Пилотируемая экспедиция на Луну

Ракеты-носители для пилотируемой экспедиции на Луну

   Для осуществления лунной экспедиции необходимо:
1. Доставить на Луну лунный модуль (ЛМ) с двумя космонавтами, при этом его возможности покинуть Луну должны быть не меньшими, чем у взлётной ступени корабля «Аполлон» (масса 4548 кг).
2. Доставить на низкую лунную орбиту основной блок (ОБ) – корабль, способный возвратить на Землю троих космонавтов. Масса ОБ должна составлять не менее 12 т, из них – 5,5 т топлива.
   Кроме ЛМ и ОБ в состав лунного комплекса (ЛК) входит тормозной блок (ТБ). Если ТБ совершает посадку на Луну, то он является посадочной ступенью (как было в программе «Аполлон»). В противном случае используется единый лунный модуль (ЕЛМ), совершающий как посадку, так и старт (как предполагалось в советской лунной программе).
   Для запуска лунного комплекса к Луне предполагается использовать последнюю ступень РН, заправляемую топливом на орбитальной станции (ОС). Кроме того, потребуется заправить и тормозной блок. Компоненты топлива могут как доставляться на ОС в готовом виде, так и вырабатываться из воды. Для доставки на ОС компонентов или воды предполагается создать специальный аппарат, адаптированный для решения такой задачи, что сократит затраты на его производство и отработку. Основной целью такого аппарата будет обеспечение минимальной стоимости доставки килограмма ПГ на ОС.
   Если доставляемым грузом будет вода, то на ОС необходим электролизно-криогенный комплекс. При электрической мощности солнечных батарей 100 кВт он способен в течение года, с учётом неизбежных технологических перерывов, переработать в жидкие компоненты топлива 85 т воды.
   Предложенный способ позволит использовать для лунной экспедиции ракеты-носители тяжёлого, среднего и лёгкого классов.
   Ниже предлагаются к рассмотрению 6 из 8 вариантов, изученных нами.
   Варианты 3, 4 предполагают использование одного носителя – «Протон-М» или «Ангара 5», имеющих в качестве последней ступени универсальный кислородно-водородный блок (УКВБ). Эти варианты напряжённы в резервах массы, особенно вариант 3, где, возможно, потребуется догрузка ЛК до 1,5 т, при этом груз придётся доставлять отдельно. Их недостатком является повышенное время ожидания экипажем заправки и подготовки ЛК и УКВБ.
   Варианты 5,6 проще и доступнее в осуществлении. Они предполагают выведение ОБ отдельной РН. Для этого подойдёт готовый носитель «Зенит-2» (предстоит завершить восстановление наземного старта на Байконуре), а в перспективе – разрабатываемый «Союз-3». При выведении лунного модуля и ТБ возможности носителя «Протон-М» используются не полностью, что позволяет разместить на нём дополнительный груз. Таким грузом могут быть дополнительное топливо или твёрдотопливные ускорители, предназначенные для начального разгона ЛК. Раздельный запуск даст возможность экипажу ЛК прибыть на ОС к моменту готовности УКВБ-ТБ-ЕЛМ, и задержаться на ней только на время отдыха. Тогда основная часть экспедиции по времени не наложится на острый период адаптации к невесомости, удастся избежать растраты лишних сил и ослабления навыков экипажа.
   Варианты 7, 8 – перспективны, для их осуществления потребуется создать два новых носителя, а также иметь на ОС ещё один компонент - жидкий метан. Носитель ОБ может быть создан и на основе РН «Союз» с уменьшенным или недозагруженным топливом центральным блоком. Вариант 7 – напряжённый по массовым характеристикам, и, вероятно, будет востребован для полёта к уже доставленному грузовому модулю или для смены экипажа лунной базы.
   В варианте 7 ТБ используется, как посадочная ступень, а масса ЛМ равна массе взлётной ступени лунного модуля «Аполлон». В остальных вариантах используется ЕЛМ. Вариант 3 по возможностям равен варианту 7, в остальных случаях удаётся доставить дополнительный невозвращаемый груз на Луну.
   В таблице 1 приведены данные по представленным вариантам: общая масса заправляемого топлива, начальная масса лунного модуля, масса стартующего с Луны лунного модуля и масса доставляемого на Луну дополнительного груза.

Варианты	Тип РН	Заправка топливом, т	Масса ЛМ с грузом, т	Стартовая масса ЛМ, т	Прирост массы ПГ на Луне, т
1	А7 (1025 т)	65	-	-	-
2	А7 (1025 т)	95	-	-	-
3	«Протон-М»/ «Ангара 5»	54,8	7,8	5,88	-
4	«Ангара 5»	58,1	8,9	5,92	0,70
5	«Протон-М» + «Зенит-2»	60,2	10,8	6,3	0,47
6	«Протон-М» + «Зенит-2»	56,4	9,9	5,97	1,38
7	«Ангара 1М» + РН 295 т	58,8	4,55	4,55	-
8	«Союз-2М» + РН 282 т	66,9	8,8	5,71	1,32

Табл. 1

В предлагаемых вариантах масса разгонной ступени и ЛК меньше, чем в проекте «Аполлон». Это связано с достижениями в области ракетостроения и навигационных приборов, сделанными за прошедшее время. Прежде всего, это реализованный высокий удельный импульс у двигателей УКВБ (КВД-1 - 4550 Н·с/кг) и блока ДМ (3538 Н·с/кг). Энергомассовое совершенство ОБ предполагается умеренным, а лунного модуля – на уровне программы «Аполлон». В расчётах использовались невысокие параметры ДУ ЕЛМ, надёжность которой критична для безопасности экипажа (удельный импульс – 3000 Н·с/кг, кроме варианта 7). Американский лунный модуль имел посадочную и взлётную ступени, каждая из которых содержала немалый запас топлива для манёвров. Единый модуль, выполняющий как посадку, так и старт, позволяет полностью использовать топливо блока ДМ и сократить собственный бортовой запас, так как не оставляет топливо на Луне. Этому будет способствовать и более детальная разведка места посадки современными средствами, что сократит время на маневрирование. Кроме того, при равных возможностях у ЕЛМ меньше масса посадочной оснастки.
Далее приведены краткие описания представленных вариантов лунных экспедиций.

