Карфидов В. «Космонавтика», 2021 г.
8.2. Вторая попытка - программа «Constellation» (2004 г.)
14 января 2004 г. Президент США Джорж Буш-младший провозгласил «Новое Ви́дение в Космических Исследованиях» (New Vision for Space Exploration), в соответствии с которым перед Соединенными Штатами ставились следующие задачи в космосе:
- завершить строительство МКС к 2010 году и после этого прекратить эксплуатацию МТКК «Space Shuttle»;
- создать к 2014 году новый КК;
- «вернуться» на Луну и создать там постоянно действующую базу;
- начать подготовку к пилотируемой экспедиции на Марс.
До возобновления пилотируемых полетов на Луну предварительно должны быть проведены исследования Луны с помощью АМС.
Программа NASA по реализации «Нового В́дения» Буша получила наименование «Constellation» («Созвездие»).
В соответствии со сформулированной NASA концепцией программа «Constellation» была разделена на этапы (названные в американских источниках «Спираль 1», «Спираль 2» и т.д.), первые четыре из которых были сформулированы следующим образом:
Этап 1. Создание 6-местного КК CEV (Crew Exploration Vehicle - пилотируемый исследовательский корабль) Block I (для орбитальных полетов) и РН для него - CLV (Crew Launch Vehicle), - для обеспечения полетов на орбиту ИСЗ, а также разработка серии АМС для беспилотных исследований Луны.
Этап 2. Создание КК CEV Block II (для полетов к Луне). Продолжительные экспедиции на Луну. Пребывание экипажей на Луне будет длиться от 4 до 14 суток. Продолжение разработки беспилотных КА для обеспечения лунных экспедиций.
Этап 3. Длительные экспедиции на Луну (от 14 до 98 суток). На этом этапе для поддержания пребывания экспедиций на Луне туда предварительно должны доставляться жилые модули и энергетические установки.
Этап 4. Создание средств для осуществления пилотируемого полета на Марс.
В 2004 году график предполагаемых полетов КК CEV выглядел так:
2008 г. - первый испытательный полет прототипа КК;
2010 г. - начало сложных испытательных полетов КК;
2011 г. - беспилотный полет КК CEV Block I;
2013 г. - беспилотный полет КК CEV Block II;
2014 г. - первый пилотируемый полет КК CEV Block I на орбиту ИСЗ;
2015 г. - первый пилотируемый полет КК CEV Block II на Луну.
В табл. 1.53 показан предварительный график планировавшихся запусков АМС и пилотируемых полетов к Луне.
8.2.1. Предварительные проекты
8.2.1.1. Исходные требования к CEV
01.03.05 г. NASA опубликовало Требования к Предложениям (Request for Proposals, RFP), на основании которых компании, желающие принять участие в конкурсе, должны были подготовить свои предложения по разработке КК CEV и по всему спектру программы «Constellation».
В соответствии с RFP, КК CEV должен был иметь следующие характеристики:
- стартовая масса КК не свыше 20 т;
- КК должен иметь возможность выполнять полеты в автоматическом режиме, а также с одним, двумя, тремя или четырьмя членами экипажа;
- на одного члена экипажа должно приходиться не менее 3,54 м
3 свободного объема герметичного отсека;
- длительность полета КК до 16 суток;
- КК должен иметь возможность маневрировать, сближаться и стыковаться с другими КА - объектами программы «Constellation»;
- КК должен иметь возможность возвращаться на Землю с окололунной орбиты без использования других объектов;
- КК должен иметь возможность прерывания полета независимо от систем управления РН и отлетной ступени и должен сохранять работоспособность при двух отказах компонентов критических систем;
- расчетный жизненный цикл КК составляет 20 лет при 4 полетах в год;
- первый пилотируемый полет КК на орбиту ИСЗ должен состояться в 2014 году.
Предложения должны были быть поданы до 02.05.05 г., после чего NASA в сентябре 2005 г. должна была выбрать две компании, которые получат контракты на 1-й этап разработки КК CEV. До конца 2008 года эти две компании должны будут провести демострационный полет прототипа КК и представить необходимые материалы по требованиям конкурса. В конце 2008 года NASA определит победителя конкурса, который получит контракт 2-го этапа на создание пилотируемого КК CEV. В дальнейшем эти сроки были сокращены.
