АЛЬТЕРНАТИВНОЕ ОСВОЕНИЕ КОСМОСА, ЛУНЫ, МАРСА

B64C , B64G B . ( В сокращении) За аналог изобретения взяты традиционные способы, конструкции в космической отрасле, разработки Роскосмоса, ракетный комплекс «Ангара». Недостаток которых в том, что наступает предел возможностей освоения космоса традиционными способами, даже не помогает использование для топлива водорода. Стоимость запуска ракеты Ангара стоит 95...105 млн долл. Удельная стоимость вывода на орбиту полезного груза тысячи и более 10 тысяч долл/кг. Кроме того, озоновый слой находится на высоте 20...25 км, а один старт ракеты типа Аполлон сжигает млн тн озона. При альтернативных решениях показатели улучшаются, а доставка ракеты в верхние слои атмосферы вообще может быть на грузовом крыле канатом с прицепом к самолету, расходующему в 10 раз меньше топлива из-за использования кислорода из атмосферы.

Сущность изобретения. Способ доставки груза на околоземные орбиты. Грузовым крылом (ГК), работающим в земной атмосфере по принципу воздушного змея. С удерживанием канатом на соответствующем расстоянии, нагружение ГК может происходить на высоте 1км...5км, с подтягиванием к нему груза, ракеты, закачиванием в баки топливных смесей. Далее самолет с тянущим канатом длиной до 100 км может затянуть ГК на высоту 30...50 км, со скоростью до 300м/сек, а с суммированием скорости вращения земли до 750 м/сек, фактически выполнив функции первой ступени ракеты. ГК может стартовать и с земли по принципу затягиваемого на канате планера, в этом случае, вместо шасси, оно ложится на катящиеся конструкции или взлетать с воды. Подъемная сила крыла может быть 30...60 кг/м кв. После выполнения своих функций, ГК сработав топливо первой ступени и без груза следующих ступеней ракеты, стать легче на порядка 95% и может садиться на воду или даже подхватиться за канат вертолетом. Поскольку скорость поставки ГК на высоту до 50 км низкая, а плотность атмосферы там в сотни и тысячу раз меньше земной, то при сниженных аэродинамических требованиях, возможно выводить крупногабаритные конструкции, окислитель и топливо использовать в газообразном состоянии, в «корпусе» с газами под давлением. Несущие конструкции ГК включают топливные баки с газообразным окислителем под давлением, а топливо может быть газообразным или жидким как керосин. При существующих материалах, соотношение под давлением массы корпуса и массы газообразного кислорода может составлять до 1/10 части. Это несколько больше, чем при сжиженном кислороде, но потенциальная отдача энергии выше при нахождении его под давлением, с возможным упрощением конструкций его подачи, снижениенм технических требований. ( Температура кипения кислорода — 182,97 гр С, энергия парообразования 213 кДж/кг). Если снаружи трубы — топливные баки усилить «марлей» из наноматериалов, то соотношение масс может быть ниже. Может обеспечиваться вывод в космос груза к стартовой массе ( загруженной массе поднятой в верхние слои атмосферы ГК) может быть как 1/20 и конструкции используются в следующих стартах, что снизит стоимость запусков. Ныне стоимость вывода груза в космос оценивается от 2 тыс долл и более 10 тыс долл. В нашем варианте, с возвращаемым грузовым крылом, при стартовой массе 100 тн и вывод в космос 3 тн полезного груза и плюс 3 тн корпуса ракеты, который впоследствии используется в космосе как топливный бак, то по расходу топлива , считая с запасом, около 10 долл/кг. Для вывода спутников связи,старт возможен практически из любой местности, например, одноступенчатая ракета 5 тн выводит спутник 250 кг или балистикаческая ракету с грузом 500кг, если с Юга Красноярского края, с 50 гр С.Ш., где окружная скорость Земли всего на 115 м ниже экваториальной.

