, что доставка по- лезных грузов с поверхности Луны на сборочное производство потребует создания на Луне электромагнитной катапульты. При возможности изготовления в условиях космоса алюминиевой фоль- ги толщиной 6=1 мкм (космическая технология получения пластиковой пленки позволяет получить ее толщину до 15 нм [6.79]) и при относитель- ной массе «полотнища» паруса ко всей массе корабля, равной 50% (для по- лотнища из полимерной пленки это отношение составляет 30-60% [6.78]) масса полотнища, уменьшающего среднюю температуру атмосферы Земли на 1,5°С, будет составлять 6 млн т, а масса собственно корабля — 12 млн т. Но, как следует из графиков на рис. 6.14, для нахождения в зоне точки ли- брации Ьф на расстоянии 2,57 млн км от Земли, обеспечивающем минимум массы корабля, значение этой массы должно составлять ~56 млн т, следова- тельно, корабль должен быть загружен «балластом» массой ~44 млн т. Не рассматривая вопросы технологии извлечения из лунного грунта различных материалов, самые общие подсчеты показывают, что из лунного карьера размерами 2x2 км и глубиной Юм (толщина слоя рыхлого веще- ства в естественном залегании) с массой грунта ~64 млн т можно получить от 6 до 12 млн т алюминия, от 2 до 10 млн т железа, 3,6 млн т титана и др. Эти материалы можно будет использовать в конструкции корабля и для создания промышленной инфраструктуры космической системы регу- лирования температуры, а 44 млн т грунта использовать в качестве бал- ласта. Оставшиеся 8 млн т грунта содержат 4,6 млн т кислорода, который можно использовать как топливный компонент в транспортной системе Земля-Луна-Земля и для жизнеобеспечения экипажа лунной базы, а также 2,3 млн т кремния, пригодного, например, для изготовления ячеек солнеч- ных батарей. Этого количества хватит для кремниевых фотоэлектрических -568-
6.5. Концепция космической системы регулирования <...> преобразователей общей площадью около 690 км2 [6.83]. При современной эффективности типовых солнечных батарей и коэффициенте освещен- ности лунной поверхности в течение лунных суток, равном 0,3, средняя мощность гелиоэлектростанции может составить ~27 ГВт. В работе [6.84] показано, что один экскаватор массой 23,5 т и 10 грузо- вых луноходов массой по 6,25 т каждый (при грузоподъемности 50 т) с об- щей максимальной мощностью всех агрегатов 105 кВт при номинальном рельефе и эксплуатации в течение 30 лет добудут и, соответственно, пере- везут на расстояние около 2 км от карьера до места переработки 80 млн т лунного грунта. В дополнение к ресурсам Луны не исключается использование ресурсов астероидов, при условии доставки их в точки либрации Ц, Ц системы Зем- ля — Луна или на окололунную орбиту к месту размещения орбитального сборочного производства [6.85, 6.86]. Дальнейшее развитие лунного промышленного комплекса позволит создать помимо космической системы регулирования температуры и боль- шую космическую энергетику для обеспечения Земли, использующую воз- обновляемую энергию Солнца, с размещением как на Луне, так и на около- земных орбитах, включая ГСО, орбиты в плоскости эклиптики и др. Если при очередной смене СПК, после выработки его ресурса, 44 млн т балласта заменить на энергопроизводящую систему, то при удельной мас- се конструкции и оборудования на рабочей орбите, требуемой для полу- чения 1 кВт энергии, преобразованной в транспортировочный вид, рав- ной ~4 кг/кВт [6.1], можно будет получить энергию мощностью ~11 ТВт. При передаче ее на Землю лазерным лучом из точки Ьф диаметр светового пятна, нормального к направлению луча, будет составлять около 2,5 км. Сочетание космической системы регулирования температуры с систе- мой энергоснабжения Земли из космоса позволит снять существующее ограничение по уровню мощности энергетики, используемой под атмос- ферой Земли. В дополнение к этому космическая система регулирования температуры характеризуется следующими