Требушет-Космонавтика


Материал из Энциклопедия Нижнего Новгорода

Перейти к: навигация, поиск
Mys-11036276946sila3.jpg Народные герои одобряют эту статью
Поэтому рекомендуют продолжать текст в том же духе
Cхема гипотетического полета на Луну с помощью Нижегородского Лунного Требушета. "Карусель останавливают, и космонавт сходит на поверхность Луны.."

Требушет-Космонавтика, ориг. ТРЕБУШЕТКОСМОНАВТИКА — блок доставляющий инновационных идей нижегородского изобретателя Игоря Растолковского ещё 2005 года, когда он ещё был просто Княгиничевым. Требушет — наиболее мощное метательное орудие древности, использующее гравитационную энергию. От ракет Растолковский не отказывается, однако главным устройством, разгоняющим космические аппараты, в обозримом будущем станет, по мнению Профессора, космический требушет – огромная вращающаяся праща в виде заострённого на концах вращающаяся стержня.

Авторское описание концепции изобретения[править]

Общеизвестно: ДОРОГОВИЗНА всех видов космической деятельности связана с малостью полезных нагрузок ракетно-космических систем (например, РН СОЮЗ, ПРОТОН или американский Шатл).

Цель данной статьи: обратить внимание на удивительные возможность и эффективность одного метательного способа космических полетов, который позволит не только увеличить эффективность (т.е. полезные нагрузки) ракетно-космических систем, но и использовать для запуска КА на орбиту потенциальную энергию любого лунного вещества в гравитационном поле Земли. Эта энергия есть разность потенциальных энергий падения тел на Землю и на Луну. А эти энергии можно выразить в свою очередь через кинетическую энергию, соответствующую второй космической скорости для Земли и Луны, соответственно.

Это понятно, т.к. кинетическая энергия движения тела у поверхности планеты, с соответствующей этой планете второй космической скоростью, при удалении от планеты стремится к нулю, т.е. переходит в потенциальную энергию силы тяготения. Значит, работу, которую можно получить при переносе единицы массы (1 кг) с Луны на Землю, можно вычислить как разность кинетических энергий соответствующих вторым космическим скоростям.

Вторые космические скорости равны: 11,2 км/с для Земли и 2,4 км/с для Луны (погрешность < 0,1 км/с). Тогда энергия, которую можно получить при переносе единицы массы (1 кг) с Луны на Землю, равна: (11,2 км/с)2/2 - (2,4 км/с) 2/2 = 59,84 МДж/кг , т.е. почти 60 МДж/кг,что на ⅓ больше чем энергия сжигания углеводородного топлива или в 6 раз больше чем энергоёмкость углеводородного ракетного топлива (т.е. в паре с кислородом, которого требуется в 3,5 раза больше по массе чем керосина или гидразина и т.п.).

Я НАМЕРЕН ЗДЕСЬ ПОКАЗАТЬ, КАК ЭТОЙ ЭНЕРГИЕЙ МОЖНО ВОСПОЛЬЗОВАТЬСЯ ДЛЯ ЗАПУСКА КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЕЙ, И ДОКАЗАТЬ РЕАЛЬНОСТЬ ЭТОЙ ВОЗМОЖНОСТИ ПРИ СОВРЕМЕННОМ УРОВНЕ ТЕХНИКИ.

Представьте себе, что на орбиту ИСЗ мы запустили тысячетонный (Если такие большие массы на орбите кажутся вам совсем нереальными, то вспомните, что вещество на орбите Земли можно накапливать, запуская его с Луны. Перевести его с достигающей Луну вытянутой эллиптической орбиты на низкую круговую легко, если притормаживать виток за витком, задевая верхние слои атмосферы в перигее. Когда орбита станет почти круговой, небольшим попутным импульсом в апогее мы поднимем перигей и ликвидируем задевание.) длинный, тонкий и прочный стержень (длинной порядка километров, сколько – сейчас пока это не важно) со стыковочными узлами или точнее зацепами для космических аппаратов на обоих концах, вращающийся вокруг своего центра масс. Линейная скорость концов при вращении относительно центра измеряется сотнями метров в секунду, т.е. возникающие при этом центробежные силы создают напряжения растяжения сравнимые с пределом прочности материала стержня.

Пусть плоскость вращения стержня будет совпадать с плоскостью орбиты. Тогда вся картина движения будет плоской и более наглядной, т.к. стержень находится постоянно в одной плоскости – плоскости рисунка, хотя и нет реальной необходимости в совпадении этих плоскостей вращений.

К стыковочным узлам – прочным зацепам могут присоединяться космические аппараты. Это может происходить только в краткий момент выравнивания обоих векторов скоростей: скорости конца-зацепа, направление движения которого по окружности постоянно меняется, и космического аппарата, движущегося прямолинейно по касательной к окружности и равномерно относительно центра стержня. Т.е. для осуществления стыковки нужно совпадение и в пространстве и по скоростям. А ведь эта задача всегда и решалась при автоматических стыковках.

Отличие состоит лишь в том, что время на производство стыковки (т.е. зацепления) во много раз уменьшается, но ничего нереального в этом нет. Проблемы здесь в другом: в возникновении не только перегрузок, но и мощных колебаний. Но сложное оставим на потом, а сейчас разберемся, какие выгоды мы получим, а они стоят усилий на преодоление этих проблем.

Понятно что, то, для чего придумано это устройство – это экономия характеристической скорости ракеты-носителя нашего космического аппарата. И какова линейная скорость вращения стыковочного узла, на столько меньшей чем скорость центра стержня может быть скорость космического аппарата перед стыковкой. Понятно, что скорость центра масс равна или чуть больше первой космической. И, если б удалось раскрутить концы стержня до скорости равной, например, 3 км/с, то на столько же уменьшилась бы необходимая для запуска спутников характеристическая скорость РН по сравнению с необходимой в настоящее время характеристической скоростью, равной как минимум 9,3 км/c.

Последняя цифра больше первой космической (≈7,8 км/с на высоте 200 км), т.к. учитывает затраты на подъем космического аппарата на 200 км над земной поверхностью (хар. скор. 8,05 км/с) и гравитационные потери, которые ныне как правило не меньше 1,25 км/с.

Таким образом, при вычитании 3 км/с, мы сможем использовать для запуска спутников 2-х или так называемую 1,5-ступенчатую ракету-носитель (или даже одноступенчатую) с характеристической скоростью около 6 км/с и иметь полезную нагрузку в 3-4 раза большую, чем у обычных космических ракет.

Относительные затраты на спасение элементов такой системы (т.е. на поддержание многоразовости использования РН) гораздо ниже, ведь входить в атмосферу для торможения придется на значительно меньшей скорости: 5,2 км/с, а не 8 км/c. Кроме того, при подлёте ракеты-носителя с КА для стыковки к узлу зацепа, можно не только перегрузить КА на зацеп, но и снять какую-то массу с этого зацепа и перегрузить на спасаемую ракету-носитель для того, чтобы доставить эту массу на Землю.

Такой необычный спуск продуктов космических исследований на Землю много дешевле и к тому же ещё выгоден передачей части импульса этой массы нашему орбитальному тысячетонному стержню. Конечно, стержень совсем не обязательно должен иметь массу 1000 тонн, это только удобное мысленное предположение, чтобы к такому стержню возможно было присоединить, например, 6,5-тонный корабль «Союз». Большая масса нужна для того, чтобы присоединение массы КА не свело стержень с орбиты из-за его замедления на несколько десятков метров в секунду, которое происходит в соответствии с законом сохранения импульса. Так никакого замедления не произойдет, если массы при обмене (перегрузке) будут одинаковыми!

Так вот где спрятано решение проблемы торможения нашего стержня присоединяемыми КА. Оно в обмене равными массами! И ТОГДА НЕ ПОТРЕБУЕТСЯ 1000 ТОНН, А МОЖНО БУДЕТ ОБХОДИТЬСЯ ТОЛЬКО ДЕСЯТКАМИ ТОНН.

А где же постоянно брать массы для такого обмена? Да само собой напрашивается, что надо использовать лунный грунт.

Т.е. перед каждой стыковкой на конце стержня на зацепе должна находиться масса (болванка или мешок) лунного грунта равная массе присоединяемого КА. И этот лунный грунт сбрасывается в момент стыковки, освобождая крюк зацепа стыковочного узла для запускаемого космического аппарата. При этом совсем ни к чему спасать этот лунный грунт – пусть он как метеорит сгорает (не окисляется, а плавится, испаряется и распыляется) от нагрева при трении о воздух в атмосфере.