Конструкции космических кораблей. О перспективах перехода в космосе на плазменные ракетные электродвигатели, высказано еще в 60 годах прошлого тысячелетия. Практически двигатели мощностью 200 кВт разработаны и ограничения по мощности и роду используемых рабочих тел не накладываются. КПД ширпотребных кремниевых солнечных панелей 22,5%, аморфных пленочных 11%, солнечная постоянная в космосе около Земли около 1,4 кВт/м кв. При круге ф110м, с пленочными панелями, получится энергия мощностью около 1500 кВт или с двумя плечами кремниевых панелей площадью около 2500 м кв каждая. Без учета КПД, при скорости отброса рабочего тела 3 км/сек , тяга составит около 90 кг.с. ( 900н ), соответственно для 10 км/сек — 33 кг.с., 20 км/сек — 3 кг.с. То есть при скорости отброса рабочего тела 10 км/сек, при массе корабля 200 тн, для увеличения скорости на 1000км/сек потребуется время 7 суток, чего вполне достаточно, для маневрирования в области Луны. Старт к Марсу может производиться с лунной орбиты и при дополнительном разгонном баке. Конструкция корабля представляет кольцо в центре, от которого отходят солнечные панели. В кольце устанавливается космический корабль ( шар ф20м) с габаритами для поворота в кольце, для обеспечения отброса рабочего тела в разные стороны, при ориентированных солнечных панелях на Солнце.

Искусственная гравитация. Эффект Кориолиса — это влияние импульса движения, центробежных сил во вращающихся системах, полностью исчезает при диаметре вращения 244м. Но проверено, на качеле с радиусом раскачивания 3 м, после тренировки комфортно. в США испытывают карусель с диаметром ф11 м, предварительно остановимся на центрифуге диаметром 20м. Практически обеспечить вращающийся корабль с сохранением центровки и постоянной ориентации солнечной панели на Солнце, при работающих двигателях крайне проблематично, поэтому выбрана конструкция с кольцом в центре, с поворотным корпусом, на подобии летающей тарелки, при этом для ограниченных объемов, гравитацию создает центрифуга, расположена внутри корабля, шара. Топливные баки космического корабля можно расположить внутри зоны солнечных панелей либо конструкцию солнечных панелей выполнить прослабленной, а в зоне центрального кольца установить топливные баки - посадочные опоры, которые должны быть высотой более выступающей сферы корпуса корабля. Это конструкция корабля при запланированных посадка на кометы, спутники типа Фобоса, где притяжение 0,0057 кг м/сек кв или 200 тн будут притягиваться с силой 114 кг.с. ( 1140 н).

Солнечныые панели от микрометеоритов могут выходить из строя, предусматривается ЗИП. Запасные пленочные солнечные панели, могут иметь удельную массу 100гр/м кв и круг ф110м иметь массу 1 тн, находиться в свернутом положении. Для распрямления могут иметь по краям круг гибкой трубы ( на подобии пожарного рукава), которая под давлением распрямится. Рабочий объем межпланетного корабля представляет собой шар или сплюснутый шар диаметром 20 м, внутренний объем около 4000м, наружная площадь 1200 м кв. Берем земное атмосферное давление и земной состав воздуха, лишняя пара тн земного состава атмосферы, при плазменных двигателях не обременительны. В этом случае каждый погонный миллиметр оболочки будет разрывать с силой 550 н. Оболочка шара из алюминия будет массой около 20 тн, оболочка из углеволокна массой около 5 тн. Внутренние герметичные отсеки около 2 тн, центрифуга 3 тн, громоздкое оборудование 1 тн, всего 11 тн. То есть, можно еще до старта, в большей степени укомплектовывать рабочий объем корабля. Доставка в космос в различных вариантах. В космосе сборка рабочего объема, в стыке с солнечной электростанцией не сложная. Также выводятся на опорную орбиту топливные баки — опоры корабля и пристыковываются. Впоследствии в космосе укомплектовывается внутренний объем «шара». То есть не нужно строить гигантскую ракету, крупногабаритный груз вывозится по частям.

Защита от радиации, от вспышек на Солнце, с учетом прямолинейного движения протонов и др., на пути ставим защитный экран из слоя воды толщиной 5м в трубе ф0,5м, устанавливая за ней трансформируемую спальню ф0,5м, сужающуюся до ф0,45м — это индивидуальная защита из расчета воды 1 м куб/чел. Человек вполне комфортно может спать в трубе ф 0,5м, проверено экспериментально. Индивидуальная спальня располагается по оси вращения на полу центрифуги, При ширине центрифуги 3м, труба с водой выходит за стенку на 3 м, а спальня соответственно выдвигается на 1,8 м в другую сторону, с проходом 1м, а при сне придвигается в стык к трубе с водой.