положительными аспектами: - механизм воздействия на температурный режим находится за преде- лами земной атмосферы, поэтому его можно считать экологически чистым по отношению к ее внутренним процессам; - воздействие производится равномерно по всему солнечному светово- му потоку, падающему на Землю; - реализация проекта возможна только при участии международного сотрудничества, самостоятельное создание и использование в качестве экологического оружия исключены; -569-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ - не противоречит принятым международным соглашениям — Монре- альскому и Киотскому протоколам. К негативным аспектам системы относятся: - длительный срок создания; - требование постоянного управления СПК для ориентации и нахожде- ния в зоне барражирования; - уменьшение эффективности системы в два раза при исчезновении ле- дяных полярных шапок. Время функционирования космической системы регулирования тем- пературы связано с объемом секвестрирования углекислого газа и со ско- ростью естественного убывания углекислого газа из атмосферы. Можно ожидать, что оно будет составлять от 500 до 1000 лет. Каковы возможности использования принципов, заложенных в систе- му регулирования климата в более отдаленные времена? Для этого следует рассмотреть прогнозы изменения климата Земли в будущем. Одними из основных естественных внешних факторов, влияющих на изменение климата, дополняющими солнечное излучение и парниковый эффект, являются астрономические циклические факторы, меняющие по- ложение Земли по отношению к Солнцу, вызывая периодические оледене- ния и потепления на Земле с временными масштабами в десятки и сотни тысяч лет. Создав систему регулирования термического режима атмосферы, по- зволяющую не только перекрывать инсоляцию Солнца, но и увеличи- вать ее потоки на Землю с помощью отражающих конструкций типа СПК «БАРК», размещаемых в точках либрации L4, Ц системы Земля — Луна, и направлять дополнительные потоки солнечного излучения на Землю, че- ловечество сможет продлить жизнь на Земле, существующую уже более 3,5 млрд лет, еще на длительный срок. Более того, используя подобную си- стему, можно изменить температурный режим атмосфер Марса и Венеры, сделать их в принципе комфортными для культивирования и развития жизни на них. Для уменьшения природных потерь и увеличения эффек- тивности космической системы регулирования термического режима ее функционирование должно быть начато как можно раньше, до исчезно- вения полярных шапок на Земле. Выполнение всех работ по созданию и функционированию лунного промышленного производства и космиче- ской системы регулирования термического режима земной атмосферы должно производиться космической робототехникой при непосредствен- ном участии и контроле человека. -570-
Список литературы к главе 6 Список литературы к главе 6 6.1. Коротеев А.С., Семенов Ю.П., Семенов В.Ф., Сизенцев Г.А., Синявский В.В., Соколов БД., Сотников Б.И. Космическая техника и космонавтика в решении экологических проблем мировой энергетики XXI века И Изв. РАН. Энергетика. 2006. №1. С. 142-155. 6.2. Сизенцев Г.А., Сотников Б.И. Концепция космической системы регулирования термического режима земной атмосферы И Изв. РАН. Энергетика. 2009. №2, С. 91-100. 6.3. Беляев Л.С., Марченко О.В., Филиппов С.П., Соломин С.В., Степанова Т.Б., Кокорин АЛ. Мировая энергетика и переход к устойчивому развитию. Новосибирск: Наука. Сибирская издательская фирма РАН. 2000. 270 с. 6.4. World Solar Summit. UNESCO Paris, 5-9 July 1993. 6.5. Редакционная статья. Истощение климата II В мире науки. 2008. №9. С. 3. 6.6. Брум Дж. Вопросы этики и изменение климата // В мире науки. 2008. №9. С. 37-41. 6.7. Будыко М.И., Ронов А.Б., Яншин А.Л. История атмосферы. Л.: Гидрометеоиздат. 1985. 208 с. 6.8. Пакала С., Соколов Р. Секторы газа И В мире науки. 2007. №1. С. 21-27. 