"Пыль веков"Экономическое обоснование целесообразности миссии
Баллистические расчёты Конструкторско- компоновочные исследования Ракеты- носители Межорбитальный буксир Заправщики Посадочный модуль Спуск посадочного аппарата в атмосфере Лунный модуль Очистительно- конденсационный лунный комплекс Автоматический добывающий комплекс Прочностные расчёты Определение и расчёт некоторых технологических операций Анимация к проекту Техническое задание на проект: разработка проекта и инфраструктуры по доставки с поверхности Луны на поверхность Земли конденсата лёгкого изотопа гелия (3He), с уточнённым расчетом массово габаритных, конструкторских и траекторных особенностей межорбитального буксира Земля – Луна – Земля. Экономическое обоснование целесообразности миссии:подробнее >>>Перед началом работы над проектом был проведён анализ рынка и конкурентов определены основные возможности и угрозы. Разработано: дерево целей и стратегий. Была сформирована основная миссия проекта: «Заставим Луну не только “светить”, но и “греть”!» Проведённый конкурентный анализ методом пяти сил Майкла Портера, позволил оценить перспективы работы на рынке как крайне благоприятные. Сформирована общая архитектура программы.  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.
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.
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.
Межорбитальный буксир:подробнее >>>В проекте производился подробный проектно- конструкторский расчёт данного сегмента программы.   Компоновочная схема | Расчёт центра масс
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.
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.
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:
Бизнес-план перспективного проекта коммерческого освоения ближайшего космического пространства |
||||||||||||||||||||||||||||||||