Ещё разумнее сделать некую конструкцию из этого заготовленного к сбросу лунного вещества и использовать её в качестве теплового экрана, защищающего при входе в плотные слои атмосферы спасаемую верхнюю ракетную ступень нашего 2-х (или полутора) ступенчатого многоразового носителя, пристыковав этот экран (пока он не испарится) впереди верхней ступени носителя.

Теперь вы можете понять, почему такая подхватывающая КА машина, как наш стержень, не была изобретена раньше. Идея хоть и раньше «носилась в воздухе», но не могла обрести сил и прочности пока не была всесторонне проработана и прорешена, и поэтому такие идеи до сих пор затухали и терялись для общества. К примеру, идею критиковали с той стороны, что применение такой «карусели» на орбите (наземное применение такой «карусели» для запуска КА отверг ещё Циолковский из-за малой прочности существовавших тогда материалов) не принесёт никакой выгоды, т.к. выигранный при запуске КА импульс отобран у нашего стержня-карусели. И его необходимо восстановить для нового применения, а на это якобы обязательно надо будет потратить реактивное топливо, которое привезти не от куда, кроме как с Земли.

И это превращается вроде в порочный круг: даже если мы научимся несколько эффективнее использовать топливо на большой тысячетонной космической станции чем на РН, т.е. используя двигатель пусть малой тяги, но имеющий большую скорость истечения реактивной струи (больший удельный импульс), то на это потребуется энергия много большая, чем может содержать топливо. Тогда, потребуется дополнительный источник энергии, но солнечные батареи дадут дополнительную парусность, т.е. потери скорости от трения в остаточной атмосфере на высоте 200 км. Да и сам многокилометровый стержень обладает большой парусностью.

К тому же высокие перегрузки особенно на концах стержня, и необходимость их преодолевать при транспортировке КА к центру. Помещать на такое нагруженное по прочности устройство ещё и ядерный реактор в качестве энергетической установки выглядит уж очень опасно. И никакой президент не решится на это, хотя реакторы во времена холодной войны в космос летали не редко, да и ядерная энергоустановка и стержень могут быть далеко разнесены.

Но вот оказывается, что ядерная энергия здесь нам не понадобится. И все проблемы решает применение внеземного вещества, и у нас есть этот неисчерпаемый ресурс – Луна. А прочность материалов за 70 лет после смерти Циолковского выросла примерно на два порядка, а это значит что возможная скорость вращения конца стержня стала в десяток с лишним раз больше скорости «карусели», а которой писал Циолковский (он привёл цифру 200 м/с).

Теперь вернемся к описанию принципов действия «этого стержня» – нашей подхватывающей КА машины. И сразу пойдём вперёд, не очень вдаваясь в технические подробности уже отвергнутых мною решений.

Во-первых, хотелось бы избавиться от длительной процедуры перемещения КА к центру вращения стержня. С этой процедурой связано множество проблем: длительные перегрузки (пока КА не достигнет центра, а это километры), их вероятный диапазон 5-30 g, сложные механизмы, создающие необходимые для перемещения усилия и сдавливающие боковые давления на тонкий стержень, множество элементов подвергаемых трению и износу, необходимость подвода электроэнергии к приводу, и ещё постепенное изменение момента инерции и перемещение центра вращения системы.

И всё это на фоне возникающих в моменты стыковок мощнейших колебаний, требующих демпфирования. И тогда ещё нашему «локомотиву вертикальной езды» (по-другому называть было бы не честно – это не лифт, у лифта есть сматываемый канат… а если бы мы сматывали стержень как канат, то раскрутились бы ещё быстрее вплоть до катастрофы, подумайте, что произойдёт, если мы соберём весь огромный момент вращения в точку) придётся объезжать по пути к центру устройства демпфирования колебаний, а это его и/или демпферы вдвое усложнит и увеличит вес.

И от всех этих проблем мы избавимся, если через пол-оборота после присоединения КА к стержню мы его отпустим. И тогда наш КА окажется уже не на круговой орбите, а на эллиптической с перигеем в точке отпускания. Вы скажете: «А мы туда и не хотели, да это ещё и расточительно: мы же у стержня отбираем двойной импульс и вдвое-втрое больше энергии, и как нам теперь вернуться на круговую орбиту?» А мне больше нравится эллиптическая орбита!

Понимаю зачем вам хочется на круговую – там у нас до сих пор все космонавты летают на МКС: ну если не людей мол посылать таким способом, то хоть посылки полезные отправлять с пищей и оборудованием на МКС. Правильно, еда выдержит любые перегрузки, а МКС лучше по-моему перевести на эту эллиптическую орбиту всего один раз всё той же энергией лунного грунта. Либо построить на этой орбите новую станцию уже из вещества лунного грунта, или, что естественнее, перевести на эллиптическую орбиту и использовать в качестве базы для строительства новой станции и достроить в начале лунным грунтом дополнительную внешнюю оболочку станции, т.к. космонавтам при пролёте радиационных поясов надо защищаться от протонов высоких энергий. Не сидеть же им по полвитка в тесных радиационных убежищах. Но это ещё зависит от того на какой эллипс мы выведем станцию, траектория на перигейном участке может проходить в щели между радиационным поясом и атмосферой Земли, а в апогее обходить радиационные пояса снаружи. Такой эллипс должен быть достаточно вытянутым, и это будет достигнуто, быть может не сразу, но переделать МКС в главную базу по обработке лунного грунта, было бы очень правильно. А в первое время, когда орбита МКС не изменена или еще промежуточная в процессе подъёма её апогея, удешевлённые посылки на МКС, т.е. запущенные при помощи стержня, придётся затормаживать или по старинке верхней атмосферой или другим стержнем, аналогично работающим, но на замедление орбитального движения КА и много меньшем. Меньше он, т.к. должен изменить скорость КА вдвое меньше. Ведь первый стержень после отпускания КА сообщает ему скорость превышающую первую космическую (или правильнее скорость центра вращения стержня) на столько, сколько у КА не доставало до неё перед стыковкой со стержнем (это в первом приближении, но достаточно точно, а при равном массообмене точно). Второй стержень должен иметь промежуточную скорость центра, среднюю между большой (эллиптической) скоростью КА и первой космической или скоростью МКС. Ещё надо учесть что МКС летает на высоте около 400 км, а точка подхвата КА первым стержнем на высоте 200 км, а точка отпускания выше на длину стержня (если он как мы и считали сначала симметричен). Т.е. в расчеты скоростей должны в принципе входить и изменения высоты (переход кинетической энергии в потенциальную), если мы хотим быть точными.

Во-вторых: избежать замедления стержня мы можем в основном равным массообменном при всех стыковках и расстыковках. Можно конечно восстанавливать его скорость и реактивными двигателями, используя для изготовления реактивного топлива лунный грунт. Но если хорошо подумать, то можно понять, что все подобные манипуляции с лунным грунтом (его затормаживание атмосферой, затем химическая переработка и т.д.) только снижают эффективность возможного прямого использования его импульса, который составляет при подлёте к Земле произведение его массы на вторую космическую скорость. Замечательно то, что разница между второй и первой космическими скоростями всего 3 км/c. Замечательно, что такая скорость вращения концов стержня достижима при использовании некоторых современных материалов, если ещё сделать стержень сужающимся к концам.

И это удачное обстоятельство позволяет произвести массообмен в момент отпускания КА. Т.е. в момент когда скорость КА в верхней точке окружности достигнет 11,1 км/c (8-скорость центра + 3-скорость вращения), мы должны подогнать в эту точку равную по массе КА болванку из лунного грунта и произвести перестыковку, т.е. обмен на крюке зацепа КА на болванку. И это возможно, т.к. болванка, летящая от Луны, имеет скорость 11,1 км/c. А наш КА перейдёт на орбиту со скоростью 11,1 км/c, касающуюся в апогее орбиты Луны.

Маленькую единичку после запятой я приписал для любителей точности (кем я и сам являюсь), только такая большая точность пока, чтобы понять суть способа, не нужна. Да, на самом деле скорость центра не 8, а 7,8 или 7,7 км/c и тогда скорость вращения может понадобиться несколько больше чем 3 км/c, и тогда это заметно повлияет на необходимую прочность материала стержня, может потребовать большего сужения его концов, но для понимания принципа действия системы это не важно. Поэтому я и допустил такие округления. Возможно ли проведение таких стыковочных операций и «подгонов» на современном уровне техники? А почему бы нет? Методы радио- навигации с точностью до 10 см в масштабах земного шара отработаны уже десятилетие как. Астрономия давно поражает блестящей точностью предсказания положений планет.