6.9. Лашоф Д., Уильямс Р., Хокинс Д. Что делать с углем? И В мире науки. 2007. №1. С. 37-43. 6.10. Будыко М.И. Климат в прошлом и будущем. Л.: Гидрометеоиздат. Наука, 1980. 352 с. 6.11. Циолковский К.Э. Грезы о Земле и небе и эффекты всемирного тяготения. М. 1895. 143 с. 6.12. Циолковский К.Э. Мысли о лучшем общественном устройстве. Калуга: Изд. Кооператива учащихся. 1920. 25 с. 6.13. Циолковский К.Э. Жизнь в межзвездной среде. М.: Наука. 1964. 84 с. 6.14. Глушко В.П. Гелиоракетоплан И Путь к ракетной технике: Избр. тр., 1924-1946. М: Машиностроение. 1977. 504 с. 6.15. Тихонравов М.К. Пути использования лучистой энергии Солнца И Сб. Реактивное движение. 1936. №2. С. 109-140. 6.16. Сокольский В.Н. Работы Р.Х. Годдарта в области теоретической космонавтики И Исследования по истории и теории развития авиационной и ракетно-космической науки и техники. АН СССР. 1984. Вып. №3. -571-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ 6.17. Оберт Г. Ракета в межпланетном пространстве. 1923. 6.18. Грихилес В. А. Солнечные космические энергостанции. Л.: Наука. 1986. 179 с. 6.19. Glaser Р.Е. Patent of USA, Method and Apparatus for Converting So- lar radiation to Electrical Power, №3.781.647, 26.07.71. 6.20. Fresh Look at the Feasibility of Generating Solar Power in Space for Use on Earth. SAI Corporation. Futron Corporation. NASA. April 1997. P. 17. 6.21. Space-based Power as an Opportunity for Strategic Security. Re- port to the Director. National Security Space Office. October 2007. P. 75. 6.22. Банке В.А., Лопухин B.M., Саввин В.Л. Проблемы солнечных космических электростанций // УФН. 1977. Т. 123, вып. 4. С. 633-655. 6.23. Коротеев А.С., Еськов Ю.М., Семенов В.Ф. Предложения по I этапу электроснабжения Земли из космоса И Солнечная энергетика. Сб. под ред. П.Е.Глезера. 1989. 6.24. Пилотируемая экспедиция на Марс / Под ред. А.С. Коротеева. М.: Российская академия космонавтики им. К.Э. Циолковского. 2006. 6.25. Камков В.А., Мельников В.М., Харлов Б.Н. Формируемые центробежными силами космические солнечные батареи. М.: Черос. 2007. 188 с. 6.26. Грилихес В.А., Орлов П.П., Попов Л.Б. Солнечная энергия и космические полеты. М.: Наука. 1984. 216 с. 6.27. Грибков А.С., Евдокимов Р.А., Синявский В.В., Соколов Б.А., Тугаенко В.Ю. Перспективы использования беспроводной передачи электрической энергии в космических транспортных системах // Изв. РАН. Энергетика. 2009. № 2 .С. 118-123. 6.28. Банке В.А. Поперечные волны электронного потока в микроволновой электронике // Успехи Физических Наук. 2005. Т.175. №9. С. 957-978. 6.29. Glaser РЕ. Perspectives on satellite solar power. N. Y. (AIAA Pap.; № 77-352). 1977. P. 12. 6.30. Tonelli A., Nussberger A. The design and evalution of a 5 GW GaA- lAs satellite power system. In.: Proc. 13th IECEC. N. Y.: IEEE. 1978. P. 156-161. 6.31. Glaser P.E. The satellite solar power station: an option for energy production of Earth. N. Y. (AIAA Pap.; № 75-637). 1975. P. 8. 6.32. Акимов B.H., Еськов Ю.М., Коротеев A.C., Семенов В.Ф. О возможных вариантах энергоснабжения Земли из космоса в XXI веке и предложения по первому этапу И Изв. РАН. Энергетика. 1992. №4. -572-
Список литературы к главе 6 6.33. Акимов В.Н., Еськов Ю.М., Коротеев А.С., Семенов В.Ф. О возможности энергоснабжения Земли из космоса. Перспективы и этапы // Научн. техн. сб. Двигатели и ЭУ М.: НИИТП, 1993. Вып. 4 (192). 6.34. Коротеев А.С., Семенов В.Ф., Акимов В.Н., Кувшинова Е.Ю., Оглоблина И.С. Космические системы энергоснабжения Земли: эффективность, проблемы создания и применения И Изв. РАН. Энергетика. 2009. №4. С. 3-20. 6.35. Элъясберг П.Е. Введение в теорию полета искусственных спутников Земли. М.: Наука. 1965. 537 с. 6.36. Карлов Н.В., Конев Ю.Б. Мощные молекулярные лазеры. М.: Знание. 1976. 64 с. 6.37. Летохов В.С., Устинов Н.Д. Мощные лазеры и их применение. М.: Сов. Радио. 1980. 