8.2.1.2. Конкурсные предложения
Первые контракты по программе «Constellation» NASA заключила еще в сентябре 2004 г. Восемь компаний, получившие контракты, должны были подготовить предложения как по КК CEV, так и по концепции исследований Луны пилотируемыми экспедициями. Еще три фирмы (Raytheon, SAIC и SpaceHAB Corp.) получили контракты только на подготовку концептуальных предложений по лунным исследованиям.
В таблице ниже дано краткое сравнение предложений фирм-конкурсантов.
8.2.1.2.1. Andrews Space
Компания Andrews Space предложила на конкурс проект транспортного корабля Commercial Logistics Vehicle (CLV) «Olympus». Проект содержал серию вариантов КК CLV, основанных на использовании универсального приборно-агрегатного отсека, к которому присоединяется целевой модуль. В качестве вариантов такого модуля предусматриваются возвращаемый аппарат (пилотируемый КК), негерметичная платформа для доставки крупногабаритных грузов или герметичный грузовой отсек. Пилотируемый вариант КК может доставить на орбиту и обратно от 2 до 10 членов экипажа. В качестве базовых вариантов проработаны четырехместный и шестиместный варианты КК CLV.
Возвращаемый аппарат КК «Olympus» имеет форму, аналогичную командному отсеку КК Apollo. ПАО имеет диаметр 5,4 м, в зависимости от целевого назначения может быть оснащен двумя солнечными батареями.
8.2.1.2.2. Boeing Со.
В соответствии с предложением фирмы Boeing Co., на первом этапе осуществления программы «Constellation» должен быть создан Apollo-подобный КК CEV и РН грузоподъемностью до 20 т. Возможно использование модифицированной РН Delta IV.
На втором этапе программы предполагалось создать серию РН грузоподьемностью до 100 т и набор модулей для выполнения всего спектра задач, как на орбите ИСЗ, так и в полетах на Луну. Кроме того, на этом этапе должно быть разработано специальное оборудование для работы на Луне, связные и навигационные спутники на окололунной орбите, а также АМС для выбора и исследования мест предстоящих высадок лунных экспедиций.
Штатный КК CEV должен был состоять из командного модуля (спускаемого аппарата) CCM - Crew Control Module, - и ресурсного модуля RM - Resource Module. Вместо пилотируемого модуля CCM мог быть установлен возвращаемый грузовой модуль.
В предложении фирмы Boeing были показаны также проекты лунного КК, сборочной базы на околунной орбите и марсианского КК.
8.2.1.2.3. Lockheed Martin Corp.
Компания Lockheed Martin Corp. предложила проект крылатого КК CEV.
КК состоит из трех модулей - двигательный отсек, цилиндрический орбитальный отсек и возвращаемый аппарат, имеющий несущий корпус и треугольное крыло высокой стреловидности. Вертикальный стабилизатор отсутствует.
На корпусе орбитального отсека закреплены четыре раскрывающиеся панели солнечных батарей. На боковой стороне ОО расположен стыковочный узел.
Масса КК в стартовом положении - около 70 т.
8.2.1.2.4. Northrop Grumman
Фирма Northrop Grumman предложила многоцелевой четырехместный КК, по компоновке и форме СА повторяющий российский КК «Союз» (или китайский «Шеньчжоу»), а также универсальный лунный модуль. Главное отличие КК CEV должно было заключаться в том, что орбитальный отсек основного КК (ОО) используется также в качестве кабины пилотов в лунном посадочном корабле. ОО имеет стыковочные узлы с двух торцов и может отстыковываться от СА, а после взлета лунного корабля (взлетной ступени) с Луны вновь стыковаться к СА.
Для полетов на орбиту ИСЗ и к Луне должны были использоваться РН двух типов: модифицированная РН Delta II (для выведения КК CEV на орбиту ИСЗ) и вновь разрабатываемая РН грузоподъемностью 55 т (для запуска разгонных блоков и лунного модуля).
Схема лунных экспедиций по предложению Northrop Grumman должна была выглядеть следующим образом.
Доставка беспилотных модулей на Луну осуществляется по трехпусковой схеме, во всех трех запусках используется перспективная РН грузоподъемностью 55 т:
- первым пуском на орбиту ИСЗ выводится РБ ETS (Exploration Transfer Stage);
- вторым пуском выводится лунный модуль LL (Lunar Lander);
- третья РН выводит грузовой модуль CM (Cargo Module).
