Пыль веков

Разработаны базовые принципы рекламной компании:

1) Полная экологическая безопасность получаемой энергии;
2) Развитие новых технологий и внедрение их в жизнь.

Для чего в последующем был выполнен ряд исследований обеспечивающих разрушение содержащей ядерное топливо сердцевины реактора до частиц размером около сотни микрон и обеспечение рассеивания образовавшихся фрагментов на площади сотен квадратных километров.

Приближенная сметная оценка проводилась по данной методике:

, где 1-я сумма: суммирование по стадиям разработки КС, 2-я сумма: по этапам жизненного цикла, Сij - затраты на изготовление ДУ и т.д. на j-м  этапе

Для определения затрат на первый опытный образец, основу методики, пользовался имеющейся в моем распоряжении статистикой по КА на малой тяге: Deep Space 1, SMART 1, Moses-C. Расчет велся по упрощенной, однофакторной модели:

В результате дана прогнозная оценка создания парка КА, и его эксплуатации в течении 7 лет. Что составило: СгодКС = 1243,5 млн. $ в год., при стоимости работ в 2174,1 млн $.

Считая, что все затраты на разработку были осуществлены в 0-м году:
NVP = Σ DCFt(дисконтируемый поток платежей) = 112,5066

Индекс доходности РI = Σ(+)/Σ(-) = 9,850155

Статический срок окупаемости PPs = 2+(/-13,317/)/34,857 = 2,382 (окупается в середине 2-го года)

MIRR = 0.552882

Для программы в целом, экономическая эффективность оценена в 8,6
 

Баллистические расчёты:

Был проведён анализ баллистических траекторий для межорбитального буксира и посадочного аппарата.

Эллипс минимальной энергии, или так называемый переход Гомана – Цандера	При большом отношении радиусов исходных круговых орбит «классический» перелет по касательному эллипсу уступает в энергетике биэллиптическому перелету. Однако, так при таких больших расстояниях от Земли велико влияние возмущения от Солнца, в чистом виде эта схема полета нереальна, следует рассмотреть движение КА Земля - Луна - Солнце.	Была рассмотррена возможность перелета КА не на Лунную орбиту, а в точку либрации L3 системы Земля—Луна

Окончательно была принята схема перелёта с использованием двигательной установки малой тяги, в связи с высокими тактико-техническими характеристиками и отсутствием жесткого временного ограничения на миссию.

Перелёт с использованием двигателя малой тяги.

Маршевые ДУ – РД-180, 48 шт, ΣW=326,4 кВт
Двигатели коррекции Т-160, 48 шт, до 8 работающих одновременно.
Уточ. время перелета – 352,1 сут
Время набора потреб. скор. – 134,19
Угловая дальность старта Ф=198,89˚
Параболическая скор подхода к Луне – 2,334 км/с
Максимально возможный импульс ΔV2 = 0,048км/с → Переход на Лунную орбиту Н = 90 х 55481 км
Импульс для перехода на Нкр = 90 км – ΔV3 = 1,419 км/с
 

Конструкторско- компоновочные исследования:

Для обеспечения функционирования структуры миссии был разработан ряд технических элементов с различной степенью проработки. Таких как: ракета- носитель, межорбитальный буксир, заправщики, посадочный модуль, лунный модуль, очистительно- конденсационный лунный комплекс, автоматический добывающий комплекс.

Ракеты- носители:

Для обеспечения вывода необходимого оборудования на опорную орбиту используется 2 типа носителей. Носитель типа «Союз-2» и разработанный в первом приближении тяжёлый носитель.

Мпг=46000 кг., Нкр=200 км Диаметры обтекателей Dверх – 5000 мм, Dбок – 6500мм. Топливо: 1ст - керосин, кислород, 2ст – водород, кислород.	Мпг=13000 кг., Нкр=200 км Диаметры обтекателей Dверх – 5000 мм. Топливо: 1ст - керосин, кислород, 2ст – водород, кислород.	Выведение на орбиту межорбитального буксира. Выведение на орбиту заправщиков

 

Межорбитальный буксир:

подробнее >>>


В проекте производился подробный проектно- конструкторский расчёт данного сегмента программы.