в начало

Варианты 1-2

Варианты 1 и 2 демонстрируют возможности предлагаемой системы СВ и опираются на использование носителя А7 с кислородно-водородной верхней ступенью. Грузоподъёмность носителей А7 обоих вариантов составит 51 т на НКО, а масса топлива в КВБ - 64 т и 98 т соответственно. Они способны доставить на орбитальную станцию полностью собранный ЛК массой 47 т. КВБ варианта 1, заправленный топливом на ОС, способен вывести ЛК на траекторию к Луне. Это даёт возможность «скопировать» экспедицию «Аполлона», избежать заправки ЛК и использовать в нём только высококипящие компоненты. КВБ варианта 2 обеспечивает не только отлёт ЛК к Луне, но и выведение его на низкую лунную орбиту (т. е. на неё доставляется 47 т ПГ). Чтобы наглядно представить возможности 2-го варианта в параметрах программы «Аполлон», заметим, что в грубом приближении его ЛК может содержать второй, дополнительный ЛМ. Во время полёта к Луне потребуются особые меры, включая специальный режим ориентации, предохраняющие остатки топлива КВБ от перегрева. Сертификация А7 для пилотируемых пусков не предполагается, посадка космонавтов в ЛК производится во время его обслуживания на ОС.
Ниже в таблице 2 приведены основные параметры вариантов 1 и 2.

	Вариант 1	Вариант 2
Стартовая масса РН, т	1025	1025
Характерист. скорость КВБ, м/с	3200	4050
Масса ПГ, т (НКО)	50.8	51.1
Масса ПГ, т (ОС)	47.1	47.0
Масса дозаправляемого топлива, т	64.3	97.7
Масса конструкции КВБ, т	12.7	19.5
Стоимостный эквивалент выводимой массы, т	79.3	95.9
Масса ПГ на лунной орбите, т	33.0	47.0
Относительная удельная стоимость ПГ на лунной орбите	1.00	0.85

Табл. 2

С позиций настоящего времени реализация этих вариантов выглядит маловероятной из-за избыточности их возможностей и высокой стоимости создания А7. По затратным показателям они значительно уступают вариантам, предусматривающим заправку на ОС блоков ЛК.

в начало

Варианты 3-4

   Лунный комплекс (ЛК) состоит из основного блока (ОБ) – возвращаемого корабля, тормозного блока (ТБ) и единого лунного модуля (ЕЛМ).
   ОБ включает орбитальный отсек и спускаемый аппарат от КК «Союз», доработанные для полёта к Луне, а также вновь разработанный агрегатный отсек с запасом топлива 5,5 т. Общая масса ОБ в составе ЛК – 12 т, экипаж – 3 человека. ТБ представляет собой стандартный блок ДМ, доработанный под заправку жидким кислородом на ОС, который выводится на орбиту с пустым баком окислителя и полным – горючего. ЕЛМ предназначен для мягкой посадки на Луну, старта с неё и обеспечения встречи с ОБ на лунной орбите. Он имеет отделяемую посадочную платформу, включающую посадочные опоры и донный экран. На ней же крепится исследовательское оборудование. Основные системы двигательной установки ЕЛМ дублированы. В случае отказа одной из своих систем ДУ ЕЛМ должна обеспечить возвращение экипажа с любого этапа самостоятельного полёта модуля.
   Лунный комплекс выводится на орбиту носителем типа «Протон-М» или «Ангара 5», использующим в качестве последней ступени Универсальный кислородно-водородный блок (УКВБ). В варианте 3 блок вмещает 44 т топлива, что предусмотрено его проектом, в варианте 4 несколько больше – 47,3 т. При выведении расположение элементов ЛК следующее: на УКВБ устанавливается ТБ, на него – ЕЛМ, сверху – ОБ.
   После выведения на базовую орбиту связка УКВБ-ЛК совершает перелёт к ОС, используя корректирующую двигательную установку (КДУ), размещённую на УКВБ. КДУ обеспечивает подлёт связки УКВБ + полезный груз к ОС с минимальной скоростью, позволяющей осуществить её захват средствами ОС. Вопрос о целесообразности размещения экипажа в ОБ при выведении остаётся открытым. До начала заправки топливом (возможно, и до причаливания к ОС) ОБ отделяется от связки и стыкуется с орбитальной станцией.
   После заправки УКВБ и ТБ экипаж переходит в ОБ, на котором покидает орбитальную станцию и осуществляет стыковку с ЕЛМ, либо ОБ соединяется агрегатным отсеком с остальной компоновкой при помощи манипулятора ОС. Лунный комплекс с заправленным УКВБ отводится на безопасное расстояние от орбитальной станции, на остатках компонентов КДУ проводится осадка топлива, УКВБ запускается и выводит ЛК на траекторию к Луне, после чего отделяется. При выведении экипаж будет испытывать нарастающую перегрузку силой до 0,72 g. Если ОБ пристыкован к ЕЛМ, то перегрузка будет отрицательной. Если ОБ соединён с остальной компоновкой агрегатным отсеком, то после выведения он отделяется, отводится, разворачивается и стыкуется с ЕЛМ. В варианте 3 потребуется небольшой импульс довыведения, который обеспечит ТБ.
   В ходе полёта к Луне потребуются коррекции траектории с общим импульсом до 20 м/с, для чего предполагается использовать ДУ ОБ. Торможение для выхода на низкую круговую лунную орбиту высотой около 100 км осуществляется тормозным блоком, при этом отрицательная перегрузка для экипажа не превысит 0,3 g.
   Далее серией включений ДУ ОБ орбита преобразуется в эллиптическую с периселением около 10 км, после чего ОБ с одним космонавтом отделяется и переводится на орбиту ожидания. В районе периселения ДУ ТБ включается и полностью вырабатывает топливо, обеспечивая ЕЛМ минимальную скорость относительно лунной поверхности. Затем ТБ отделяется, уводится за счёт стравливания остатков газов наддува и компонентов и падает на Луну. Предполагаемая горизонтальная скорость ЕЛМ при разделении – 100 м/с в варианте 3 и 125 м/с в варианте 4, высота – 10 км. Дальнейшее торможение ЕЛМ выполняет с помощью собственных двигателей. Заключительный этап посадки космонавты выполняют в ручном режиме.
   После выполнения программы исследований ЕЛМ с экипажем стартует и выходит на орбиту, оставляя посадочную платформу на Луне. Далее ЕЛМ выполняет серию орбитальных манёвров, требующихся для сближения с ОБ. Сближение завершается стыковкой, в которой активную роль играет ОБ. Космонавты переносят в ОБ результаты исследований, отделяют пустой ЕЛМ и выводят ОБ на траекторию возвращения к Земле.
   Перед входом в атмосферу ОБ разделяется на отсеки, два из них - орбитальный и агрегатный - разрушаются, а спускаемый аппарат осуществляет управляемый спуск и совершает мягкую посадку.
   Основные характеристики вариантов 3 и 4 приведены в таблице 3.