112 с. 6.38. Billman К. W. Radiation energy conversion in space (A brief jverview of the 3rd conference). Astronaut and Aeronaut. 1979. V. 17. № 3. P. 18-26. 6.39. Gerry E.T., Rather I. D.G. The laser future. Astronaut and Aeronaut. 1979. V. 17. № 3. P. 60-67. 6.40. Hertzberg A., Sun K., Jones W. S. Laser aircraft. Astronaut and Aero- naut.1979. V. 17. № 3. P. 41-49. 6.41. Lee G. Status and summary of laser energy conversion. In: Radiation energy conversion in space. N. Y.: Acad. Press, 1978. P. 549-565. 6.42. Андреев B.M., Грилихес B.A., Румянцев В.Д. Фотоэлектрическое преобразование концентрированного солнечного излучения. Л.: Наука. 1989.310 с. 6.43. Rather J.D.G. New candidate laser for power beaming and discussion of their applications. In: Radiation energy conversion in space. N. Y.: Acad. Press. 1978. P. 313-332. 6.44. Coneybear I. F. The use of lasers for the transmission of power. In: Ra- diation energy conversion in space. N. Y: Acad. Press. 1978. P. 279-309. 6.45. Taussig R., Bruzzone C., Nelson L. et al. Solar-pumped lasers for space power transmission. N.Y. (AIAA Pap.; № 79 -1015). 1979. P. 14. 6.46. Справочник по лазерам I Под ред. А.М. Прохорова. М.: Сов. радио. 1978. Т. 1.304 с. 6.47. Серегин А.А., Серегина Е.А. Модель жидкостного импульсного лазера космического базирования с накачкой от Солнца И Квантовая электроника. 34. №2. 2004. С. 99-102. 6.48. Christiansen W.H. A new concept for solar pumped lasers. In: Radiation energy conversion in space. N. Y: Acad. Press. 1978. P. 346-356. -573-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ 6.49. Андерсон Дж. Газодинамические лазеры: Пер. с англ. / Под ред. С.А. Лосева. М.: Мир. 1979. 202 с. 6.50. Винокуров Д.А, Зорина С.А., Капитонов В.А. и др. Мощные полупроводниковые лазеры на основе асимметричных гетероструктур раздельного ограничения // Физика и техника полупроводников. 2005. Т. 39. Вып. 3. С. 388-392. 6.51. Физическая энциклопедия / Под ред. А.М. Прохорова. М.: Советская энциклопедия. Т.2. 1990. 703 с. 6.52. Хорняк Т. Запрячь Солнце // В мире науки. 2009. № 1. С. 10-11. 6.53. Steinsiek F., Weber К.Н., Foth W.P., Foth H.J., Schafer C. Wireless Power Transmission Experiment using an airship as relay system and a moveable rover as ground target for later planetary exploration missions. In Proceedings of the 8th ESA Workshop on Advanced Space Technologies for Robotics and Automa- tion «ASTRA 2004» ESTEC. Noordwijk. The Netherlands. November 2-4. 2004. 6.54. Елкин K.C., Левтов В.Л., Лобыкин А. А., Мухоян М.З., Семенченко В.В., Успенский Г.Р., Евдокимов Р.А. Обслуживаемый модуль для производства в космосе материалов с уникальными свойствами И Изв. РАН. Энергетика. 2007. № 3. С. 106-114. 6.55. Criswell D.R., Waldron R.D. Lunar system to supply solar electric power to Earth// Proc, of the 25th Intersociety Energy Conversion Engineering Conf— Reno. 1990. №5. V.l. P. 61-70. 6.56. Крисвелл Д.Р. Доставка солнечной энергии с Луны как фактор устойчивого развития экономики двух планет И Астрономический вестник. 1999. Т. 33. №5. С. 406-414. 6.57. Criswell D.R., Waldron R.D. Lunar Solar Power System: options and beaming characteristics ( IAF-93-R.2.430)// Proc, of the Intern. Astronautical Federation Congress. Paris: Intern. Astron. Federation, 1993. P. 138-149. 6.58. Беляев Л.С., Лагерев A.B., Посекалин В.В. и др. Энергетика XXI века: Условия развития, технологии, прогнозы И Новосибирск: Наука. 2004. 386 с. 6.59. Akimov V., Yeskov Yu., Koroteev A., Semionov V., Earth's energy sup- ply from space: prospects and stages. Perspective in Energy. V.2 (4) 1992-1994. P. 392-419. 6.60. Yeskov Yu.M., Akimov V.N., Arkhanelsky N.I. Lunar station for elec- tricity supply to Earth by use of micro wave beams of GW power. (Keldysh — Scientific — Research of Thermal Processes) Perspective in Energy. 1994- 1995. V.3. PP. 307-313. 6.61. Power from space: Proc, of the 2nd Intern. Symp. SPS 91. Paris. 1991. 642 p. -574-