После очередной стыковки, РБ ETS переводит комплекс «LL+CM» на траекторию полета к Луне. Модуль LL обеспечивает выход на орбиту ИСЛ и мягкую посадку в заданном районе.
Пилотируемые экспедиции совершаются по четырехпусковой и идеологически несколько иной, чем доставка на Луну беспилотных модулей, схеме:
1. Аналогично схеме доставки на Луну беспилотного модуля, двумя запусками обеспечивается сборка на ИЗС комплеска «ETS+LL».
2. РН грузоподъемностью 55 т выводит на орбиту ИСЗ разгонный блок ETS, а модифицированная РН Delta II - КК CEV;
3. КК CEV стыкуется с РБ ETS, после чего оба комплекса - «ETS+LL» и «ETS+CEV» с помощью РБ ETS выводятся в либрационную точку L1 системы Земля-Луна;
4. В точке L1 выполняется стыковка комплекса «ETS+CEV» с лунным модулем LL и принимается решение о возможности посадки на Луну;
5. В случае решения о невозможности посадки (в том числе из-за невыполнения стыковки с лунным модулем), КК CEV с помощью РБ ETS переводится на траекторию возвращения на Землю;
6. При принятии положительного решения (после стыковки с LL), выполняется расстыковка КК CEV по стыку «СА-ОО» (десантный экипаж находится в орбитальном отсеке КК, пристыкованном к LL), и LL выполняет посадку на Луну. Орбитальный отсек КК и взлетная ступень LL занимают в этом случае место грузового модуля;
7. После завершения пребывания на Луне, LL с орбитальным отсеком стартует с Луны и выходит в точку либрации L1, где его ждет комплекс «ETS+CEV (без ОО)»;
8. Комплекс «LL+ОО» пристыковывается к CEV, обеспечивая переход экипажа из орбитального отсека в СА, после чего комплекс «ETS+CEV (без ОО)» переходит на траекторию полета к Земле.
8.2.1.2.5. Orbital Sciences Corp.
Фирма Orbital Sciences Corp. предложила модульную конструкцию КК CEV. Три варианта КК отличаются служебным отсеком. Минимальный вариант предназначен для доставки экипажей на МКС либо другую орбитальную станцию. Промежуточный вариант КК рассчитан на выполнение сборочно-монтажных работ и операций, требующих значительных энергетических затрат. Максимальный размер служебного отсека применяется для полетов к Луне и к Марсу.
Во всех трех вариантах используется один и тот же командный модуль, имеющий форму увеличенного КМ «Apollo». Экипаж КК - 4 человека.
Для выведения КК CEV на орбиту фирма предложила разработать РН грузоподъемностью 80 т. РН должна использовать элементы системы МТКК «Space Shuttle»: твердотопливные ускорители и первую ступень, разработанную на базе подвесного топливного бака. В качестве второй ступени предлагалось устанавливать модифицированную РН Delta IV.
Лунный посадочный корабль (LL - Lunar Lander) предлагалось выводить на окололунную орбиту отдельной РН. Lunar Lander фирмы Orbital Sciences Corp. является одноступенчатым многоразовым КК для доставки экипажа или груза с окололунной орбиты на поверхность Луны и обратно. LL может быть перезаправлен с помощью танкера, доставляемого на окололунную орбиту отдельным запуском РН. Масса груза, доставляемого на поверхность Луны лунным посадочным кораблем - 14,5 т в грузовом варианте, или четыре члена экипажа в пилотируемом варианте.
8.2.1.2.6. t/Space
Компания t/Space (Transformational Space Corp., г. Менло-Парк, шт. Калифорния) предложила трехэтапную транспортную систему «Земля - орбита ИСЗ - точка либрации L1 - Луна». Для каждого этапа путешествия компания t/Space предлагает использовать специальные КК, при этом организуются «пересадочные станции» - на орбите ИСЗ и в точке L1.
Всего предложенная компанией t/Space система включает несколько типов КК:
- пилотируемый КК «CXV»;
- танкер «Земля-орбита ИСЗ»;
- транспортный КК «XV»;
- транспортный КК «XV/OM»;
- грузовой КК «Земля-L1»;
- танкер «Земля-L1»;
- пилотируемый лунный КК;
- грузовой лунный КК.