Так что не составит неразрешимой проблемы вывести посланную с лунной орбиты к Земле массивную болванку с точностью хоть миллиметр на крюк зацепа. Процесс будет осуществлён обычным методом последовательных приближений – коррекций траектории, для увеличения точности локации болванки просто уменьшим длину радиоволны, органы навигации будут более современными, а принципы старые. Конечно ту навигационную и реактивную направляющую аппаратуру, которая будет установлена на болванку ещё на лунной орбите для её наведения, совсем необязательно сбрасывать в атмосферу и сжигать. Её надо обратно направить к Луне для повторного использования.

И так эта аппаратура (каждый аппарат) может использоваться раз в 10 дней (таков ≈ период обращения по орбите касающейся в апогее орбиты Луны, а временем операций около обеих планет пренебрегаем) при этом надо каждый раз перезапускать её с конца стержня по направлению к новому положению Луны на орбите. Луна делает оборот за 27 суток, т.е. за 10 дней она сделает около ⅓ оборота, точнее 133˚, и – на столько вперёд надо повернуть направление на апогей, т.е. на столько же надо повернуть и перигей, а перигей и есть точка нового старта к Луне. Значит, точка старта аппарата управления за новой порцией лунного грунта (я называю её болванкой как в артиллерии называют простой снаряд – кусок металла) сдвинута вперёд по движению относительно точки присоединения болванки на 133˚, т.е придется подождать с момента присоединения до запуска более ⅓ витка или 33 минуты. Если сутки поделить на 33 минуты, то получим 43 таких периода. Значит в сутки можно запустить 43 аппарата (которые не будут мешать друг другу), и, следовательно принять 43 болванки. И, чтобы стержень не простаивал, надо иметь 430 экземпляров направляющей болванки аппаратуры, которые постоянно должны двигаться между Землёй и Луной. В принципе запуски КА можно производить ещё чаще, хоть на каждом обороте стержня, но тогда придётся перейти на однократное в месяц (в 27 суток) использование направляющих аппаратов, т.к их орбиты (оси эллипса) не станут поворачивать на ⅓ оборота.

Выходит, если такую систему единожды запустить (всего один стержень), то грузопотоки в космос могут вырасти до совершенно немыслимых сейчас масштабов. И, если б ценообразование на выведение грузов в космос стало таким же как на авиаперевозки, то стоимость запуска тонны на орбиту приблизилась бы к стоимости 2-х тонн керосина плюс 7-ми тонн жидкого кислорода. Этого достаточно (можете проверить по формуле Циолковского, принимая скорость истечения газов за 3 км/c) для реактивного разгона тонны до 6 км/c (да ещё + 410-ти кг конструкции РН на каждую тонну нагрузки, впрочем я считаю, что в этом случае достаточно 8-20%, а не 41% на конструкцию). А остальные составляющие стоимости, например, лунный грунт не имеют пределов удешевления, т.к. они будут производиться всё чаще вне Земли во всё большем масштабе и по безлюдным технологиям.

Встаёт вопрос: ЧТО ЖЕ ВОЗИТЬ В КОСМОС при таких больших возможностях? (И ещё подвопросик, с которым будем разбираться чуть позже: удобно ли летать по орбитам, простирающимся аж до Луны, или как этим лучше воспользоваться?) В первое время в космос нужно отправить оборудование: направляющие аппараты, запускающее лунное оборудование для запуска лунного грунта с Луны (скорость запуска 600-900 м/c), запускающее лунное орбитальное оборудование – то же стержни (но гораздо меньших скоростей и размеров) для подхвата и запуска лунного грунта к Земле, оборудование для создания космической промышленности, производящей стройматериалы из лунного грунта: стекло для оранжерей, стекловолокно и металлы (железо, титан, алюминий) для строительства орбитальных жилых помещений.

Но всё это оборудование лишь на некоторый срок загрузит постоянно растущие мощности по запуску грузов с Земли в космос. Быстро наступит момент, когда большая часть этого оборудования (более массивная), может быть произведена в космосе из лунных материалов на телеуправляемых производствах. Логическим следствием этого должна стать доставка потребителей этих богатств в космос, т.е. всёвозрастающая доставка на людей на эти эллиптические орбиты.

А можем ли мы запускать людей в космос при помощи описанного орбитального стержня? Ведь, как было замечено ранее, перегрузка будет длиться не долго – всего пол-оборота стержня. Может мы как-то сможем снизить перегрузки до допустимых по величине и продолжительности во времени. Можно вспомнить и о том, что погружение в жидкость делает допустимыми перегрузки в 20-30 g (200-300 м/c2). А может быть удастся сделать первый запускающий стержень универсальным, т.е. пригодным для запуска и максимально тренированных космонавтов и оборудования, пусть оно будет не самых прочных конструкций — так экономичнее. Да и возврат космонавтов на Землю при помощи стержня не только дешевле, но и(я думаю) безопаснее.

Как известно из школьного курса физики: перегрузки определяются ускорением (делим ускорение на g = 10 м/c2, ±2% не в счет), а ускорения при криволинейном круговом движении определяются как квадрат линейной скорости делённый на радиус кривизны движения. (Вспомните: а=ωv ω=v/R значит: а=v2/R следовательно: аR=v2-постоянно)

Действительно, линейная скорость вращения концов нашего стержня постоянна, значит постоянно произведение ускорения на радиус, так на сколько же оно велико? Конечно огромно: v2=(3…3,2 км/с)2 ≈107 м2/c2 или 100 м/c2 *100 км (впечатляет!?). Это означает ускорение 100 м/c2 (или 10g) при радиусе 100 км. Ну и чего страшного то!? – Космос просторен.

Можно взять и вполне терпимую перегрузку 5g, и радиус 200 км. Длина всего стержня тогда составит 400 км, это как раз впишется между высотами 200 и 600 км, т.е. между верхней границей атмосферы (это нижняя для космических полётов) проходящей на высоте примерно 140-200 км и нижней границей ближнего радиационного пояса 600 км над экватором. Нижняя граница ближнего радиационного пояса над экватором она проходит несколько выше: 600 км над Южной Америкой и 1500 км над Австралией, чем над средними широтами около 40˚, где она проходит на высоте 400 км. Значит, при запуске в плоскости экватора (или на орбиты с малым до 20˚ наклоном к плоскости экватора) можно обойтись перегрузками 5g, да это сумеет выдержать в лежачем положении почти что каждый, ведь силы инерции приложены внутри тела, а не так, как будто бы сверху на вас легли ещё четыре человека. (Пилоты спортивной авиации высшего класса способны в пылу соревнований заложить вираж с ускорением 12g , т.е 120 м/c2, при этом у спортивных самолётов отламывались крылья. После трёх подобных случаев самолёты такого назначения стали делать в расчете на 15g.)

При запусках под углами к плоскости экватора больше 40˚ щель для пролёта стержня между атмосферой и кромкой радиационного пояса составляет примерно 200 км и, наверно, длину стержня придётся сократить вдвое до 200 км, радиус до 100 км, а тогда ускорение придётся поднять до 10g. Перенести это да ещё в течение 100 секунд проблематично, но Гагарин, говорят, на тренировках выдерживал и 12g. Вариант с 10g какой-то неудобный, вроде и в жидкость погружать космонавта ещё не нужно, но уже мало кто сможет полететь даже в противоперегрузочном костюме и при искусственной вентиляции легких. А если уж погружать космонавта в капсулу с водой, то интереснее (а может быть практичнее) доводить ускорение до 30g, а может мы и большего достигнем какими-то ухищрениями, например, хирургией по упрочнению самых слабых к перегрузкам частей человеческого организма или регулированием давления в отдельных его частях. При 30g радиус будет 33 км, а длина 66 км. Это всё равно очень много, и стержень более похож на нить или канат. Поперечным изгибам он противостоять не в силах.

Да, на самом деле это будет массивный и прочный канат огромной длины. Почему же я его до сих пор называл стержнем? Да он будет постоянно натянут центробежными силами настолько, что вряд ли можно заметить разницу – он будет всегда прямым, ну почти всегда, когда в работе (т.е. кроме времени перевозки и подготовки к раскручиванию). Что бы массовый читатель понимал процесс запуска КА и использования болванок лунного грунта, удобнее для массового читателя считать этот канат твёрдым стержнем. Это для избежания ошибок и заблуждений в характере движения, которые легко бы возникли, скажи я изначально, что это канат, ведь он имеет бесконечное количество степеней свободы.