При этом центрифуга может вращаться, обеспечивая гравитацию. Если еще в космосе вспыхнет сверхновая звезда, что маловероятно, то придется останавливать центрифугу и делить воду, брать резервы, перегоняя ее в емкость защищающую бок. Плюс другие «простые» в применении способы защиты от радиации. Возможна двухместная спальня для семейной пары. Конструкция центрифуги. По кругу шара на двух полозьях установлено плоское кольцо, к оси вращения, кольцам направлены нити, со стенкой из тонкой прочной пленки, лестница к проему в центре, выход в зону невесомости. Привод вращения центрифуги от электромотора. Места для установки оборудования достаточно, с учетом балансировки. Силовые плазменные установки располагаются с торца, по оси вращения центрифуги.

Способ приема груза на околопланетные орбите. Доставить груз на околоземные орбиты — это еще пол задачи. Необходим космический грузовик, что обеспечивается космическими кораблями с изложенными конструкциями. Для курсирования в окололунном пространстве, конструкция с опорными «ногами» не обязательна. Орбитальная скорость спутников Земли на высоте 200 км — 7791 м/сек, высоте 400 км — 7675 м/сек, высоте 6000 км — 5679 м/сек, соответственно угловая скорость свешенного каната на высоте 120 км составит 7670 м/сек, 7420 м/сек, 2800м/сек. То есть уравновесив баланс со свешенным со спутника канатом, можно по принципу зацепа самолета, садящегося на авианосец, подхватывать груз, хотя при орбите высотой 6000 км , затаскивать можно не большой груз, еще велика сила притяжения земли. Но навряд ли это рентабельно, хотя на орбитах Луны возможно. На Марса возможно на спутнике Фобос установить тельфер, спускать канат к Марсу, где у поверхности конец будет двигаться со скоростью 520м/сек , с учетом вращения Марса. Возможно замедление пред зацепом. Но не страшна даже скорость 520 м/сек, с учетом еще и вертикального подъема и отклонения каната. Возможен подъем и капсулы с космонавтом.

Поставка на землю солнечной энергии с геостационарной орбиты Поскольку передача энергии в виде сверхчастотной электромагнитной опасна , в луче сгорает все живое, то вначале необходимо проверить надежность работы с подачей отраженной солнечной энергии. Солнце на Земле в полдень дает освещение до 130 тыс лк, полная Луна1 лк. Первоначально были разработаны отражатели с зеркальной пленкой, но затем забракованы, поскольку телесный угол Солнца 0,5 гр, то есть доходя до Земли луч расширится до ф 300 км. В этом случае для освещенности одной «Луной» 1лк, нужен отражатель на орбите диаметром ф650м. Слишком не рационально впустую освещать окрестности городов, это не считая что необходимы сложные конструкции, обеспечивающие идеальную плоскость отражения. Необходимо электроэнергию преобразовывать в видимы свет, использовать лазеры или просто устройства типа автомобильных фар или фонарики с энергоэффективными лампочками. Рационален самостоятельный вывод спутников с околоземной орбиты на геостационарную, что обеспечивается. Электроэнергия в космосе от солнечных панелей ф110м с КПД фотоэлементов 11% и круга ф80м с КПД 22,5% даст мощность 1500кВ или Красноярск будут освещать 15 тыс автомобильных фар с галогеновыми лампочками по 100Вт — это на круге ф15 освещение полной Луны. Видно, что масса кремниевых солнечных панелей площадью 5000 м кв может быть около 5 тн, пленочных ф 110м около 1 тн. В пределах 1тн может быть масса спутника с силовыми установками и топливным баком. Масса лазера или фар около 1 тн, а преобразовательные электроустановки не нужны, используется постоянное напряжение. То есть масса спутника составит 3тн...8 тн. После доставки на околоземную орбиту, далее спутник на геостационарную орбиту выводится в автоматическом режиме самостоятельно, что может обеспечить рентабельное освещение городов из космоса и подтвердить безопасность подачи из космоса электроэнергии в виде сверчастотного электромагнитного излучения.