КК «CXV» представляет собой модифицированную капсулу спутников-разведчиков «Discoverer Corona». Диаметр КК 4,3 м, длина 4,5 м. Проектная масса 3,7 т. На днище капсулы предполагается установить стыковочный узел. КК должен иметь четыре раскладные панели солнечных батарей, двигательные установки маневрирования и ориентации. Экипаж КК 4 человека.
Спуск КК должен происходить по баллистической траектории, но с использованием аэродинамической подъемной силы благодаря смещенному центру тяжести. Максимальные перегрузки при спуске не более 4g.
Посадка КК «CXV» производится на парашютах на воду. На случай отказа парашютной системы КК оборудуется катапультными креслами с индивидуальными парашютами для всех членов экипажа. КК рассчитан на многократное использование.
На участке «Земля - орбита ИСЗ» перевозки пассажиров осуществляют КК «CXV» («Crew Transfer Vehicle» - аппарат для перевозки экипажа). На орбите ИСЗ выполняется стыковка «CXV» с транспортным кораблем «XV». Пассажиры переходят в транспортный корабль, который доставляет их в точку L1. Грузы могут либо перегружаться в транспортный корабль, либо непосредственно запускаться с Земли в транспортном грузовом корабле в точку L1. Компания t/Space представила несколько вариантов транспортного КК «XV», различающихся как расположением двигательного отсека, так и вместимостью. Один из вариантов предусматривал присоединение орбитального модуля «OM», который должен был обеспечивать экипажу комфортное пребывание при длительных полетах по орбите ИСЗ или при перелете до точки L1.
В точке L1 выполняется вторая стыковка и вторая пересадка (перегрузка) - из транспортного корабля «XV» в одноступенчатый лунный корабль. Лунный корабль выполняет посадку на Луну, а после выполнения задачи стартует с Луны и выходит в точку L1. Для заправки лунных кораблей с Земли в точку L1 запускаются корабли-танкеры.
Лунные посадочные КК разрабатываются в двух вариантах - пилотируемые и беспилотные грузовые. Лунные КК унифицированы по основным системам и отличаются только наличием пассажирской кабины либо установкой вместо нее грузового контейнера. После посадки на Луну контейнер выгружается из КК целиком, и КК может возвращаться в «пересадочную станцию» L1, либо дожидаться загрузки грузового контейнера с доставляемыми с Луны материалами.
Для запуска КК должен использоваться воздушный старт. КК с двухступенчатой РН QuickReach-2, которую разрабатывала фирма AirLaunch LLC, подвешивается к самолету-носителю VLA (Very Large Aircraft) и отцепляется от него на высоте 7,5 км. Самолет-носитель, так же, как капсула КК «CXV», по заказу фирмы t/Space разрабатывается компанией Scale Composites. Возможно также использование самолета Boeing-747.
По планам компании t/Space 2004 года, первый беспилотный запуск КК «CXV» должен был состояться летом 2008 года, а первый пилотируемый - летом 2009 года.
8.2.2. Уточнение требований по итогам предварительного конкурса
Предполагалось, что до конца 2005 года будут выбраны две компании, претендующие на право получения заказа на постройку КК CEV. В 2008 году компании должны были продемонстрировать запуском прототипов КК CEV осуществимость своих технических решений, после чего NASA должна назвать компанию, с которой будет подписан контракт на создание КК CEV.
В мае 2005 года на пост руководителя (Администратора) NASA был назначен Майкл Гриффин. Гриффин принял решение сократить разрыв в космических полетах, который образовывался между планируемым завершением полетов МТКК «Space Shuttle» (2010 год) и началом полетов нового КК CEV (2014 г.).
Для реализации этого Гриффин проделал следующее:
- создал специальную комиссию ESAS (The Exploration System Architecture Study), которой было поручено проработать предложенные проекты и выбрать обоснованные принципиальные технические решения по всей программе «Constellation»;
- по представлению комиссии ESAS утвердил две компании - Lockheed Martin Corp. и объединенная команда Northrop Grumman Corp./Boeing Co., - получающие контракты 1-го этапа;
- отменил требование об испытательном запуске в 2008 году КК-прототипа;
- назначил на 2006 год выбор победителя конкурса на строительство КК CEV:
- установил требование начала пилотируемых полетов КК CEV в 2011 году.