Если массообмен на концах нашего раскрученного каната всегда будет равным, то его натяжение будет постоянным, постоянной длина, не будет возникать колебаний (и волн) в моменты операций массообмена. Значит он будет вести себя как твёрдый стержень. И понять его работу сможет человек со средним образованием (не надо знать математическую физику), достаточно знать школьную механику за 9(раньше был 8-й) класс и из астрономии законы Кеплера (1-й).

Вот я и надеюсь, что и в наше время минимального интереса к космонавтике и осмеяния, и даже осуждения тех, кто ею занимается по донкихотски и старается привлечь других, я смогу вызвать интерес тех, кто еще ищет по возможности точек духовной опоры и идей, объединяющих нацию и человечество, не зависимо от степени научной подготовки этих людей. Сейчас очень немногие (это просто иррационалы по нынешним временам) готовы вникать в проблемы космонавтики, это не модно и требует напряжения мозгов. В СМИ об этом не говорят и не пишут – поэтому мозги у публики не тренированы, расслаблены до кашеобразного состояния. А это положение нужно изменить, и это возможно. Если мы этого не сделаем, то потеряем будущее, т.е. достойное будущее, а космические технологии будут использовать (кто?) и строить космические поселения и города из лунного грунта причем уже через 10-15, максимум через 20 лет – всё это достанется делать нынешним школьникам других стран, а не нашим.

На этом прервём отступление от главной темы, т.е. вернёмся к описанию принципов действия космических метательных машин – так было б проще назвать то что мы с вами разбираем, чем называть это подхватывающими и метающими КА машинами. Чтобы ещё сократить название, предлагаю соответствующий габаритам устройства термин – космический требушет.

Требушет — это громадная многотонная средневековая метательная машина, способная громить крепостные стены с расстояния 200 метров, попадая каменными ядрами весом в центнер весьма точно в одно и тоже место в стене. Резины и пружин, способных накопить энергию для такого броска, тогда не было (да и сейчас такой грандиозный амортизатор купить невозможно). Но ведь и тогда инженеры сумели решить проблему – гравитационная энергия восьми тонн свинца (или даже пятнадцати тонн песка и камней) поднятых на несколько метров при помощи простого механизма в виде колодезного журавля с пращей, закреплённой на длинном конце, переводилась в кинетическую энергию каменного ядра. Мне кажется что здесь есть весьма близкая и поучительная аналогия.

Так не слишком ли длинен этот наш стержень-канат грандиозной космической пращи? А какое значение для него имеет длина, он же не во что не упирается и ничего не задевает, пока он короче 200-400 км. Длинный дольше разматывать? А он сам размотается ещё в начале раскрутки. Думаете, что длинный больше весит? Пардон, там невесомость – значит речь идёт о массе. Так мы при одной и той же массе каната можем иметь совсем разную длину и наоборот, при одной и той же длине каната можем иметь совсем разную массу, в соответствии с толщиной (или сечением) и плотностью материала. Масса равна плотность * на объём, а объём – интеграл сечения по длине.

Так вот, в данном случае для допустимой полезной нагрузки, зацепляемой на концах каната (измеряемой в % от массы всего сужающегося к концам каната) длина совершенно не важна. Главное значение имеет квадрат линейной скорости концов и его отношение к удельной прочности, т.е. частному от деления предела прочности на плотность материала каната. Всё это конечно относится к правильно спроектированному канату, т.е. изготовленному по оптимальному закону изменения толщины (или сечения) по длине. Тогда весь материал каната по всему его объёму будет натянут равномерно и до напряжения, равного пределу прочности.

Это для простоты математических рассуждений мы считаем напряжение равным пределу прочности. На самом деле, конечно, должен быть какой-то запас прочности, и он должен быть постоянным по всему объёму каната, чтобы минимизировать вероятность разрыва в любом месте. Но это всё равно что, присвоить материалу другой, меньший предел прочности и решать задачу с полным отсутствием запаса прочности по всему объёму. Вообще-то, в таком ответственном сооружении, работающем на пределе, мы должны знать о материале всё почти в любой точке и в любое время, чтобы предотвратить возможность начала разрушения. И это увы не значит, что тут есть возможность, как обычно в строительстве, взять запас прочности сколько-нибудь существенно больший единицы. Это приведёт к весьма многократному увеличению массы каната. Как обычно в канате нагрузку случайно оборванных нитей берут на себя соседние, но наш канат должен быть устроен гораздо разумнее обычного, чтобы при разрыве одной нити её напряжение мгновенно передалось не только четырём-шести соседним, а перераспределилось равномерно на сотню в этом сечении.

Таким путём мы можем снизить запас прочности до 1-го (двух) % или соответствующий коэффициент запаса прочности составит 1,01 , что любой строитель ныне посчитает абсурдом (у них принято делать запас прочности 10-20 крат, а процентами там пренебрегают). После возникновения такого разрыва (одной нити из сотни) необходимо плавно (чтобы не возникло колебаний) снизить нагрузку каната на 1-2% и произвести автоматический ремонт, например, микро-роботом. Доставку этого робота к месту обрыва для ускорения ремонта можно произвести мини-ракетой. Считаю таким образом уже доказанной возможность безаварийной эксплуатации такого сооружения при запасе прочности всего 1,01, хотя возможны и более технологичные способы ремонта или самовосстановления. Как производится снижение нагрузки на 1-2%? От болванки постепенно крупинками отщепляется все 1-2% лунного грунта, которые сразу сгорают в атмосфере, чтобы не создавать опасных микрометеоритов. Тут можно долго приводить множество подробностей, но это уже становится утомительным.

Более интересно, какие современные материалы могут быть использованы для изготовления каната, чтобы получить скорость конца 3 км/c. И на какой процент полезной нагрузки для таких скоростей можно рассчитывать? Ни получится ли всего лишь горошина на тонну каната? Есть такая опасность, если использовать даже самый лучший материал не на полное, т.е. максимальное натяжение. Ведь толщина каната уменьшается от центра по формуле e- kx↑2 или exp(- kx2).

Это качественнее представление зависимости (точное и подробное впереди), но отсюда понятно, что стоит перешагнуть какой-то предел, и у каната толщина станет микроскопической (вместе и с нагрузкой на его конце). Это когда kx2 станет больше чем где-то… 4-х или 6-ти.

Оказывается уже десятки лет как существуют вполне приемлемые для этого каната материалы, и удивительно как этого раньше не замечали. И уже лет сорок как существует стекловолокно, из которого можно было б сделать канат с концевой скоростью 1,5 км/c. А это было бы уже весьма существенным подспорьем для увеличения полезных нагрузок РН, а значит и всей космонавтике. В те времена и на орбитальные ядерные энергоустановки смотрели куда благосклоннее.

Почему не догадались, что импульс потерянный крутящимся стержнем-канатом при присоединении КА можно восстанавливать сколько угодно раз от одного и того же орбитального ЯРД (разработки 60-70-х). Вот где его реальная применимость и безопасная многоразовость. У него же скорость истечения 9 км/c (водород при 2500˚С и при КПДсопла ≈ 78%), а не обычные 3 км/c, как у большинства химических РД обычных РН? Это в три раза больший импульс, ну и пришлось бы при каждом запуске вести в космос жидкого водорода на каждом КА 17% от его массы (1/6 массы КА в среднем, но не обязательно на каждом), но масса всего КА возросла бы при этом на 65% при использовании того же РН. Таким образом с 1 кг выводимого в космос вещества (рабочего тела для РД) могли б получать в три раза больший реактивный импульс, чем обычно. А, отпуская космический аппарат в верхней точке вращения, мы бы дали ему скорость на 1,5 км/c большую первой космической. Без учета подъёма и запуска с большей высоты получается, что КА выйдет на 3,5-часовую орбиту с апогеем на высоте 1,5 радиуса Земли (2,5R от центра нашей планеты). С этой орбиты и на Луну направиться сам бог велел, стоит только добавить 1,6 км/c. Экономя в сумме 3 км/c, мы выигрываем в е ≈ 2,72 раз в полезной нагрузке (это, если сравнивать с идеальной ракетой, двигатель и корпус которой минимальной, т.е. нулевой массы, а скорость истечения стандартная 3 км/c; и это здесь близко к реальности).