Способ доставки груза с Луны на лунную и земные орбиты. Диаметр Луны Ф 3476 км, ускорение свободного падения 1,63 м/сек кв. Первая космическая скорость1680 м/сек, отсутствует атмосфера и достаточно медленно вращается вокруг оси..., позволяет: …....... практически в любой точке Луны, установить на поверхности ( возвышенности) на оси …....на «плече» катапульту. Для груза достаточно стравливаемого каната ( R ) длиной 1 км, при окружной скорости 1680 м/сек , центростремительное ускорение составит 282 g, соответственно для R 2км — 141 g. Для радиуса R 100 км — 2,8g на пределе центробежная сила компенсирующая отклонение каната к Луне от притяжения ( высота плоскости 5,9 км). Кроме выбрасывания груза на орбиту Луны, в принципе возможно забрасывать груз и на Землю с соответствующей 2-й скоростью. Для длинных канатов и продолжительного раскручивания, необходимо учитывать вращение Луны. Канат R100км необходимо установление на полюсах Луны, где его можно использовать как канатную дорогу, в том числе для вывода космонавтов на орбиту Луны. Обеспечивается поставка на орбиту луны компонентов для космической заправки, в принципе возможно забрасывать полезные ископаемые на землю ( стоимость 1 кг титана сопоставима с барелем нефти). Использовать в организации производства изотопа гелия-3. Космический корабль для взлета с луны. Известно, что вода нагретая до 374 грС под давлением 225 атм так и не превращается в пар, а из сопла вылетает пар со скоростью 1300...1500 м/сек. Возможны варианты взлета и от баллонов с газом под давление, но это уже при наличии наноматериалов..

Полет к Марсу. К Марсу можно долететь за 1 месяц, за 3 месяца, опережая вращение Земли. Побыть несколько суток и возвращаться к Земле, догоняя ее, уложившись в полугодовое путешествие. Но рационально создавать многолетние комфортные условия межпланетных космических полетов с описанными выше техническими решениями. Если стартовать к Марсу с орбиты Луны ( спешить некуда , настраиваемся на двухгодовое путешествие), то до Марса достаточно будет расходовать до 25% от стартовой массы космического корабля. Можно без проблем лететь на корабле 200 тн или 300тн. Груза и объемов для обеспечения комфорта будет достаточно. Способ доставки груза с Марса на его орбиту. Диаметр Марса 6780 км, ускорение свободного падения 0,38 g, первая космическая скорость 3,6 км/сек. Плотность атмосферы Марса, в зависимости от сезона, более или менее 100 раз ниже земной. При расположении лебедки с канатом на спутнике Марса Фобосе ( 6 тыс км до поверхности Марса) , скорость вращения каната у поверхности Марса, с учетом его вращения составит 520 м/сек. Врезаясь в атмосферу «пика» будет притормаживаться, в финале можно помочь парашютиком. Груз на Марсе зацепляется по принципу зацепа каната самолетом при посадке на авианосец. Отклонение каната на 1 угол даст расстояние около 60 км . Cos 1гр = 0,99985, то есть за 2 минуты вертикальное перемещение 520м, среднее ускорение 0,17 м/сек кв. Зацеп груза производится через растягивающуюся резинку. В принципе возможно поднимать капсулы с космонавтами и опускать к поверхности капсулу с парашютом и тормозными системами.

Перспективы полета к Марсу вытекают из технических возможностей, создания земных условий на космическом корабле. Имеется искусственная гравитация, защита от радиации ( не считая, что можно закрыться Фобосом, причалить к нему. При низком притяжении Фобоса, комет, возможно с пониженной скорости отброса рабочего тела, с них взлетать и от плазменных двигателей), в избытке мощности электроэнергии, достаточно жилых объемов, мест для еды, воды, даже обеспечивается совместная жизнь супружеских пар, рождение первого марсианина, хотя и в искусственной, но по сути в земной гравитации. Площадь пола центрифуги составит 180 м кв, а площадь стен внутри 6 соток, да снаружи 6 соток, где можно выращивать растения в земной гравитации.