   Оба варианта схожи с одним существенным отличием. Если в варианте 4 УКВБ выводит лунный комплекс на траекторию к Луне, то в варианте 3 возможностей УКВБ для этого не хватает и требуется доразгон с помощью блока ДМ. В результате двигатель блока ДМ запускается три раза против двух у варианта 4. С учётом ещё и того, что масса ЛК варианта 4 несколько больше, очевидно, что он предпочтительнее. Причина, по которой здесь рассматриваются оба варианта, состоит в том, что выводимая масса ЛК оказывается на пределе возможностей носителей, при том, что существуют ограничения на соотношение ступеней, накладываемые расположением районов их падения.

	Вариант 3	Вариант 4
Носитель	"Протон-М"	"Ангара-5"
Масса УКВБ, т	52,736	56,378
Топливо УКВБ, т	44,000	47,300
Конструкция УКВБ, т	7,350	7,680
Характ. скорость при выведении, м/с	3697	3781
Характ. скорость при запуске к Луне, м/с	3105	3200
Масса КДУ, т	1,386	1,398
в т. ч. топлива для перелёта к ОС	0,924	0,932
Заправляемый водород, т	6,286	6,757
Заправляемый кислород (для УКВБ и ТБ), т	48,485	51,314
Лунный комплекс, т	37,140	38,200
Масса ОБ+ТБ+ЕЛМ на ОС до заправки	26,369	27,429
Основной блок, т	12,000	12,000
Топливо ОБ, т	5,500	5,500
Тормозной блок (11Д58М), т	17,345	17,345
Конструкция ТБ, т	2,300	2,300
Топливо ТБ для доразгона, т	0,979	0,000
Топливо ТБ для первого торможения, т	7,723	8,158
Топливо ТБ для второго торможения, т	6,343	6,887
Всего топлива, т	15,045	15,045
Всего окислителя, т	10,771	10,771
Удельный импульс ДУ, Н·с/кг	3538	3538
Соотношение компонентов	2,52	2,52
Характ. скорость доразгона, м/с	95	0
Характ. скорость в 1-м торможении, м/с	850	850
Характ. скорость во 2-м торможении, м/с	1725	1701
Единый лунный модуль, т	7,795	8,855
Сухая масса ЕЛМ, т	3,903	4,777
Топливо ЕЛМ, т	3,892	4,078

Табл. 3

в начало

Варианты 5-6

   Лунный комплекс (ЛК) состоит из основного блока (ОБ) – возвращаемого корабля, тормозного блока (ТБ) и единого лунного модуля (ЕЛМ).
   ОБ включает орбитальный отсек и спускаемый аппарат от КК «Союз», доработанные для полёта к Луне, а также вновь разработанный агрегатный отсек с запасом топлива 5,5 т. Общая масса ОБ в составе ЛК – 12 т, экипаж – 3 человека. ТБ представляет собой блок ДМ с увеличенными топливными баками, доработанный под заправку жидким кислородом на ОС. Он выводится на орбиту с пустым баком окислителя и полным – горючего. ЕЛМ предназначен для мягкой посадки на лунную поверхность, обеспечения деятельности экипажа на Луне и доставки его и материалов исследований на лунную орбиту. Он имеет отделяемую посадочную платформу, включающую посадочные опоры и донный экран. На ней же крепится исследовательское оборудование. Основные системы двигательной установки ЕЛМ дублированы. В случае отказа одной из своих систем ДУ ЕЛМ должна обеспечить возвращение экипажа с любого этапа самостоятельного полёта модуля.
   Лунный модуль и блок ДМ выводятся на орбиту носителем «Протон-М», использующим в качестве последней ступени Универсальный кислородно-водородный блок (УКВБ), вмещающий 44 т топлива, что предусмотрено его проектом. При выведении ЕЛМ устанавливается на блок ДМ. В варианте 5 носитель может попутно захватить несколько тонн груза. В варианте 6 УКВБ оснащён ускорителем, дающим заметный вклад в разгон при старте к Луне. В таблице 4 рассмотрен случай, когда ускорителем является мощная КДУ, отбрасываемая после выработки топлива.
   После выведения на базовую орбиту связка УКВБ-ТБ-ЕЛМ совершает перелёт к ОС, используя корректирующую двигательную установку (КДУ), размещённую на УКВБ. КДУ обеспечивает подлёт связки УКВБ + полезный груз к ОС с минимальной скоростью, позволяющей осуществить её захват средствами ОС.
   ОБ выводится на орбиту носителем «Зенит-2» или другим, обеспечивающим требуемую грузоподъёмность, совершает самостоятельный перелёт и стыковку с орбитальной станцией.
   После заправки УКВБ и ТБ экипаж переходит в ОБ, на котором покидает орбитальную станцию и осуществляет стыковку с ЕЛМ, либо ОБ соединяется агрегатным отсеком с остальной компоновкой при помощи манипулятора ОС. Лунный комплекс с заправленным УКВБ отводится на безопасное расстояние от орбитальной станции, в нужный момент запускается ускоритель (КДУ), а затем и сам УКВБ, который разгоняет ЛК, полностью вырабатывая топливо, после чего немедленно отделяется. В варианте 6 в ходе выведения отбрасывается опорожнённая КДУ. Довыведение на траекторию полёта к Луне осуществляется блоком ДМ. При выведении экипаж будет испытывать нарастающую перегрузку силой до 0,6 - 0,65 g. Если ОБ пристыкован к ЕЛМ, то перегрузка будет отрицательной. Если ОБ соединён с остальной компоновкой агрегатным отсеком, то после выведения он отделяется, разворачивается и стыкуется с ЕЛМ.
   В ходе полёта к Луне потребуются коррекции траектории с общим импульсом до 20 м/с, для чего предполагается использовать ДУ ОБ. Торможение для выхода на низкую круговую лунную орбиту высотой около 100 км осуществляется тормозным блоком, при этом отрицательная перегрузка для экипажа может достигнуть 0,25 g.
   Далее серией включений ДУ ОБ орбита преобразуется в эллиптическую с периселением около 10 км, после чего ОБ с одним космонавтом отделяется и переходит на орбиту ожидания. В районе периселения ДУ ТБ включается и полностью вырабатывает топливо, после чего ТБ отделяется и уводится за счёт стравливания остатков газов наддува и компонентов. Дальнейшее торможение ЕЛМ выполняет с помощью собственных двигателей. В варианте 5 лунному модулю потребуется погасить довольно значительный остаток орбитальной скорости – на ~425 м/с больший, нем в варианте 6. Заключительный этап посадки космонавты выполняют в ручном режиме.
   После выполнения программы исследований ЕЛМ с экипажем стартует и выходит на орбиту, оставляя посадочную платформу на Луне. Далее ЕЛМ выполняет серию орбитальных манёвров, требующихся для сближения с ОБ. Сближение завершается стыковкой, в которой активную роль играет ОБ. Космонавты переносят в ОБ результаты исследований, отделяют пустой ЕЛМ и выводят ОБ на траекторию возвращения к Земле.
   Перед входом в атмосферу ОБ разделяется на отсеки, два из них - орбитальный и агрегатный - разрушаются, а спускаемый аппарат осуществляет управляемый спуск и совершает мягкую посадку.
   В варианте 5 ЕЛМ при посадке расходует больше топлива и доставляет на Луну меньший полезный груз, чем ЕЛМ варианта 6, несмотря на бòльшую начальную массу. При одинаковых способностях модулей к возвращению грузов и экипажа ЕЛМ варианта 5 доставляет на Луну на 0,47 т, а ЕЛМ варианта 6 – на 1,38 т груза больше, чем ЕЛМ варианта 3.
   Дополнительные возможности раздельного старта позволяют увеличить время пребывания на Луне почти до полного лунного дня (максимальное время пребывания людей на Луне составило 75 часов в экспедиции «Аполлона 17»), или до 2-3 месяцев при условии доставки на Луну дополнительного грузового модуля. При этом возможна доставка на Луну всего экипажа, а также использование модификации ОБ с увеличенным запасом топлива вместо орбитального отсека. В этом случае перед стартом к Земле агрегатный отсек лунного модуля отделяется, а кабина остаётся пристыкованной к ОБ и выполняет роль орбитального отсека.
   Основные характеристики вариантов 5 и 6 приведены в таблице 4.