Я читал у В.И.Левантовского (этого автора я считаю самым лучшим советским писателем-педагогом по механике космического полёта для тех, кто хочет разбираться в траекториях и двигателях космических ракет) ещё в 70-е годы про реальную возможность создания и широкого применения ядерных межорбитальных буксиров малой тяги 0,01-0,5 g (об электрореактивных сверхмалой тяги 10-3— 10-5 g здесь мы говорить не будем). Буксиры должны переводить космические грузы почти идеальным-импульсным манёвром между орбитами низкой околоземной и высокими и даже окололунной через промежуточные – вытянутые эллиптические. Автором было замечено (в духе дочернобольских времен), что радиоактивного загрязнения на Земле из-за таких буксиров не будет, т.к. эти космические буксиры никогда не вернутся на Землю. Их важнейшее преимущество большая скорость истечения 8-10 км/c, которое даёт ту выгоду, что возможности по освоению космического пространства резко возрастают благодаря облегчению и удешевлению всех космических перевозок. Причем, буксир уже по определению многоразовый корабль. Их назначение будет «вечное» беспосадочное блуждание в околоземном пространстве не далее орбиты Луны с периодической подзаправкой жидким водородом на низкой орбите от Шатлов. И использовать их желательно как можно чаще для большего экономического эффекта. А когда срок эксплуатации реактора (буксира) закончится, то его можно отправить на отстой на 400 тысяч км от Земли в одну из точек либрации, где планируется складировать радиоактивные отходы всей цивилизации.

Но и то, что весьма маловероятна опасность аварий и заражения каких-то местностей на Земле, не даёт в наше время зелёного света на пути использования ядерных буксиров на низких околоземных орбитах. Отказ автоматики или вездесущий человеческий фактор: и «ядерное мусорное ведро» из космоса упадёт по-соседству с каким-нибудь населённым пунктом. Так как мы уже знаем (информированы), что и без ядерной энергии можно осваивать космос, а именно, опираясь на энергетику лунного вещества, то порассуждать о применении ядерных буксиров в сравнении их параметров с параметрами космической требушетной транспортировки грузов, я думаю, не возбраняется.

Чтобы, например, привести испортившийся геостационарный спутник к Шатлу заправившись у Шатла же, буксиру потребуется 8,5км/c характеристической скорости (это сказано у Левантовского, я же считаю 7,81км/c плюс 200м/c на коррекции и манёвры, итого 8км/c). На это жидкого водорода потребуется ~157% массы буксира плюс ~97% массы спутника. Если же такую операцию проводить с помощью космического требушета из материалов 70-х годов (скорость концов 1,5 км/c) заправляясь рабочим телом от него же, то, сэкономим реактивного запаса скорости буксира 3км/c (по 1,5 км/c в начале и конце операции), получим достаточную характеристическую скорость буксира в 5,5 км/c, тогда ядерный буксир потребует жидкого водорода ~84% массы буксира плюс ~49% массы спутника, т.е. примерно в два раза меньше, чем без требушета. Причем, возвращая буксир со спутником на требушет, мы возвращаем большую часть импульса, потерянного требушетом при запуске буксира с топливом или вернее с рабочим телом. Буксир при этом может вообще не присоединяться к требушету, а только обмениваться с ним груз на топливо, пролетая в момент операции пересоединения не далеко по космическим меркам от требушета на той же относительной скорости 1,5км/c. Швартовку или точную подводку спутника к стыковому концу требушета может осуществить и миниатюрный направляющий аппарат, такой же, что применяем для направления лунных болванок. А сброшенное топливо (сосуд Дьюара с жидким водородом под небольшим давлением) буксир поймает, немного сманеврировав. Ведь орбита у них общая: скорость на 1,5 км/c больше первой космической, период 3,45 часа и апогей 10 т.км. А если же использовать последовательно два одинаковых требушета (скорость концов 1,22 км/c, значит требушеты будут гораздо меньшей массы, чем при 1,5 км/c), то можно вообще обойтись без такого буксира: характеристическая скорость снижается до 500 м/c – тут легко справятся любой обычный химический реактивный двигатель.

Представьте себе, как второй из наших требушетов летит по эллиптической орбите, касающейся в перигее орбиты первого требушета (она низкая круговая) а в апогее на высоте 35,8 тыс. км геостационарной орбиты. В апогее он (2-й Т) будет сбрасывать и забирать отслужившие геостационарные спутники, а в перигее будет обмениваться этими грузами с первым требушетом. В этой точке (перигее) разность скоростей центров масс требушетов составит около 2,44 км/c. Разумнее для экономии массы требушетов поделить поровну между ними (их концевыми скоростями) этот перепад скоростей. Вот и получается скорость концов 1,22км/c. Конечно, спутнику будет немного некомфортно все 5 часов межорбитального полёта испытывать перегрузку, находясь на конце второго требушета, ну а в точке апогея после отпускания его скорость, получив прибавку в 1,22км/c к скорости Т2, лишь на 250м/c будет недоставать до круговой на геостационарной орбите. Значит тут потребуется малый буксир с характеристической скоростью 500-600м/c (тогда обычного топлива со скоростью истечения 3км/c нужно 20%).

Малый буксир получит топливо от Т2 (пролетая мимо, снимет с его конца топливный бак), сдаст этому же требушету старый спутник (и пустой бак от топлива, т.е. прицепит к концу) и, сняв новый спутник, выведет его на геостационарную орбиту (потратив лишь 250м/c), затем медленно отдрефует со скоростью до 50м/c к другому старому геостационарному спутнику (понятно, что последняя скорость указана относительно этих спутников). Затормозив, он примет этот спутник и будет ждать момента сближения с Т2. Далее реактивным импульсом минус 250м/c (против своей орбитальной скорости) буксир уравняет свою скорость с о скоростью стыкового конца Т2, и весь процесс, начиная с начала абзаца повторится!

Такая система из двух требушетов и множества малых буксиров (а буксиры то можно заменить совсем небольшими требушетами Т3 на 250 или даже 125 м/c) может периодически виток за витком снабжать грузами и вообще обслуживать даже обитаемую геостационарную станцию большими грузопотоками (а ведь это полюс недоступности ближнего космоса: остановиться тут труднее чем долететь до Марса или врезаться в Луну), ведь он может использоваться раз в 10,5 часов – таков период обращения на орбите Т2. И это возможно делать даже каждый раз. Только для этого понадобится определённое ухищрение из-за не полной кратности периодов (вот если б было соотношение 12ч и 24ч, то мы бы обслуживали 2-м требушетом только две точки на геостационарной орбите, лежащие на ней противоположно, зато ежесуточно по одному разу). Хитрость состоит в том, что, если станция и требушет, когда он в будет апогее, не окажутся в одном месте (грубо), то грузу всего лишь придется долго (от суток до недели) блуждать на орбите ожидания, благо он, после сброса с требушета на геостационарном расстоянии имеет скорость на 250м/c отличную от геостационарной. Значит, менее чем через сутки груз вернётся снова на геостационарное расстояние, но в точке с другой геостационарной координатой (это долгота). И так за неделю произойдут достаточные сближения со всеми точками на геостационарной орбите, останется лишь сделать необходимые коррекции.