В результате работы комиссии ESAS были сформулированы задачи, решение которых должны обеспечивать космические средства, разрабатываемые по программе «Constellation»:
- доставка экипажей на МКС и обратно;
- доставка герметизированных грузов на МКС и обратно;
- доставка на МКС негерметизированных грузов;
- доставка груза и экипажа в произвольную точку Луны и возвращение обратно на Землю в 7-дневной экспедиции;
- доставка груза и экипажа на Южный полюс Луны и возвращение обратно на Землю;
- доставка грузов в произвольную точку Луны для обеспечения экспедиции;
- доставка груза и экипажа на поверхность Марса и возвращение обратно на Землю после 6-месячного пребывания на Марсе
Комиссия ESAS проанализировала различные схемы полетов на орбиту ИСЗ и на Луну, различные конфигурации КК CEV и Lunar Lander, а также различные варианты РН. В результате были выбраны основные параметры средств космической техники для программы «Constellation», которые и были названы в качестве отправного пункта для 1-го этапа конкурса. Ниже изложены основные рекомендации комиссии ESAS.
8.2.2.1. КК CEV
КК CEV планировалось создать в пяти вариантах (табл. 1.55):
- Block 1A - КК для доставки экипажей на МКС;
- Block 1B - грузовой КА для доставки на МКС герметизированных грузов;
- CDV (Cargo Delivery Vehicle) - грузовой КА для доставки на МКС негерметизированных грузов;
- Block 2 - для полетов на Луну;
- Block 3 - для пилотируемых экспедиций на Марс.
8.2.2.2. КК CEV Block 1A
КК CEV Block 1A - первый пилотируемый КК, который должен был быть создан по программе «Constellation». КК предназначался для выполнения полетов к Луне, а также для обслуживания МКС - доставка на МКС сменных экипажей и возвращение их на Землю, доставка некоторого количества груза.
КК состоит из двух унифицированных отсеков: возвращаемого отсека экипажа (командный модуль, CM - Crew Module) и служебного отсека (SM - Service Module).
СМ КК CEV по форме аналогичен командному модулю КК «Apollo», но имеет существенно бoльший максимальный диаметр - 5,5 м вместо 3,9 м, - при почти такой же высоте - 3,62 м вместо 3,66 м у CM «Apollo». Герметичный объем CM равен 29,4 м
3, объем, свободный от оборудования - от 12 до 15 м
3.
В кабине поддерживается нормальная земная атмосфера, давление также соответствует земному на уровне моря. Экипаж КК - 3 человека, однако должна быть предусмотрена возможность размещения в CM до 6 человек.
Корпус CM имеет аэродинамическое качество, равное 0,34. После баллистического торможения раскрывается сначала двойной вытяжной парашют, затем три стабилизирующих парашюта и, наконец, три основных парашюта. Перед раскрытием основных парашютов сбрасывается одноразовый теплозащитный экран. Посадка СМ выполняется на сушу, на четыре надувных кевларовых мешка. Допускается посадка на воду.
CM должен быть рассчитан на десятикратное использование.
Служебный модуль является одноразовым, его спасение не предусмотрено. В SM располагается двигательная установка, системы электроснабжения и другое оборудование. На корпусе SM установлены две раскрываемые панели солнечных батарей, обеспечивающих потребляемую мощность 9 квт.
Двигательная установка КК CEV состоит из маршевого двигателя с регулируемой тягой 2,3-6,8 тс и 24 ЖРД ориентации и маневрирования тягой по 45,4 кгс. Все ЖРД работают на жидких кислороде и метане. Запас топлива обеспечивает приращение характеристической скорости КК, равное 1 544 м/с.
КК должен иметь ресурс пребывания в составе МКС (или другой ОС), равный шести месяцам.
Стартовая масса КК (без РДТТ САС) равна 22,9 т, в т.ч. масса CM - 9,2 т, масса SM - 13,4 т.
8.2.2.3. КК CEV Block 1B
КК CEV Block 1B - грузовой КА на базе пилотируемого КК CEV Block 1А. Основное отличие заключается в том, что вместо оборудования для экипажа (кресла, агрегаты СЖО, ручное управление и др.) в герметичной кабине CM освобождено место для размещения грузов, доставляемых на МКС. Кроме того, грузоподъемность КК CEV Block 1B несколько увеличена за счет отсутствия РДТТ САС.
Модуль SM используется без изменений.