	Вариант 5	Вариант 6
Носитель ТБ+ЕЛМ	"Протон-М"	"Протон-М"
Носитель ОБ	"Зенит-2"	"Зенит-2"
Масса УКВБ, т	52,736	60,714
Топливо УКВБ, т	44,000	44,000
Конструкция УКВБ, т	7,350	7,350
Характ. скорость при выведении, м/с	3697	3768
Характ. скорость при запуске к Луне, м/с	2603	3117
Масса КДУ, т	1,386	9,364
в т. ч. топлива для перелёта к ОС	0,924	1,190
Заправляемый водород, т	6,286	6,286
Заправляемый кислород (для УКВБ и ТБ), т	53,871	50,101
Лунный комплекс, т	48,716	41,808
Масса ТБ+ЕЛМ на ОС до заправки	20,560	17,422
Основной блок, т	12,000	12,000
Топливо ОБ, т	5,500	5,500
Тормозной блок (модификация ДМ), т	25,868	19,902
Конструкция ТБ, т	3,300	2,600
Топливо ТБ для доразгона, т	7,796	0,969
Топливо ТБ для первого торможения, т	8,739	8,722
Топливо ТБ для второго торможения, т	6,032	7,611
Всего топлива, т	22,568	17,302
Всего окислителя, т	16,156	12,386
Удельный импульс ДУ, Н·с/кг	3538	3538
Соотношение компонентов	2,52	2,52
Характ. скорость доразгона, м/с	617	83
Характ. скорость в 1-м торможении, м/с	850	850
Характ. скорость во 2-м торможении, м/с	1256	1682
Единый лунный модуль, т	10,848	9,906
Сухая масса ЕЛМ, т	5,022	5,637
Топливо ЕЛМ, т	5,827	4,270

Табл. 4

в начало

Вариант 7

   Лунный комплекс (ЛК) состоит из основного блока (ОБ) – возвращаемого корабля, лунного модуля (ЛМ) и посадочной ступени (ПС).
   ОБ включает орбитальный отсек и спускаемый аппарат от КК «Союз», доработанные для полёта к Луне, а также вновь разработанный агрегатный отсек с запасом топлива не менее 6,1 т. Общая масса ОБ в составе ЛК – около 13,1 т, экипаж – 3 человека. ОБ выводится на орбиту носителем, использующим в качестве последней ступени Универсальный кислородно-водородный блок (УКВБ), вмещающий 44 т топлива. После выхода на орбиту ОБ отделяется, разворачивается, стыкуется с УКВБ и транспортирует его к ОС. На УКВБ установлены РДТТ для осадки топлива, используемые при старте к Луне.
   На участке работы УКВБ достигается значительная характеристическая скорость – более 5 км/с, из-за чего для запуска ОБ потребуется создать новую РН. Если создавать первую ступень на кислородно-керосиновом топливе и реализовать современные конструктивные достижения (давление в камере двигателя - 25 МПа, удельный импульс в пустоте - 3300 Н·с/кг, масса конструкции - 1/12 от массы ступени), то получится носитель со стартовой массой 295 т.
   ПС предназначена для вывода ЛК на лунную орбиту и доставки лунного модуля на поверхность Луны. Она имеет посадочные опоры и оснастку для размещения исследовательского оборудования. ЛМ предназначен для обеспечения деятельности экипажа на Луне и доставки его и материалов исследований на лунную орбиту.
   Лунный модуль выводится на орбиту носителем «Ангара-1М». Последняя ступень этого носителя работает на кислородно-метановом топливе и в дальнейшем используется в качестве посадочной ступени. После выведения на базовую орбиту связка ПС-ЛМ совершает перелёт к ОС, используя корректирующую двигательную установку (КДУ), размещённую на ПС. КДУ обеспечивает подлёт связки ПС-ЛМ к ОС с минимальной скоростью, позволяющей осуществить её захват средствами ОС.
   На орбитальной станции осуществляется сборка ЛК в следующем порядке: УКВБ-ПС-ЛМ. На время сборки и заправки основной блок пристыковывается к орбитальной станции. После заправки УКВБ и ПС экипаж переходит в ОБ, на котором покидает орбитальную станцию и осуществляет стыковку с ЛМ, либо ОБ соединяется агрегатным отсеком с остальной компоновкой при помощи манипулятора ОС. Связка ЛК-УКВБ отводится на безопасное расстояние от орбитальной станции, с помощью РДТТ осаждается топливо, УКВБ запускается и выводит ЛК на траекторию полёта к Луне, после чего отделяется. При выведении экипаж будет испытывать нарастающую перегрузку около 0,75 g. Если ОБ пристыкован к ЛМ, то перегрузка будет отрицательной. Если ОБ соединён с остальной компоновкой агрегатным отсеком, то после выведения он отделяется, разворачивается и стыкуется с ЛМ.
   В ходе полёта к Луне потребуются коррекции траектории с общим импульсом до 20 м/с, для чего предполагается использовать ДУ ОБ. Торможение для выхода на низкую круговую лунную орбиту высотой около 100 км осуществляется посадочной ступенью.
   Далее серией включений ДУ ОБ орбита преобразуется в эллиптическую с периселением около 10 км, после чего ОБ с одним космонавтом отделяется и переходит на орбиту ожидания. В районе периселения ПС выполняет торможение и посадку, заключительный этап которой проводится в ручном режиме.
   После выполнения программы исследований ЛМ с экипажем стартует, используя посадочную ступень как стартовую платформу, и выходит на орбиту. Далее ЛМ выполняет серию орбитальных манёвров, требующихся для сближения с ОБ. Сближение завершается стыковкой, в которой активную роль играет ОБ. Космонавты переносят в ОБ результаты исследований, отделяют пустой ЛМ и выводят ОБ на траекторию возвращения к Земле.
   Перед входом в атмосферу ОБ разделяется на отсеки, два из них - орбитальный и агрегатный - разрушаются, а спускаемый аппарат осуществляет управляемый спуск и совершает мягкую посадку.
   Основные характеристики варианта 7 приведены в таблице 5.