Список литературы к главе 6 6.62. Criswell D.R., Waldron R.D. International Lunar Base and Lunar- based power system to supple Earth with electric power 11 42nd Congr. Of the Intern. Austronautical Federation. Oct.5-11. 1991. Montreal. Canada. P.171. 6.63. Патент РФ № 2090057 А.П. Тихонов. Система управления погодными процессами // Изобретатель и рационализатор. №8. 2002. С. 7. 6.64. Прангишвили И.В. Энтропийные и другие системные закономерности: Вопросы управления сложными системами. Ин-т проблем управления им. В.А. Трапезникова. М.: Наука. 2003. 428 с. 6.65. О 'Neill G.K. Space colonies and Energy Supply to the Earth I Science. 1975. V. 190. 42l.P. 943-947. 6.66. Kruzhilin Yu. Lasers prospects for SPS and restoration of ozone layer. I SPS RIO 92. P. 43-55. 6.67. Грибков A.C. Технология и энергозатраты для космического производства металлических рабочих тел ракетных двигателей // Изв. РАН. Энергетика. 2009. № 2 . С. 112-117. 6.68. Орбитальная электростанция может стать реальностью И Аэронавтика и космос / АРМС ТАСС. 2003. №48. С. 42. 6.69. Беляев Л.С., Марченко О.В., Филиппов С.П., Соломин С.В., Степанова Т.Б., Кокорин А.П. Мировая энергетика и переход к устойчивому развитию. Новосибирск: Наука. Сибирская издательская фирма РАН. 2000. 270 с. 6.70. Renewable Energy World, 2002 — 2004 гг. 6.71. Бурдаков В.П. Электроэнергия из космоса. М.: Энергоиздат. 1991.152 с. 6.72. Семенов Ю.П., Филин В.М., Соколов Б.А., Клиппа В.П., Лакеев В.Н, Рогов А.В., Синявский В.В., Юдицкий В.Д. О космическом захоронении особо опасных радиоактивных отходов атомной энергетики И Изв. РАН. Энергетика. 2003. №3. С. 6-14. 6.73. Капица ПЛ. Будущее науки И Международный симпозиум по планированию науки. 1959 И В кн.: Эксперимент, теория, практика. П.Л. Капица. «Наука». 1981. 488 с. 6.74. Карраск В.К. Экологические проблемы ракетно-космической деятельности И Международная конференция «Системы и технологии изучения и освоения космического пространства». М.: 9-11июня. 2003 г. 6.75. Юдицкий В.Д., Грибков А.С., Беловолов С.Е., Масленников А.А., Корнилов В.А., Синявский В.В. Космический транспортно-энергетический комплекс для добычи на астероидах и доставки к Земле термоядерного топлива гелия-3 // Изв. РАН. Энергетика. 2003. №3. С. 15-24. 6.76. Тимофеев Ю.М., Васильев А.В. Теоретические основы атмосферной оптики. СПб.: Наука. 2003. 474 с. -575-
Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ 6.77. Левантовский В.И. Механика космического полета в элементарном изложении И М.: Наука. 1970. 512 с. 6.78. Поляхова Е.Н. Космический полет с солнечным парусом. М.: Наука. 1986. 302 с. 6.79. Дрекслер К.Е. Солнечные паруса повышенной эффективности и их отражательные устройства И Астронавтика и Ракетодинамика М.: ВИНИТИ, Экспресс — информация. 1980. №4. С. 20-29. 6.80. Шевченко В.В. Лунная база. М.: Знание. 1991. 60 с. 6.81. Belyaev L.S., Filippov S.P., Kavelin I, Ya. Evaluation of the economic efficiency of the Lunar Power System И Proc, of 3rd Int. Symp. on the World Energy System. Uzhgorod. Ukraine. 4-7 Nov. 1993. Budapest: Syst. Int. Foun- dation, 1994. P. 281-291. 6.82. Беляев Л.С., Марченко O.B., Филиппов С.П., Соломин С.В., Степанова Т.Б., Кокорин А.Л. Мировая энергетика и переход к устойчивому развитию. Новосибирск: Наука. Сибирская издательская фирма РАН. 2000. 270 с. 6.83. Грибков А.С., Романов С.Ю., Севастьянов Н.Н., Синявский В.В. Лунный добывающее — перерабатывающий комплекс на базе атомной теплоэлектростанции И Изв. РАН. Энергетика. 2007. №3. С. 22-34. 6.84. Кэрриер В.Д. Технико-экономические показатели горнодобыва- ющего карьера на Луне И Астронавтика и Ракетодинамика М.: ВИНИТИ, Экспресс-информация. 1980. №4. С. 12-20. 6.85. Шевченко В.В. Неизбежность использования внеземных при- родных ресурсов в XXI веке // Матер, междун. конф. «Наука и будущее: идеи, которые изменят мир». М.: ГГМ им. В.И. Вернадского, 14-16 апреля 2004. С. 221-223. 6.86. Израэль Ю.А., Короткий Ю.Г., Расновский А.А. и др. Главная задача космической деятельности в интересах устойчивого развития в 21 веке — энергоснабжение Земли из космоса на основе внеземных материалов И Сборник тезисов 1-ая конференция МАА-РАКЦ «Космос для человечества». Королёв, Московская область, 21-23 мая 2008. -576-
СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ АЛБ автоматическая лунная база АЭС атомная электростанция ВА возвращаемый аппарат ВПК взлетно-посадочный комплекс ГАИШ МГУ Государственный астрономический институт име- ни П.К. Штернберга Московского государственно- го университета ГЕОХИ им. В.И. Вернадского Институт геохимии и аналитической химии име- ни В.И. Вернадского ГНЦ РФ ИМБП Государственный научный центр Российской феде- рации Институт медико-биологических проблем ГСО геостационарная орбита ЖРД жидкостной ракетный двигатель ИКИ РАН Институт космических исследований Российской академии наук ИК-излучение инфракрасное излучение ИСЗ искусственный спутник Земли ИСЛ искусственный спутник Луны ИЦ им. М.В. Келдыша Исследовательский центр имени М.В. Келдыша КА комический аппарат КБОМ Конструкторское бюро общего машиностроения имени В.П. Бармина КК космический корабль кпд коэффициент полезного действия КСЭС космическая солнечная электростанция ктс космическая транспортная система мкс международная космическая станция ММБ многоразовый межорбитальный буксир НАСА Национальное управление по аэронавтике и ис- следованию космического пространства НИОКР научно-исследовательские, опытно-конструктор- ские работы НИР научно-исследовательская работа НПО научно-производственное объединение -577-
СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ НПО им. С. А. Лавочкина Научно-производственное объединение имени С.А. Лавочкина НПП «Звезда» Научно-производственное предприятие «Звезда» ОАО Открытое акционерное общество ОКБ опытно-конструкторское бюро ОКР опытно-конструкторская работа ОЛБ обитаемая лунная база ООН Организация объединенных наций ПГ полезный груз ПК посадочный комплекс РАН Российская академия наук РБ разгонный блок РКК ракетно-космический комплекс РКК «Энергия» Открытое акционерное общество «Ракетно-косми- ческая корпорация «Энергия» имени С.П. Королева PH ракета-носитель СБ солнечная батарея СЖО средства жизнеобеспечения СПК солнечно-парусный корабль ткс транспортная космическая система тпк транспортный пилотируемый корабль УКВ диапазон ультракоротковолновый диапазон УФ-диапазон ультрафиолетовый диапазон ФГУП «Красная Звезда» Федеральное государственное унитарное пред- приятие «Красная звезда» ФЭП фотоэлектрические преобразователи ЦНИИМаш Центральный научно-исследовательский инсти- тут машиностроения ЦУП Центр управления полетом ЭРД электроракетный двигатель ЭРДУ электроракетная двигательная установка ЭХГ электрохимический генератор ЯРД ядерно-ракетный двигатель ЯЭРДУ ядерная электроракетная двигательная установка ЯЭУ ядерная энергоустановка -578-
СОДЕРЖАНИЕ ПРЕДИСЛОВИЕ НАУЧНЫХ РЕДАКТОРОВ...............................5 ВВЕДЕНИЕ......................................................7 Глава 1. ЛУНА КАК НЕБЕСНОЕ ТЕЛО..............................11 1.1. Гипотезы происхождения Луны.............................11 1.2. Орбита, фигура, гравитационное поле Луны ...............18 1.3. Магнитные поля, экзосфера и взаимодействие Луны с окружающей средой ....28 1.4. Внутреннее строение Луны................................42 1.5. Лунная поверхность и характеристики рельефа.............47 1.6. Состав лунных горных пород и реголита...................65 1.7. Необходимость продолжения всестороннего изучения Луны..108 Список литературы к главе 1.................................141 Глава 2. ПЕРВЫЕ ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЕ ПОЛЕТЫ АВТОМАТИЧЕСКИХ И ПИЛОТИРУЕМЫХ АППАРАТОВ К