Добиться, чтобы оба требушета каждый раз сближались в перигее орбиты второго Т для передачи груза оказалось в этом случае не трудно, ведь 10,5ч кратно 1,5ч – длительности периода обращения по низкой орбите. Т.е. первый Т делает на низкой орбите высотой 280 км семь оборотов за время, когда второй Т делает один виток по вытянутому эллипсу от перигея и опять до нижней точки орбиты. Т.е. происходят гарантированные повторные сближения. В эти моменты можно даже производить мгновенный обмен грузами на предельно сблизившихся концах требушетов. Методами последовательных коррекций добиться таких предельных сближений вполне возможно, если учесть все виды возмущений орбит, а это тоже возможно. Тогда становится возможным интересный процесс: обмен равными массами, что позволяет избежать рывков в момент пересоединений, а, значит, и колебательных нагрузок на трос требушетов. А если массы при обмене будут не равными, но хотя бы сравнимыми, а лучше близкими, то и тогда мы существенно снизим величину демпфируемых колебаний (а это очень важно!). К сожалению, в начале развертывания нашего такого масштабного (требушетного) космического строительства нет масс, для компенсации потерь импульса требушетов и снижения колебательных нагрузок при перевозках направленных в космос вверх от Земли, точнее в (как бы или псевдо-) направлении повышения удельной энергии движения (К/m+ П/m) и удельного момента импульса (v∙r, где v горизонтальная составляющая скорости), вычисляемых относительно центра Земли. Отсюда становится понятным, почему нужно продвигаться на Луну за лунным грунтом: там у любого вещества большой запас потенциальной энергии (а так же и момента импульса) относительно планеты Земля. Космические орбитальные требушеты позволят обменивать импульсы и энергию, да просто саму траекторию дальнейшего движения (после обмена) двух космических тел: КА (полезный груз) и предмета, сделанного из любого лунного вещества. Это может быть и мешок с лунным песком или просто грубо обтёсанный лунный камень, или аккуратная по своей геометрической форме болванка, выплавленная из лунного песка или реголита на Луне при помощи солнечной печи. Важно только, чтоб эти предметы обладали одинаковой стандартной массой, той, на которую рассчитаны наши требушеты, и достаточной прочностью, чтоб не разрушиться при тех перегрузках, которые создают требушеты, и чтоб имели зацеп: крюк или петлю (ну это всё сделать относительно просто).

Но чтобы воспользоваться этими предметами, т.е. их потенциалом гравитационной энергии и момента импульса, надо прежде всего сбросить их с Луны по направлению к Земле, а точнее перевести на орбиту с перигеем 200-400 км от поверхности Земли (можно конечно и дальше, если нам там тоже понадобится это сырьё, хоть как энергоноситель, даже точнее: импульсонситель, хоть как строительный материал, а скорее всего: всё это в комплексе).

Луна сама движется с орбитальной скоростью 1020 м/с, и если предмет бросить лишь со скоростью убегания, то он окажется на той же лунной орбите спутника Земли. Надо бросить так, чтобы у предмета осталось от 1020 м/с лунной скорости лишь 190 м/с (на 830 м/с меньше), т.е. в направлении противоположном движению Луны. Всю необходимую космическую скорость желательно передать предмету ещё почти у поверхности Луны: это даст экономию почти 700 м/с по сравнению с двухэтапным разгоном. Получается, что, если желательно обойтись без ракет (делать ракеты и топливо для них на Луне – до этого ещё очень далеко) то нам потребуется пушка или катапульта, бросающая предметы со скоростью 2,51 км/с. Но если воспользоваться требушетом на орбите искусственного спутника Луны, то необходимая скорость бросания предмета с поверхности Луны уменьшается в 3 раза!

Лунный требушет имеет орбитальную скорость 1,68 км/с. Разбиваем эту величину скорости напополам, чтобы минимизировать максимальную концевую скорость двух требушетов: первого из них требушета-карусели, установленного на поверхности Луны на оси и выполняющего роль катапульты и второго орбитального, подхватывающего бросаемый первым с поверхности Луны груз. Таким разделением концевых скоростей мы минимизируем общую массу канатов двух требушетов, т.е. ту массу, которую нам надо забросить к Луне в первую очередь.

Мы придаём полученную скорость 0,84 км/с вращающимся концам орбитального требушета (это относительно его центра масс). Нижний конец отстаёт, а верхний обгоняет центр. И требушет как бы катится, и скорость конца в нижней точке получается равной половине скорости центра. В этот момент нижний конец как бы скользит над поверхностью Луны со скоростью 0,84 км/с. Предмет, брошенный любой катапультой с поверхности Луны с этой же скоростью 0,84 км/с, может быть подхвачен нижним концом требушета, и сброшен затем в верхнем положении с верхнего конца. Нижний конец станет верхним менее чем через минуту, через пол-оборота требушета. И скорость его будет уже 3*0,84 км/с = 2,52 км/с. Т.е. даже большей чем та, что была нам необходима для отлёта к Земле: 2,51 км/с. Это почти случайно так хорошо получилось, ведь мы то лишь только решали задачу оптимизации подхвата требушетом груза, брошенного с Луны другим требушетом.

Центробежные нагрузки у таких требушетов (с такими концевыми скоростями) много меньшие чем у околоземного, и это значит, что здесь можно применить материалы с гораздо меньшей прочностью.

Разрывная скорость вращающегося кольца для этих материалов 420 м/с уже достаточна. Это не 1200-1900 м/с как это необходимо для однокаскадного околоземного требушета с концевой скоростью 3115 м/с. При использовании материала, характеризующегося разрывной скоростью 420 м/с, т.е. в два раза большей чем концевая, масса симметричного каната требушета в целых 35 раз превышает массу каждого груза на обоих концах. Это весьма порядочно, но запас по массе всё же нужен, чтоб требушет сразу после присоединения груза не упал на Луну. Ведь в данном случае он снизит свою скорость на 1/ 70 часть. Значит, в этом случае потребуется начальный избыток скорости центра масс требушета к первой космической у Луны в 24 м/с (это 1680 м/с /70). Орбита требушета перед подхватом станет не круговой, а эллиптической. А точка подхвата груза требушетом её перицентром. После подхвата орбита станет круговой, и требушет спутник Луны, должен восстановить начальную орбиту и скорость путём реактивного разгона. Для этого часть подхваченного груза может быть использована для превращения в реактивную струю. Чтобы не применять на этом спутнике химических технологий, мы можем отбрасывать лунный грунт назад и в твёрдом виде, заменяя этим обычную газовую реактивную струю.

КПД реактивной струи приближается к 100% при скорости отброса равной орбитальной скорости спутника, тогда отбрасываемые массы опадают на поверхность Луны с нулевой горизонтальной составляющей скорости и поэтому практически не уносят с собой энергии. А скорость отброса 1700 м/с в данном случае технологичнее осуществить для твёрдых тел. Источником энергии для такого отбрасывания пыли или пуль из лунного грунта должна стать солнечная энергоустановка на спутнике. Всего должно быть отброшено 2/3 подхваченной массы, а 1/3 будет запущена к Земле. Это следствие того, что с Луны мы бросаем вещество с 1/3 скорости, необходимой для запуска к Земле. И весь импульс мы передаём 1/3 метаемой массы, доводя её скорость до необходимой. Если мы хотим эту полезную долю изменить, то должны снизить реактивный КПД или изменить скорость броска с поверхности Луны, т.е отклониться от оптимума.

Относительно производительности всей системы бросающей лунное вещество к Земле. Спутник-требушет за один виток вокруг Луны, длящийся не менее 1,8 часа может только один раз пролететь над данной катапультой. Чтоб поднять его производительность, нужно чтоб он пролетел за виток над многими катапультами. Чтоб поднять производительность каждой катапульты, надо чтоб над ней как можно чаще пролетали спутники. Производительность системы определяется произведением числа спутников на одной орбите на число катапульт, находящихся на поверхности Луны в плоскости этой орбиты. Если катапульты неподвижны, то орбита должна быть экваториальной.

Далее, достаточно увеличив число спутников и катапульт, производительность системы выражаемая в кг/ч уже будет определяя энергетикой системы, ведь на запуск 1 кг требуется примерно 1 киловаттчас электроэнергии. Вот тут то и возникает иррациональное предпочтение полярного варианта орбиты: если расположить катапульты и орбиту вдоль терминатора, то солнечное энергоснабжение будет постоянным, т.е. в два раза большим чем на экваторе. И ещё мы избежим проблем с более чем стоградусной полуденной лунной жарой. Впрочем катапульты могут быть и на колёса поставлены. Скорость вращения Луны невелика: 4,6 м/с на экваторе, а в полярной области мизерна. Сосредоточив катапульты на полярных отрезках терминатора приблизительно в пределах лунных полярных кругов – 5-7˚ от полюсов, мы в десять раз снизим пиковую скорость перекатывания катапульт на колёсах лунной зимой и летом. А лунной весной и осенью, когда терминатор проходит почти через полюса, эта скорость становится мизерной.

Да, трудно запустить груз с лунного полюса сразу к Земле. Это потому что бросок с требушета необходимо делать горизонтально, иначе он или груз упадёт на Луну. Чтобы решить проблему, надо вывести груз сначала на сильно вытянутую эллиптическую орбиту, выходящую за сферу действия Луны. И там маневрируя повернуть большую ось эллипса орбиты против движения на 53˚, а потом уже стартовав из периселения с упреждением 53˚, направить груз к Земле, отлетая как обычно из сферы действия Луны назад со скоростью 830 м/с. Все эти проблемы с лихвой компенсируются удвоением светлого времени.