в начало

Вариант 8

   Лунный комплекс (ЛК) состоит из основного блока (ОБ) – возвращаемого корабля, тормозного блока (ТБ) и единого лунного модуля (ЕЛМ).
   ОБ включает орбитальный отсек и спускаемый аппарат от КК «Союз», доработанные для полёта к Луне, а также вновь разработанный агрегатный отсек с запасом топлива не менее 6,0 т. Общая масса ОБ в составе ЛК – около 12,5 т, экипаж – 3 человека. ОБ выводится на орбиту носителем, использующим в качестве последней ступени Универсальный кислородно-водородный блок (УКВБ), вмещающий 44 т топлива. После выхода на орбиту ОБ отделяется, разворачивается, стыкуется с УКВБ и транспортирует его к ОС. На УКВБ установлены РДТТ для осадки топлива, используемые при старте к Луне.
   На участке работы УКВБ достигается значительная характеристическая скорость – более 5 км/с, из-за чего для запуска ОБ потребуется создать новую РН. Если создавать первую ступень на кислородно-керосиновом топливе и реализовать современные конструктивные достижения (давление в камере двигателя - 25 МПа, удельный импульс в пустоте - 3300 Н·с/кг, масса конструкции - 1/12 от массы ступени), то получится носитель со стартовой массой 282 т.
   ТБ предназначен для довыведения ЛК на траекторию полёта к Луне, вывода его на лунную орбиту и торможения лунного модуля перед посадкой. ЕЛМ предназначен для мягкой посадки на лунную поверхность, обеспечения деятельности экипажа на Луне и доставки его и материалов исследований на лунную орбиту. Он имеет отделяемую посадочную платформу, включающую посадочные опоры и донный экран. На ней же крепится исследовательское оборудование. Основные системы двигательной установки ЕЛМ дублированы. В случае отказа одной из своих систем ДУ ЕЛМ должна обеспечить возвращение экипажа с любого этапа самостоятельного полёта модуля.
   Лунный модуль выводится на орбиту носителем «Союз-2М». Последняя ступень этого носителя работает на кислородно-метановом топливе и в дальнейшем используется в качестве тормозного блока. После выведения на базовую орбиту связка ТБ-ЕЛМ совершает перелёт к ОС, используя корректирующую двигательную установку (КДУ), размещённую на ТБ. КДУ обеспечивает подлёт связки ТБ-ЕЛМ к ОС с минимальной скоростью, позволяющей осуществить её захват средствами ОС.
   На орбитальной станции осуществляется сборка ЛК в следующем порядке: УКВБ-ТБ-ЕЛМ. На время сборки и заправки основной блок пристыковывается к орбитальной станции. После заправки УКВБ и ТБ экипаж переходит в ОБ, на котором покидает орбитальную станцию и осуществляет стыковку с ЕЛМ, либо ОБ соединяется агрегатным отсеком с остальной компоновкой при помощи манипулятора ОС. Связка ЛК-УКВБ отводится на безопасное расстояние от орбитальной станции, с помощью РДТТ осаждается топливо, УКВБ запускается и разгоняет ЛК, полностью вырабатывая компоненты, после чего немедленно отделяется. Довыведение на траекторию полёта к Луне осуществляется тормозным блоком. При выведении экипаж будет испытывать нарастающую перегрузку до 0,6 g. Если ОБ пристыкован к ЕЛМ, то перегрузка будет отрицательной. Если ОБ соединён с остальной компоновкой агрегатным отсеком, то после выведения он отделяется, разворачивается и стыкуется с ЕЛМ.
   В ходе полёта к Луне потребуются коррекции траектории с общим импульсом до 20 м/с, для чего предполагается использовать ДУ ОБ. Торможение для выхода на низкую круговую лунную орбиту высотой около 100 км осуществляется тормозным блоком, при этом отрицательная перегрузка для экипажа может приблизиться к 1 g.
   Далее серией включений ДУ ОБ орбита преобразуется в эллиптическую с периселением около 10 км, после чего ОБ с одним космонавтом отделяется и переходит на орбиту ожидания. В районе периселения ДУ ТБ включается и полностью вырабатывает топливо, после чего ТБ отделяется, уводится за счёт стравливания остатков газов наддува и компонентов и падает на Луну. Дальнейшее торможение ЕЛМ выполняет с помощью собственных двигателей. Заключительный этап посадки космонавты выполняют в ручном режиме.
   После выполнения программы исследований ЕЛМ с экипажем стартует и выходит на орбиту, оставляя посадочную платформу на Луне. Далее ЕЛМ выполняет серию орбитальных манёвров, требующихся для сближения с ОБ. Сближение завершается стыковкой, в которой активную роль играет ОБ. Космонавты переносят в ОБ результаты исследований, отделяют пустой ЕЛМ и выводят ОБ на траекторию возвращения к Земле.
   Перед входом в атмосферу ОБ разделяется на отсеки, два из них - орбитальный и агрегатный - разрушаются, а спускаемый аппарат осуществляет управляемый спуск и совершает мягкую посадку.
   Основные характеристики варианта 8 приведены в таблице 5.

   Вариант 8 имеет потенциал наращивания возможностей. Если увеличить заправку УКВБ на 14-15 т, а массу ЛК на 2,5 т, то не потребуется доразгон ЛК, а топлива ТБ и дополнительной массы будет достаточно, чтобы переоборудовать ТБ в посадочную ступень и добавить две-три сотни килограммов груза.