ЛУНЕ. ЦЕЛИ И ЗАДАЧИ ЕЕ ОСВОЕНИЯ НА СОВРЕМЕННОМ ЭТАПЕ..................................155 2.1. Первые исследования Луны автоматическими космическими аппаратами......................155 2.2. Планы и реализованные экспедиции на Луну................173 2.3. Цели и задачи освоения Луны с современных позиций.......202 Список литературы к главе 2..................................225 Глава 3. ЭТАПЫ ОСВОЕНИЯ ЛУНЫ.................................227 3.1. Основные этапы и последовательность освоения Луны.......227 3.2. Автоматические космические аппараты в программе исследования и освоения Луны.....................229 3.3. Пилотируемые экспедиции на Луну на современном этапе....249 3.4. Создание обитаемой лунной базы и переход к лунному производству...............................260 Список литературы к главе 3..................................265 Глава 4. ЛУННАЯ ИНФРАСТРУКТУРА...............................267 4.1. История предложений освоения Луны и создания обитаемой базы.267 4.2. Лунная инфраструктура на первых этапах освоения Луны....273 4.3. Обитаемая лунная база первого этапа.....................274 4.4. Системы энергоснабжения лунной инфраструктуры...............293 4.5. Средства жизнеобеспечения Лунной базы и Лунной орбитальной станции....................................310 4.6. Луна как арена жизни и трудовой деятельности человека...335 4.7. Технологии и комплексы добычи и переработки полезных ископаемых...............................345 4.8. Луноходы и другие вспомогательные средства лунной инфраструктуры.........................................365 -579-
СОДЕРЖАНИЕ 4.9. Лунная база и поселения второго и последующих этапов освоения Луны............................378 4.10. О возможности создания космопорта в окололунном пространстве....................................392 Список литературы к главе 4.................................403 Глава 5. ТРАНСПОРТНАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА...................411 5.1. Обеспечение грузопотока на первых этапах освоения Луны..411 5.2. Состав и характеристики одноразовых технических средств лунной транспортной системы первых этапов...................421 5.3. Состав и характеристики элементов лунной транспортной космической системы.....................434 5.4. Многоразовые электроракетные буксиры...................446 5.5. Оптимизация параметров многоразового электроракетного буксира......................483 5.6. Удельная стоимость доставки полезного груза с поверхности Земли на орбиту Луны..............................................498 Список литературы к главе 5.................................511 Глава 6. ЛУНА И РЕШЕНИЕ ЭКОЛОГИЧЕСКИХ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ПРОБЛЕМ ЗЕМЛИ................................517 6.1. Кризисные проблемы развития мировой энергетики.........517 6.2. Космические солнечные энергетические станции...........521 6.3. Система энергоснабжения Земли из космоса на базе лунных ресурсов.....................................546 6.4. Роль космонавтики в преодолении экологических кризисов мировой энергетики..........................................557 6.5. Концепция космической системы регулирования термического режима земной атмосферы........................564 Список литературы к главе 6.................................571 СПИСОК СОКРАЩЕНИЙ...........................................577 СОДЕРЖАНИЕ..................................................579 -580-
Научно-техническое издание ЛУНА— ШАГ К ТЕХНОЛОГИЯМ ОСВОЕНИЯ СОЛНЕЧНОЙ СИСТЕМЫ Под научной редакцией академика В.П. Легостаева и член-корреспондента В.А. Лопоты Подписано в печать 16.02.2011 г. Печать офсетная. Бумага мелованная 130г/м2. Формат 70x100/16. Гарнитура «Миньон». Усл.печ.листов 36,5. Тираж 2000 экз. Заказ №25775. Отпечатано в ООО «Айвори групп» www. ivory-group, г u
Для заметок -582-
Для заметок -583-
Для заметок -584-