Но первоначально оборудование на Луну будет забрасываться по обменному процессу. А этот процесс возможен только на орбитах с малым (5˚) наклонением к экватору. И естественно от обменного процесса перейдём уже к не обменному потоку запусков лунного грунта уже в экваториальной плоскости. И уж потом создадим приполярную систему запусков. Побочным продуктом этого возникнет лунная глобальная транспортная система с пересадкой с орбиты на орбиту на той экваториальной карусели, через которую в данный момент проходит терминатор. Это быстрый транспорт, соединяющий экватор и полюса. А вот в произвольную точку в средних широтах можно попадать только раз в две недели.

Итак, концевая скорость для описанного выше лунного требушета 852 м/с, а разрывную для его материала можем выбрать 426 м/с. Кстати, такие материалы существовали всегда – не надо было ждать начала 21-го века, чтобы иметь возможность построить лунный требушет. Именно всегда, т.е. ещё до появления человека на Земле: это бамбук! Испытывали ли его в вакууме? Думаю, что нет, и надеюсь, что, если предпринять некоторые предосторожности, он там и не испортится. Но это просто немного юмора – простите. Мы ведь собирались применять технологию более высокого порядка. А именно процессы обмена импульсом и траекторией, при этом требушет не будет получать тормозного импульса, и, значит, его можно делать легким, даже почти равным массе присоединяемого груза.

При большой прочности каната масса всего требушета стремится к массе двух грузов на концах, а масса каната к нулю. Например, при использовании материала с разрывной скоростью 1680 м/с (в два раза большая, чем концевая 840 м/с), масса каната составит 54,4% от массы одного груза или 27% от обоих. Таким образом канат нашего лунного требушета может быть облегчён в 65 раз, а груз-противовес можно и из лунного грунта катапультой подбросить. Значит, чтобы на лунной орбите создать мощный обменный требушет из современных материалов, способный сбрасывать с Луны за один раз существенные массы лунного вещества, достаточно запустить на лунную орбиту спутник-канат массой около 60% от стандартной бросаемой за раз массы (60% – 54,4% = 5,6%). Тогда пусть 5,6% от стандартной составит масса всех других систем спутника, что составит 1/11 часть массы каната.

Чтобы ввести этот спутник в эксплуатацию, его надо перевести с гиперболической траектории подлета к Луне на низкую почти круговую орбиту. Характеристическая скорость этого манёвра – импульс 800-900 м/с в окрестности перицентра подлётной гиперболы, который путём коррекций траектории располагают на высоте 20-40 км над обратной поверхностью Луны. Это в принципе важно для обменного процесса, т.к. спутник выводится на орбиту с направлением вращения вокруг Луны обратным вращению Земли и Луны вокруг Земли. Где-то там в ту же сторону вращалась станция «Луна-10» с 3-го апреля 1966 года и по идее должна до сих пор вращаться (это первый в мире ИСЛ, апоселений 360 км, периселений 1000 км). Наш же спутник-требушет, чтобы ввести его в эксплуатацию, надо ещё и раскрутить и затем постепенно загрузить концы лунным веществом, необходимым для натяжения и баланса каната и чтобы было на что менять посылки с Земли при пере- соединениях – их обмене на болванки или мешки лунного грунта. А уже после загрузки концов (каждого до стандартной массы, что в сумме в 3,3 раза превышает массу нашего спутника) возможно запустить обменный процесс, который не будет сопровождаться колебаниями.

А вот процесс постепенной многостадийной загрузки обоих концов малыми долями (порядка ¼ или меньше , но никак не более ½ от стандартной массы), будет каждый раз вызывать мощные медленно либо быстро затухающие колебания грузов на канате и волновые колебательные процессы то растяжения, то ослабления натяжения каната в разных его зонах. Необходимости особо снабжать спутник демпферами колебаний нет, это лишний вес. Ведь время на успокоение колебаний имеется и оно достаточное, около 2-х часов. Так как загрузка возможна только в моменты пролёта требушета в периселении (лунный аналог перигея, Селена – Луна), то мы получаем время на успокоение колебаний равное длительности витка на окололунной орбите (1,8 часа минимум).

Даже, если б орбита была бы низкой круговой над самой поверхностью Луны, и тогда невозможно загружаться чаще чем раз за виток. Ведь для загрузки надо пролететь над упоминавшейся уже катапультой лунного грунта. Её скорость бросания горизонтальная должна быть 840-890 м/с, это без учёта вертикальной составляющей скорости 100-400 м/с, нужной для подбрасывания груза вверх к орбите требушета на высоту от 3 км до 50 км над уровнем расположения катапульты. Эти минимум 3 км (или больше) высоты подбрасывания должны гарантировать безопасность полёта требушета при некоторых аварийных возмущениях его орбиты, хотя для компенсации этих возмущений должна использоваться реактивная двигательная установка. В крайнем случае требушет может сбросить малую часть своего груза с нижнего конца, и получив за счет этого реактивный импульс, поднять свою орбиту на десятки или сотни километров.

Отбрасывая поочерёдно малые доли от обоих грузов и делая это в нижних точках вращения, где концы имеют скорость 840 м/с направленную назад наш лунный требушет вообще уподобится ракете со скоростью отброса реактивной струи частиц 840 м/с и может достигнуть дополнительной скорости 1225 м/с (по формуле Циолковского 840*ln 4,3). Причем эта скорость прибавится к уже имеющейся круговой 1680 м/с, итого: 2905 м/с. Так что с таким запасом характеристической скорости наш требушет не только от любой лунной горы увернётся, но и до Марса или Венеры долететь может.

Представьте: разгоняемся сначала до скорости перелёта к Земле 2510 м/с, остаётся запас 2905-2510 = 395 (м/с), а его уж расходуем пролетая через 5 суток в 200-300 км от поверхности Земли для пертурбационного манёвра. Ой, нет! 100 м/с не хватает! Подлетим к перигею со скоростью 10,9 км/с, а отлетим 11,3 км/с – тут не всякий раз Марса на его эксцентричной орбите достанешь. Но, вообще то, наш обменный требушет должен иметь в периселении скорость 2/3 от 2665 м/с – это скорость подлетающих обменных грузов (она заметно больше минимальной для запуска к Земле 2510 м/с), и концевая скорость больше: 888, а не 840 м/с. Значит, в периселении 1777 м/с, это на 97 м/с больше круговой – вот и недостающие 100 м/с чтоб долететь до Марса. Конечно, лететь с лунной орбиты на Марс на требушете никому не разрешат (даже ради записи в книгу рекордов Гиннеса 2020 года) – кто ответит за создание роя опасных метеоритов сконцентрированных на популярной космической трассе Земля-Луна? Впрочем, если частицы будут размером в 1 мм или меньше, то они затормозятся остатками атмосферы на высоте 200-300 км, совершив 10-100 витков, а т.к. максимальный период обращения для них в этом случае не превышает 8 часов, то за месяц все такие метеориты сгорят. Ну те, что будут выпущены около Луны, на Луну и упадут, их скорость не более чем 2520-888 = 1612 (м/с) – что меньше круговой 1680 м/с, но это так только до высоты полета 150 км над поверхностью Луны, а выше тоже начнём генерировать долгоживущие метеориты.

Но вернёмся к главному – технологическому процессу переброса лунного вещества на орбиту перелёта к Земле. Кроме требушета на низкой окололунной орбите нам потребуется расположенная на поверхности Луны карусель. Не детская круглая с лошадками конечно, а просто раскрученный в горизонтальной плоскости канат требушета. Точка в центре масс имеет нулевую скорость – здесь мы и пропустим ось с подшипником, на чём и будет закреплена эта карусель на каком-нибудь лунном пике или на вышке метров в 10-50. Концевая скорость у этой карусели или инерционной катапульты 800-900 м/с, и с этого конца лунная болванка может быть отпущена в полёт к концу орбитального требушета (нижнему концу, движущемуся примерно с такой же скоростью).