	Вариант 7	Вариант 8
Носитель ЛМ	"Ангара-1М"	"Союз-2М"
Стартовая масса носителя ОБ, т	295	282
Масса УКВБ, т	51,350	51,350
Топливо УКВБ, т	44,000	44,000
Конструкция УКВБ, т	7,350	7,350
Характ. скорость при выведении, м/с	5221	5313
Характ. скорость при запуске к Луне, м/с	3200	2689
Заправляемый водород, т	6,286	6,286
Заправляемый кислород (для УКВБ и ТБ), т	49,185	55,413
Заправляемый метан (для ТБ), т	3,374	5,206
Лунный комплекс, т	35,510	47,000
Масса ТБ+ЛМ на ОС до заправки	8,346	12,095
Основной блок, т	13,115	12,521
Основной блок в составе ЛК, т	12,320	12,000
Топливо ОБ, т	6,100	6,000
Тормозной блок, т	18,642	26,201
Масса КДУ, т	0,333	0,588
в т. ч. топлива для перелёта к ОС	0,222	0,392
Конструкция ТБ, т	3,687	3,100
Топливо ТБ для доразгона, т	0,000	6,191
Топливо ТБ для первого торможения, т	7,433	8,542
Топливо ТБ для второго торможения, т	7,411	8,171
Всего топлива, т	14,844	22,905
Удельный импульс ДУ, Н·с/кг	3619	3619
Соотношение компонентов	3,40	3,40
Характ. скорость при выведении, м/с	3638	3770
Характ. скорость доразгона, м/с	0	511
Характ. скорость в 1-м торможении, м/с	850	850
Характ. скорость во 2-м торможении, м/с	2300	1868
Лунный модуль, т	4,548	8,800
Сухая масса ЛМ, т	2,181	5,293
Топливо ЛМ, т	2,367	3,507

Табл. 5

в начало

Аварийные ситуации

1. Отказ двигателя УКВБ при запуске. Связка лунный комплекс – УКВБ с помощью двигателей ОБ подводится к ОС, захватывается, после чего топливо сливается (варианты 3, 4, 5, 7, 8). В варианте 6, если ситуация не допускает выведения на исправных двигателях (их в блоке - 4), УКВБ, вероятно, будет утрачен.
2. Отказ двигателя ТБ при доразгоне (варианты 3, 6, 7, 8). Доразгон проводится двигателями ОБ. Если неполадки устранить не удастся или запаса характеристической скорости для высадки на Луну окажется недостаточно, то ТБ сбрасывается, а ОБ по облётной траектории возвращается на Землю. Предпринимается попытка посадки лунного модуля в беспилотном режиме.
3. Незапуск двигателя ТБ в момент выведения на лунную орбиту. ТБ сбрасывается, лунный модуль оперативно отделяется и выводится на лунную орбиту, ОБ по облётной траектории возвращается на Землю. Предпринимается попытка посадки лунного модуля в беспилотном режиме.
4. Аварийный останов двигателя ТБ в момент выведения на лунную орбиту. Связка ОБ – лунный модуль отделяется и отводится от ТБ на безопасное расстояние, после чего определяются параметры её орбиты. Затем она разделяется, ОБ с экипажем возвращается на Землю, а лунный модуль направляется к Луне.
5. Отказ одного из контуров ДУ лунного модуля во время посадки. ЛМ прекращает посадку, сбрасывает посадочную платформу и выходит на орбиту, используя оставшиеся мощности ДУ.

Замечания

В некоторых вариантах не удалось в полной мере учесть массу переходников. На РН «Сатурн-5» лунный модуль при выведении был укрыт переходником массой 1816 кг, на который устанавливался основной блок. Этот переходник отбрасывался уже на траектории полёта к Луне, т. е. его масса входила в общую массу, направляемую к Луне. При полёте на Луну предлагаемым способом имеется возможность существенно облегчить переходник (или переходники) в ходе обслуживания ЛК на ОС, или использовать более лёгкие, если при выведении на орбиту они не нагружаются. Дело в том, что в ходе запуска ЛК к Луне переходники будут испытывать в 4-6 раз меньшие статические и не менее, чем на порядок меньшие динамические нагрузки по сравнению с этапом выведения на околоземную орбиту.

в начало

Снабжение лунной базы

   Лунная база (ЛБ) пока может рассматриваться лишь теоретически, но исключить её создание в будущем нельзя. Существованию лунной базы будут сопутствовать увеличение грузопотока в космос и более высокий уровень развития СВ. Поэтому использовать для её снабжения существующие носители нерационально. Было бы выгоднее создать для этой цели специальные (адаптированные) средства. ЛБ должна включать посадочную площадку – обеспеченную маяками ровную поверхность достаточных размеров, пригодную для посадки модулей в любой её точке.
   Для транспортировки груза имеет смысл рассмотреть прямой перелёт, не требующий выхода на лунную орбиту и более одного включения маршевой ДУ вблизи Луны. Прямой перелёт проще и надёжнее, но у него в общем случае больше гравитационные потери, которые зависят от места посадки. Район, для которого гравитационные потери равны как при прямом перелёте, так и при использовании промежуточной орбиты, находится на обратной стороне Луны. С другой стороны, для большей части видимой стороны Луны прямой перелёт даёт преимущество в точности наведения и позволяет обойтись минимумом корректирующих импульсов. В случае отказа двигателя при посадке груз спасти не удастся, за оставшееся время следует стравить компоненты из баков и отклонить траекторию груза и ракетного блока на угол, безопасный для ЛБ.
   Наиболее простая схема транспортировки предполагает, что один кислородно-водородный блок будет и запускать груз к Луне, и совершать торможение и посадку. Характеристическая скорость для такого блока должна составить около 6000 м/с, а гравитационные потери – не более 400 м/с. Основными недостатками будут большая масса конструкции посадочной ступени и трудности обеспечения теплового режима в баке с жидким водородом. Ниже в таблице 6 приведены предполагаемые параметры двух таких СВ (носители, включающие УКВБ), но нужно учесть, что масса ПГ значительно уменьшится за счёт посадочной оснастки, дополнительной термоизоляции и запаса компонентов КДУ, требующихся для коррекций траектории и построений ориентации, обеспечивающей выгодный тепловой режим. Один из представленных носителей – А4, имеющий следующий состав:
- три боковых многоразовых однобаковых ускорителя типа «Байкал»;
- центральный блок, оснащённый выдвижным сопловым насадком (укороченный модуль «Ангары»);
- КВБ.
   Ускорители и центральный блок работают на кислородно-керосиновом топливе и соединены системой перелива компонентов. Грубая оценка показывает, что дополнительная оснастка «съест» до 5-7 из 25 т полезного груза.
   Более рациональной и осуществимой представляется схема доставки составного груза, выводимого на НКО двумя разными носителями. В таблице 6 приведены параметры носителей одной из таких схем (лёгкий и тяжёлый варианты). Предполагается, что их первые ступени имеют кислородно-керосиновые ЖРД с современным уровнем совершенства. Носитель лёгкого варианта содержит стандартный УКВБ и имеет многоразовую первую ступень общей массой 203 т, из которой 40 т составляет масса конструкции и компонентов, обеспечивающих её возвращение и посадку. Масса ПГ составит 8,1 т.
   Носитель лёгкого варианта, содержащий метановый посадочный блок (ПБ), имеет одноразовую первую ступень общей массой 115 т, из которых 8 т составляет масса конструкции и остатков незабора компонентов. Масса его составит около 2,5 т. На ОС полезные грузы объединяются, а из УКВБ и ПБ составляется двухступенчатая ракета, при этом у ПБ раздвигаются опоры. УКВБ выводит грузовой комплекс на траекторию к Луне, а ПБ обеспечивает мягкое прилунение на посадочную площадку.
   «Метановый» носитель тяжёлого варианта в таблице 6 является масштабной копией «лёгкого», но он может быть построен и иначе: для разгона метанового блока может использоваться составной ускоритель, включающий два боковых многоразовых автономных ускорителя типа «Байкал» и центральный блок на основе УРМ от «Ангары».