8.2.2.4. КА CDV
КА CDV - грузовая модификация КК CEV Block 1А. Отличием от грузового варианта CEV Block 1B является то, что вместо герметичного грузового модуля CM Block 1B устанавливается негерметичный контейнер, в котором могут размещаться большеразмерные грузы для доставки к МКС. Как и в случае КК CEV Block 1B, служебный модуль SM остается без изменений, за возможным исключением количества заправляемого топлива.
8.2.2.5. КК CEV Block 2
КК CEV Block 2 предназначен для выполнения лунных экспедиций. Принята следующая схема полета:
- первым пуском тяжелой РН на орбиту ИСЗ выводится комплекс, состоящий из лунного КК LSAM и разгонного блока EDS;
- вторым пуском средней РН на орбиту ИСЗ выводится КК CEV Block 2 с четырьмя членами экипажа;
- КК CEV выполняет стыковку с комплексом LSAM+РБ EDS, после чего РБ EDS переводит состыкованные КК CEV и LSAM на траекторию полета к Луне и отбрасывается;
- связка CEV+LSAM выходит на орбиту ИСЛ с помощью включения ДУ LSAM;
- экипаж переходит в LSAM, отстыковывается от КК CEV и выполняет посадку на Луну;
- КК CEV находится в беспилотном режиме на орбите ИСЛ все время пребывания экспедиции на Луне - от 7 дней в первых полетах до 6 месяцев в следующих высадках;
- по окончании срока пребывания на Луне экипаж стартует во взлетной ступени LSAM и выполняет стыковку с КК CEV;
- взлетная ступень LSAM отбрасывается, и КК CEV с помощью маршевого двигателя переводится на траекторию полета к Земле;
- перед входом в атмосферу Земли модули КК разделяются, и CM выполняет управляемое торможение в плотных слоях атмосферы, после чего осуществляется парашютный спуск и посадка на сушу.
Давление и состав атмосферы в кабине экипажа КК КК CEV Block 2 меняется во время полета: при старте атмосфера в кабине полностью соответствует земной, а после выхода на орбиту давление уменьшается до величины 0,66 атм., при этом содержание кислорода поддерживается на уровне 30%.
Количество заправляемого топлива в SM для КК CEV Block 2 на 2,13 т больше, чем для Block 1, и обеспечивает приращение характеристической скорости, равное 1 724 м/с.
Экипаж КК CEV Block 2 - 4 человека.
8.2.2.6. КК CEV Block 3
КК CEV Block 3 должен быть разработан для участия в марсианской экспедиции. В связи с тем, что на этапе работы комиссии ESAS ни схема полета на Марс, ни состав марсианского комплекса не были определены, комиссия решила, что требования к КК CEV Block 3 должны быть уточнены на следующих этапах разработки. Единственное требование, записанное в рекомендациях ESAS, это что экипаж КК должен составлять 6 человек.
8.2.2.7. Лунный КК LSAM
Для высадки на Луну должен был быть разработан КК LSAM - Lunar Surface Access Module (Модуль для достижения лунной поверхности).
LSAM представляет собой двухступенчатый КК, обеспечивающий переход комплекса CEV+LSAM с подлетной траектории на окололунную орбиту, посадку на Луну с экипажем из четырех человек, пребывание на Луне в течение 4-7 суток, взлет с Луны взлетной ступени и стыковку с CEV на орбите ИСЛ.
Посадочная ступень LSAM оборудуется четырьмя кислородно-водородными дросселируемыми ЖРД с максимальной тягой по 6,8 тс. Шесть баков с жидким водородом и два бака с жидким кислородом расположены кольцом вокруг двигателей, сгруппированных в центре. Запас топлива обеспечивает изменение скорости связки CEV+LSAM при выходе на окололунную орбиту на 1 390 м/с и изменение скорости LSAM при посадке - на 1 900 м/с. Ориентация LSAM при маневрах осуществляется с помощью двигателей взлетной ступени. Посадка LSAM выполняется на четырехопорное шасси.
Взлетная ступень состоит из герметичной кабины, двигательной установки и блоков с оборудованием. Кабина выполнена в виде цилиндрической оболочки диаметром 3,0 м и длиной 5,0 м. Внутренний объем кабины составляет 31,8 м
3. Внутри кабины поддерживается атмосфера с давлением 0,66 атм и содержанием кислорода 30%.