Компоновочная схема

Процесс запуска основного реактора.

Орбиты:
Земля – Нкр = 800км Δi = 18,17 – 28,35˚;
Луна – Нкр = 90км;

Мсух = 17517 кг;

ДУ: РД-180х48, ΣW=326,4 кВт топливо – Ксенон(Хе), Тхран = -43,2 ˚С;

Wяэу = 350-370 кВт;

Уточ. время перелета – 352,1 суток.
 

Заправщики:

В связи с использованием различных компонентов для перелётного и лунного модулей и значительной их массой, в первом приближении было спроектировано два независимых заправочных модуля.

Перезаправка перелётного межорбитального буксира основным компонентом топлива (ксенон) Сухая масса 4427кг.	Сведение контейнера полезного груза с орбиты, перезаправка топлива для лунного модуля. Сухая масса 6750 кг.	Заправка ксеноном Заправка азотным тетроксидом

 

Посадочный модуль:

подробнее >>>


Проектирование посадочного аппарата проводилось при использовании программы инженерного проектирования SolidWorks 2004.

С помощью программного комплекса Descsent производилось интегрирование уравнений спуска аппарата в атмосфере:

Из условия, что ввод тормозной парашютной системы происходит при достижении скорости 250 м/с, были определены время и высота ввода парашютной системы. Определена площадь тормозного парашюта (83 м2). Было произведено интегрирование уравнений спуска с тормозным парашютом с помощью комплекса Descsent. При достижении скорости 70 м/с происходит введение основной парашютной системы.

Производилось интегрирование уравнений спуска с основным парашютом.спускаемого аппарата.

По полученным ранее данным был рассчитан максимальный скоростной напор в процессе баллистического спуска. Методом эффективной длинны производился расчет плотности теплового потока в критической точке теплозащиты и на надувном теплозащитном экране.
Были получены следующие данные: плотность теплового потока на надувном экране не более 400 Вт/м2, максимальная перегрузка на этапе спуска не более 9 g, скорость посадки не выше 10 м/с.
 

Лунный модуль:

Используемое топливо - несимметричный диметил гидразин и азотный тетроксид. Спроектирован в первом приближении.

Очистительно- конденсационный лунный комплекс:

Разделение изотопов происходит в течение лунной ночи, методом дистилляции, после сжижения гелиевой смеси. Энергоснабжение: солнечная энергия и газогенератор (Н2, 4Не). Мсух = около 10500 кг.

Автоматический добывающий комплекс:

Проектом предполагался парк от 5-и до 8-и добывающих колёсных луноходов, с роторно- конвейерным принципом добычи, на 1 базу, при непосредственном извлечении ими большинства летучих фракций из реголита. Энергоснабжение: солнечная энергия. Мсух = 350 - 550 кг.

Прочностные расчёты:

подробнее >>>


Для выполнения расчета было использовано программное обеспечение – ANSYS.

Нахождение потребных толщин стержней основной фермы конструкции было осуществлено с использованием итерационного метода: метод постепенного увеличения толщины стержней в местах превышения напряжениями допустимых значений.

Материал фермы: алюминиевый сплав – В95Т1, стержней крепления тройника – углепластик.

1) Выведение	2) Транспортировка
3) Перелет	4) Стыковка

 

Определение и расчёт некоторых технологических операций:

подробнее >>>


В проекте была разработана технологическая процедура сборки фермы бакового блока. Чертежи выполнялись при использовании программы автоматического проектирования AutoCAD 2004.

Анимация к проекту:

Старт ракеты-носителя для выведения основного перелётного модуля	Процесс    перезаправки   перелётного  модуля топливом.
Обмен контейнерами с полезным нагрузом, перекачка топлива для лунного модуля.	Компоновочная схема межорбитального буксира Земля-Луна-Земля.

Бизнес-план перспективного проекта коммерческого освоения ближайшего космического пространства