Вариант	лёгкий	тяжёлый
Носитель с КВБ, т	263	А4(602)
Масса ПГ, т	8,100	25,150
Масса многоразовой 1-й ступени, т	203,3	3×107,3
Конструкция 1-й ступени, т	40,0	3×18,0
Масса 2-й ступени, т	-	109,6
Конструкция 2-й ступени, т	-	9,6
Масса КВБ+КДУ, т	51,974	145,690
Топливо КВБ, т	44,000	125,140
Конструкция КВБ, т	7,350	18,700
Масса КДУ, т	0,624	1,850
в т. ч. топлива для перелёта к ОС	0,416	1,233
Характ. скорость при выведении, м/с	5999	6000
Характ. скорость при запуске к Луне, м/с	3203	3200
Носитель с ПБ, т	142	440
Масса ПГ, т	2,487	7,722
Масса 1-й ступени, т	114,7	356,2
Конструкция 1-й ступени, т	8,0	24,9
Масса ПБ+КДУ на Земле, т	24,744	76,830
Масса ПБ+КДУ на ОС, т	24,523	76,141
Топливо ПБ, т	20,010	62,129
Конструкция ПБ, т	4,002	12,426
Масса КДУ, т	0,733	2,275
в т. ч. топлива для перелёта к ОС	0,222	0,689
Удельный импульс ДУ, Н·с/кг	3619	3619
Соотношение компонентов	3,40	3,40
Характ. скорость при выведении, м/с	4803	4803
Характ. скорость при торможении, м/с	3000	3000
Заправляемый водород, т	6,286	19,517
Заправляемый кислород (для КВБ и ПБ), т	53,176	165,109
Заправляемый метан (для ПБ), т	4,548	14,120
Грузовой комплекс, т	35,510	110,256
Общая масса ПГ, т	10,987	34,114
Масса ГК до заправки, т	15,500	48,126

Табл. 6

Транспортировка грузов отличается от рассматривавшихся пилотируемых экспедиций большей долей топлива и сырьевых компонентов в общем грузопотоке в космос, и, как следствие, меньшей удельной стоимостью доставки груза.