Кабина раздена на две части - собственно кабина, и шлюз с люком для выхода на повехность Луны. В центральной части оболочки сверху находится стыковочный андрогинный узел для стыковки с КК CEV. Двигательная установка взлетной ступени LSAM включает главный ЖРД тягой 4,54 тс и 16 ЖРД ориентации и маневрирования тягой по 45,4 кгс. Все ЖРД работают на жидких кислороде и метане. Главный двигатель обеспечивает приращение характеристической скорости 1 866 м/с. Двигатели маневрирования могут обеспечить прибавку скорости еще на 22 м/с.
К лунному КК LSAM и, в частности, к посадочной ступени, выставлено дополнительное требование - возможность полезного использования при пребывании на Луне следующих экспедиций.
8.2.3. РН для программы «Constellation»
Одним из ключевых моментов программы «Constellation», разработанной NASA в 2004 году в соответствии с «Новым Видением» Президента США Буша Дж.-младшего, являлось определение требований к средствам выведения в космос полезных грузов.
После проведенного анализа различных проектов модифицирования существующих и создания новых РН комиссия ESAS, пришла к решению о необходимости создания двух ракет-носителей: средняя РН CLV (Crew Launch Vehicle) и тяжелая РН CaLV (Cargo Launch Vehicle), позднее получивших названия Ares I и Ares V, соответственно. Предполагалось, что в конструкции создаваемых РН должны быть максимально использованы технологии и средства, разработанные по программе «Space Shuttle».
8.2.4. КК CEV «Orion»
В июле 2005 года были объявлены победители предварительного этапа конкурса на создание КК CEV 1-го этапа. Ими стали Lockheed Martin Corp. и объединенная команда Northrop Grumman Corp./ Boeing Co., получающие, таким образом, контракты на 1-й этап работ по программе «Constellation».
В конце 2006 года NASA сообщила, что победителем 2-го этапа конкурса утверждается фирма Lockheed Martin Corp., которая и становится, таким образом, головным разработчиком КК CEV.
Одновременно было утверждено название КК CEV - «Orion», хотя в начале года поступали неофициальные сведения, что КК будет называться «Antares».
В 2008 году NASA и Lockheed Martin Corp. подписали контракт на разработку, изготовление и испытания КК «Orion».
8.2.5. План запусков
Летом 2005 года примерный график планируемых запусков по программе «Constellation» выглядел следующим образом (табл. 1.56).
Запуски АМС были достаточно быстро удалены из графика. Как объяснил Администратор NASA Гриффин, в связи с недостаточным финансированием программы «Constallation» NASA вынуждена отказаться от создания всех лунных АМС за исключением ранее запланированной АМС «LRO».
В 2006 году график запусков по программе «Constellation» был уточнен и дополнен, как показано в таблице ниже.
Из этого плана было выполнено только два пуска: испытание САС при старте с Земли и суборбитальный пуск РН Ares I с габаритно-массовыми макетами второй ступени и КК.
Испытание САС при старте с поверхности (испытание PA-1) было проведено 06.05.10 г. Испытание прошло успешно, за 10 секунд после включения РДТТ САС имитатор спускаемого аппарата КК достиг высоты 1 184 м и совершил спуск с помощью парашютной системы.
28.10.09 г. был произведен первый испытательный суборбитальный пуск РН Ares I с штатной первой ступенью (пятисекционный твердотопливный ракетный блок - модификация твердотопливного ускорителя МТКК Space Shuttle) и габаритно-массовым макетом второй ступени и КК «Orion».
В начале 2010 года по настоянию Администрации Президента США Барака Обамы было принято решение о прекращении работ по программе «Constellation».
КК «Орион» продолжал разрабатываться, как транспортный КК для полетов к Луне по программам «Deep Space Gateway» (п. 8.3.2), а затем «Artemis» (п. 8.4).
8.2.6. Альтернативный проект DIRECT
Альтернативный проект, названный DIRECT, предполагал вместо РН Ares I и ARES V разработку семейства ракет-носителей Jupiter. Полеты к Луне должны были бы осуществляться по двухпусковой схеме с использованием двух РН Jupiter 246.