Но лучше не просто отпускать, а обменивать равные грузы на концах обеих машин: тогда не будет возникать колебаний канатов. Ясно, что обменный процесс позволяет отправлять с Луны лишь столько же массы, сколько мы туда посылаем. Но на первом этапе создания базы на Луне это уже прекрасно! Отправляя какое-то оборудование туда, мы получаем такие же массы, которые будут питать обменный требушет на околоземной орбите. А там можно за счёт большого требушета (концевая скорость 3115 м/с) выиграть до 6230 м/с в характеристической скорости запускающей груз ракеты. Это замечательно! Но вряд ли на этом этапе нам удастся иметь такой массивный (например, в 46 стандартных масс, см. таблицу) требушет. Но и здесь нас может выручить компромисс: используем универсально требушет, запускающий к ГСО (концевая 2,4 км/с, 13 ст-х масс), а недостающие 700 м/с доберём ракетой, а чуть позже малым требушетом (концевая 350 м/с), который имеет период обращения 12 часов, т.е. кратен 1,5 часам – периоду главного на низкой орбите.

Да и ресурс всего космического мусора и отработавшего оборудования, накопленного на орбитах вокруг Земли, нам надо использовать (вероятнее то, что скопилось на ГСО, но не только это) для запуска всё более крупных требушетов, чтобы проложить первым делом требушетную дорогу к Луне и обратно, как видим она двухсторонняя. Ведь лучше всего (для наших Т-в), когда равные массы движутся в противоположных по потенциалу движения направлениях, обмениваясь и энергиями, и импульсами, и орбитами своего движения, вращаясь тем не менее в одном направлении вокруг центра Земли, снижая этим различие в скоростях.

А нельзя ли, разбив, необходимую разность скоростей (т.е. характеристическую скорость, необходимую для полёта к Луне с низкой орбиты вокруг Земли) на 3, 4, 5 или сколько потребуется ускорительных потенциалов (возможностей) требушетов? Можно, если согласовать орбиты Т-в, и чем больше будет таких, передающих друг другу груз (или делающих обмен) требушетов, тем меньший перепад скоростей будет приходиться на каждый из них, значит меньше потребная концевая скорость (а она равна половине перепада скоростей данного требушета), меньше центробежные силы, и много меньшая масса каждого требушета. Много маленьких требушетов будут иметь массу гораздо меньше чем один-два больших.

Это связано с тем, что ещё до начала заметного проявления экспоненциальности (exp(-kx2)) в сужении каната требушета, масса каната при неизменной массе груза растет пропорционально квадрату концевой скорости, т.е. кинетической энергии груза – и это вроде бы естественно, если рассматривать вещество каната как своего рода аккумулятор энергии. Тогда N одинаковых малых требушетов последовательного ускорения с суммарным перепадом скоростей, равным перепаду скоростей одного большого требушета, будут иметь суммарную массу в N раз меньше массы большого требушета.

А когда проявит своё влияние экспонента, масса большого требушета станет расти ещё гораздо быстрей (непропорционально быстро: это происходит из-за того, что масса каната много больше массы груза и большая часть кинетической энергии вращения у него принадлежит не грузу а канату). Значит, чем из большего числа требушетов будет создана вся система, тем она будет легче по массе, тем проще её будет вывести в космос (каждый требушет на свою орбиту). Да и перегрузки и необходимые длины канатов могут быть многократно снижены при таком каскадировании требушетов.

В этой системе обменных требушетов в первом приближении совпадают (приблизительно) все перигеи и длинные оси всех эллиптических орбит всех требушетов (они не обязательно должны быть одинаковыми, скорее разными для подгонки кратности периодов и соотношений скоростей).

Для процесса каскадной передачи полезного, запускаемого с Земли груза, от требушета к требушету для незамедлительного запуска этого груза к Луне надо, чтобы все требушеты приблизительно в одно время собрались приблизительно в одном месте: в общем перигее всех орбит. Где быстро произойдёт процесс последовательной передачи груза к всё более быстро движущимся требушетам и разгона груза примерно от чуть меньше чем первой до почти второй космической на более чем 3000 м/c. При этом процесс движения лунных болванок будет направлен от быстрых требушетов к медленным, и каждая болванка при разгоне одного груза сместится на один требушет ниже. Это напоминает процесс дырочной проводимости в полупроводниках. Итак, требушеты в пределе, когда их много в каскаде ускорения, будут весить ничтожно мало даже суммарно (это сами канаты, которые нужно вывести на свои орбиты, а грузы-противовесы на концах можно и набрать и отбуксировать из космического мусора).

Ну разве такое решение проблем космических транспортировок не гениально? Да, тут есть проблема: надо создать сверхточную (прецизионную) систему наведения (космической навигации в общем смысле). Но эта проблема принципиально, как уже говорилось, разрешима. Лишь увеличивается нагрузка системы навигации во столько раз, сколько требушетов. Но для компьютеров всё равно: что один раз прогнать алгоритм, что тысячу. Некоторое снижение надёжности из-за сложности не катастрофично – неудачу в какой-то операции обмена можно исправить через несколько часов или суток. Но неприятно в этом решении прежде всего то, что мы теряем выигрыш примерно в 2000-3000 м/с на разгоне до первой космической, возможный с применением большого первого требушета.

Вот и получается, что наиболее актуально создание описанной выше компромиссной транспортной системы из двух требушетов (их концевые скорости 2,4 км/с - к ГСО и 350 м/с). Сначала можно запустить и два одинаковых требушета с концевой 1,03 км/с и массой от 1,2 стандартной по таблице, но можно и гораздо тяжелее т.е. с существенным запасом прочности. Один на низкую орбиту, другой на шестичасовую (кратность периодов 4). И это уже есть в первом приближении вместе с описанными двумя лунными требушетами настоящая обменная дорожка, использующая энергию лунного грунта. Она снижает затраты характеристической ракетной скорости для полёта на Луну и обратно с 17 до 8 км/с! Ещё 1,4 км/с выиграем попозже, когда запустим компромисс. Да ещё и на спускаемом аппарате экономия (5 км/с - это не 11). А эффект от многоразовости РН? И мы ещё чего-то медлим?!

Кстати, есть ли необходимость так опасно (?) вплотную сближать орбиты требушетов? Обмен грузов можно произвести и через промежуточную орбиту груза, не сближая требушетов. Это ещё даёт дополнительную степень свободы и возможность свободнее подбирать параметры орбит для достижения кратности периодов движения требушетов, хотя и несколько замедляет процесс разгона.

Ещё относительно кратности периодов орбит: переходной к ГСО (10,5 часов) и низкой. Если б такого везения не было, наверно, пришлось бы подогнать периоды, поднимая апогей первого требушета или вводя второй переходный эллипс. Хотя вообще кратность (здесь с коэф.7) периодов обращения Т-в лишь не на много сокращает время доставки груза (относительно недели для достижения любой точки ГСО, и в сравнении с ней) Почему, возможно и возникавшие в прошлом подобные проекты хоронились ещё в зачатке, не набрав силу серьёзной проработки. Реально оплачиваемое политическое назначение космонавтики тогда было – пугать в неявном виде! А иметь такую систему в космосе – значит самому постоянно бояться как бы её не сбили и не повредили. Видать, революционные мысли приходят в голову только тому, кому нечего терять.

Замечали наверное то, что прочности всех (любых) существующих материалов недостаточно для создания знаменитого космического лифта Юрия Арцутанова (или Циолковского, или Артура Кларка) – каната простирающегося выше геостационарной орбиты, т.е. более чем на 35800 км в высоту над экватором. Да материалов, способных выдержать напряжения, характерные и для второй, и для первой космических скоростей, пока не ожидается. На этой вот мысли и остановились. Кто финансирует космос? Политики и немного военные. А в их головы более сложные по физике вещи не пролезут, а если и пролезут – так они сразу это и засекретят. Только появление атомной бомбы у американцев толкнуло вперед космонавтику в Советском Союзе, а до этого чего-то на порядки мощнее снарядов для катюш начальству было не нужно. Политическому лидеру вы сначала покажите, как оно бабахает, а потом он вам денег даст. Поэтому появление Фау-2 в Советском Союзе (без буржуйского капитала) было невозможным, а когда она бабахнула, то сразу стала нужной, особенно на халяву в виде трофея. Вот тогда, я догадываюсь, и вызвали Королёва с Колымы, чтобы разобрался с Фау-2 и доложил, и чтоб без лишних расходов. С этого момента и началась практическая космонавтика, и закончилась с окончанием мирового противостояния. Теперь нужны другие движущие политические силы плюс свежие идеи и люди. Политические силы (общечеловеческие) еще в зачатке и слепы. Итак, пускай идеи разбудят людей, а те подтолкнут или сформируют политическую силу объединённого человечества. Надеюсь, что Россия не будет плестись у мира где-то на хвосте.

Полезные ссылки[править]

Смотрите также[править]