в начало

Что мы забыли на Луне

   В период «лунной эпохи» с 1959 по 1973 годы Луна была интенсивно исследована автоматами и шестью экспедициями с участием человека. На Землю доставлен лунный грунт из девяти районов. Прошло достаточно времени, чтобы результаты исследований были тщательно обработаны и осмыслены. Насколько мы удовлетворены результатами исследований? Ажиотаж лунной гонки и стремление «застолбить» научный приоритет отнюдь не способствовали вдумчивому составлению научной программы. Так, важнейшее открытие – наличие запасов льда в полярных областях Луны было сделано много позже.
   Сравнение изотопного состава земных и лунных пород показало их существенное отличие. Возраст Земли и Луны оказался одинаковым. Нет окончательного ответа на один важный вопрос – об истории образования лунных морей. А возможно, что этот вопрос – ключевой для понимания некоторых процессов образования планет в Солнечной системе.
   Луна всегда повёрнута к Земле одной стороной, обратная сторона была скрыта от человечества до тех пор, пока советские АМС не передали её первые снимки. Тогда же выяснилось, что обратная сторона Луны существенно отличается от видимой. На ней почти нет «морей» - обширных ровных и тёмных участков лунной поверхности, на которых следы крупных ударных кратеров редки и выглядят относительно свежими. Напротив, лунная «суша» просто испещрена ими, многие имеют следы эрозии. Это даёт основание считать лунные моря относительно молодыми образованиями. Насколько они молоды? Результаты изучения образцов лунного грунта оказались неоднозначными. Во-первых, они показали, что возраст лунных морей существенно различается. Во-вторых, разные породы из одного места показали разный возраст. Так, кристаллические породы из Моря Спокойствия показали в-основном 3,7 ·10⁹ лет, отдельные образцы - (2,3-4,4) ·10⁹ лет, а пыль и брекчии (4,6-4,7) ·10⁹ лет. Возраст Океана Бурь определён в (1,7-2,7) ·10⁹ лет, но там же найден камень-долгожитель 4,6 ·10⁹ лет.
   Столь разный возраст морей маловероятен, гораздо логичнее было бы предположить, что они родились в одну селенологическую эпоху в результате одного процесса. Плотность ударных кратеров для всех морей заметно не отличается. Можно ли доверять результатам исследований и их интерпретации? Похоже, их следует переосмыслить по следующим причинам.
   Пыль и брекчии содержат в большом количестве остатки межпланетной материи, в виде выпавшей межпланетной пыли и осколков метеоритов. Скорость столкновения с Луной для некоторых из них ненамного превышала 3 км/с, поэтому при ударе могли сохраниться как их отдельные фрагменты, так и маркеры возраста. Время рождения большинства таких объектов следует отнести к периоду образования Солнечной системы – не меньше 4,6 ·10⁹ лет.
Нельзя исключить и вброс грунтового материала с удалённых участков поверхности Луны.
   Относительно небольшое количество инородного (привнесённого) вещества почти целиком сосредоточено в приповерхностном слое, и составляет в нём заметную долю. Именно этот слой и был наиболее тщательно изучен.
   Поверхностный слой лунных морей мог быть образован лёгким нерасплавленным шламом толщиной в единицы или десятки метров. Поэтому приповерхностные образцы породы могут быть и старыми. Чтобы судить о возрасте «морей», нужно взять образцы с достаточной глубины.
   Расплавленная магма, заполнившая котловины «морей» могла содержать реликтовые маркеры возраста, например, циркон.
   В лунных морях прослеживаются крупные кольцеобразные структуры, что дало повод говорить об их ударном происхождении. Но связь между образованием ударных бассейнов и заполнением их лавой вызывает большие сомнения. И главная загадка здесь – распределение «морей» по поверхности Луны. Если бы крупное небесное тело прошло мимо Земли, разрушилось в поле её тяготения, а обломки встретили на пути Луну, то множество ударных бассейнов могло бы образоваться бы именно на её видимой стороне. Случай возможный, но маловероятный. Однако, обратная сторона Луны также не лишена крупных ударных бассейнов.
   На увеличенных фотографиях Луны видно, что ровная поверхность лунных морей представляет собой застывшие разливы лавы. Это не лавовые потоки, подобные вулканическим, а обширные и ровные лавовые поля. Лава здесь проступила из глубин через сеть разломов-трещин, покрывших большие площади нашего спутника. Очень похоже, что трещины имеют невулканическое происхождение и появились не в результате давления газов магмы или проплавления твёрдых пород, а из-за деформации твёрдой и тонкой оболочки Луны.
   Вышесказанное даёт основание выдвинуть гипотезу о том, что основной кластер лунных морей образовалися за короткую по геологическим меркам эпоху окончания синхронизации периодов вращения Луны вокруг собственной оси периода её орбитального вращения вокруг Земли. Эти "моря" представляют собой проступившую через твёрдую поверхность приливную волну, затопившую низменные участки поверхности, а событие имело катастрофический характер.
   Гипотеза "Приливной катастрофы" опирается на предположение о том, что Луна не всегда была повёрнута к Земле одной стороной. Когда-то период её вращения был меньше, а лунные сутки - короче лунного месяца. Но постепенно вращение замедлялось из-за приливных сил, вызванных притяжением Земли. Аналогично, но медленнее замедляет своё вращение и Земля. Замедление вращения происходит из-за неупругих деформаций, внутреннего трения, перетекания жидкой фазы в породах при их периодических смещениях во время приливов-отливов. Пока вращение небесного тела достаточно быстрое, оно ведёт себя преимущественно как твёрдый предмет, сопротивляясь неупругим приливным деформациям. Из-за этого форма небесного тела не успевает отслеживать циклические изменения гравитационного поля, приливная волна далека от максимальных значений.
   По мере замедления вращения под действием приливных сил высота приливной волны увеличивается, что вместе с нагревом приводит к росту источников диссипации энергии, поэтому процесс замедления ускоряется. Заключительный период синхронизации вращения с орбитальным движением протекает быстро и приводит к выделению значительного количества энергии в подповерхностных областях.
   Потенциал приливной волны для Луны сегодня составляет около 300 м, но в прошлом он мог быть в 3-5 и более раз выше, так ка Луна располагалась ближе к Земле. В момент синхронизации вращения твёрдая лунная кора не выдержала напряжения деформаций и растрескалась, после чего магма проступила на поверхность и затопила низменные области. Вероятно, растрескивание не миновало и возвышенные участки, но из-за их высоты магма только поднялась по трещинам до определённого уровня, не достигнув поверхности. То, что произошло, заслуживает названия «Приливная катастрофа».
   После выхода магмы на поверхность возникла такая асимметрия формы Луны, которая сделала её ориентацию на Землю устойчивой.
   Приливная катастрофа объясняет отсутствие «морей» у полюсов и их малую площадь на обратной стороне Луны. Не противоречит она и наличию масконов – приливные силы вызывают подповерхностный, но не глубинный разогрев, поэтому общей дифференциации вещества по плотности может и не быть.
   Гипотеза приливной катастрофы говорит о том, что массивные небесные тела, обращающиеся вокруг других массивных тел, в своей жизни могут иметь кратковременный период, в течение которого происходит их интенсивный внутренний разогрев под действием приливных сил. Это позволяет по-новому взглянуть на некоторые аномалии объектов Солнечной системы. Например, небольшой спутник Сатурна Энцелад (диаметр около 500 км) находится в полужидком состоянии, при этом вода местами пробивается наружу, в то время, как другие, более крупные спутники, не имеют признаков внутреннего расплава.
   Но ещё более интересно другое небесное тело. 15 декабря 1970 года спускаемый аппарат советской АМС «Венера 7» достиг поверхности Венеры. Условия на поверхности планеты оказались чудовищными - давление более 90 атмосфер и температура около 500 °С. Тогда и возник термин «парниковый эффект». Он состоит в том, что солнечный свет нагревает поверхность и нижние слои атмосферы, а тепловое излучение удерживается углекислым газом, которого в атмосфере более 96%. Однако, исследования показали, что поверхности планеты достигает лишь 3-4% солнечных лучей. Интересно ведёт себя температурный градиент атмосферы - он имеет адиабатический профиль от поверхности до высоты около 50 км (приблизительная высота нижней границы облачного покрова), затем он уменьшается вдвое и сохраняется таким до разреженных слоёв (около 80 км). То есть, несмотря на огромное по земным меркам количество углекислого газа, верхняя атмосфера всё-таки отдаёт тепло в космос, а парниковый эффект вызывают облака.
   Исходя из полученных данных и некоторых расчётов (обратная экстраполяция количества воды в атмосфере по соотношению изотопов водорода, обнаружение ударных кратеров), некоторые учёные склоняются к тому, что ранее условия на Венере были более мягкие, и даже могла существовать жидкая вода, но каким-то образом произошёл перегрев, и большое количество углекислоты перешло в атмосферу.
   Вполне возможно, что эти события произошли совсем недавно по геологическим масштабам времени, и были вызваны такой же приливной катастрофой, которая в своё время постигла Луну. Действительно, Венера вращается очень медленно по сравнению с другими планетами. Период обращения – 243 земных суток, это больше чем венерианский год (вращение обратное). Наклон оси планеты к плоскости орбиты мало отличается от перпендикуляра - 87,36, и это чёткий признак состоявшейся приливной катастрофы. И, конечно, подповерхностный прогрев тела планеты куда лучше способствовал бы выходу газов из глубин, чем поверхностный разогрев.
   Если на Венере действительно состоялась приливная катастрофа, то сегодня мы наблюдаем её заключительную стадию. Тогда планета должна настолько быстро замедлять вращение, что это будет легко измеримо с помощью приборов, доставленных на её орбиту. И, если это подтвердится, то у человечества появится новая надежда. Дело в том, что период катастрофического торможения будет недолгим, возможно, около миллиона лет, и человеческая популяция имеет шансы сохраниться к этому времени. Тогда появится возможность сделать планету обитаемой, разово выморозив углекислый газ из атмосферы на теневой стороне планеты. На освещённой стороне будет экстремально сухой климат с давлением 2,8-3,5 атмосферы, что позволит создавать изолированные обитаемые зоны с давлением, равным атмосферному. Зона комфортного обитания будет по площади не меньше Африки, а своеобразные условия придадут венерианской цивилизации некоторые интересные особенности.

в начало