Схема полета к Луне по схеме проекта DIRECT выглядела следующим образом. Первая РН Jupiter 246 выводит на орбиту ИСЗ высотой 240 км разгонный блок EDS. Масса РБ EDS на орбите - 114 т, в том числе 101 т топлива. Вторая РН Jupiter 246 выводит на орбиту пилотируемый КК «Orion» массой 20,2 т и лунный посадочный КК LSAM массой 58,7 т. КК выполняет перестроение, стыкуясь с LSAM, затем сближается с РБ EDS и стыкуется с ним, завершая сборку комплекса. РБ разгоняет комплекс к Луне, при этом на траекторию перелета выводится груз массой 80,7 т вместо 71,1 т по программе «Constellation». На орбиту ИСЛ выводится комплекс массой 56 т, состоящий из КК «Orion» и LSAM, а выработавший топливо РБ EDS отбрасывается. Масса LSAM, совершившего посадку на Луну, может составлять 20,7 т вместо 14,0 т в принятой программе. КК «Orion» с полным запасом топлива ожидает на окололунной орбите.
Менее реалистично выглядел подвариант описанной схемы, в котором одной РН запускаются КК «Orion», LSAM и незаправленный РБ EDS. Комплекс должен сблизиться с находящейся на орбите ИСЗ «заправочной базой» и выполнить перекачку жидкого кислорода и жидкого водорода в баки РБ EDS. Емкости «заправочной базы» должны быть предварительно заполнены топливом, доставляемым одноразовыми РН на коммерческой основе. Сомнения вызывала техническая трудность хранения криогенных компонентов на орбите в течение неопределенного времени.
8.2.7. План строительства лунной базы
В декабре 2006 года в г.Хьюстон, США, на 2-й Международной конференции по исследованию и освоению Луны представителями NASA был представлен план строительства лунной базы. Местом расположения базы был выбран вал кратера Шеклтон в 4,5 км от Южного полюса Луны. В этой зоне отдельные места на склоне вала кратера освещены Солнцем в течение 70% времени, что позволяет обеспечить базу энергией за счет солнечных батарей и аккумуляторов.
Для разведки предлагалось направить в 2011-2012 году в выбранный район посадочную АМС среднего класса.
Для реализации строительства лунной базы проект посадочного корабля LSAM было предложено пересмотреть, изменив также программы пребывания на Луне пилотируемых экспедиций. Было предложено, чтобы экипаж, высадившийся на Луну, в отличие от лунных экспедиций «Apollo», не использовал взлетный модуль посадочного КК как место проживания в течение всего срока пребывания на Луне, а сразу переходил бы в специальный жилой модуль, находящийся в составе посадочного корабля либо доставленный предварительно в район высадки. Такая стратегия позволит не размещать во взлетном модуле ресурсы для многодневного проживания, а использовать взлетный модуль только как средство доставки экипажа с Луны на окололунную орбиту. Высвобождающийся резерв массы позволит доставлять на Луну вместе с взлетным модулем дополнительный полезный груз.
В декабре 2007 года посадочному кораблю LSAM было присвоено название «Altair».
Ниже приводится опубликованный NASA в 2006 году план создания лунной базы (вариант 5А в обозначениях NASA).
Обозначения в табл. 1.58:
- SPU - Solar Power Unit, солнечная энергоустановка мощностью 6 кВт;
- ровер - мобильный аппарат для передвижения членов экипажа по поверхности Луны;
- Hab - герметичный модуль;
- SMC - Surface Mobility Carrier, мобильный кран-погрузчик;
- PSU - Power Storage Unit, энергоаккумулирующий модуль мощностью 2 кВт;
- Log - складской модуль;
- ISRU - In-Situ Resource Utilization, комплекс по использованию местных ресурсов.
Начиная с экспедиции 5-B лунная база должна была обеспечивать проживание экипажа из четырех человек в течение 180 суток.
8.2.8. Закрытие программы «Constellation»
Основная проблема программы «Constellation» заключалась в несоответствии запланированного финансирования расходам, требуемым в реальности. Задуманная в 2004 году архитектура новой системы доставки грузов на орбиту предусматривала использование почти без переделок баков, твердотопливных ускорителей и двигателей системы Space Shuttle, в то время как результат пятилетних разработок показал необходимость создания всей системы практически заново. Это требовало резкого увеличения расходов и приводило к значительным сдвигам сроков. При сохранении же выделяемого финансирования полеты к Луне стали бы возможны не в 2015-2018 годах, как это было предусмотрено программой «Constellation», а лишь в середине 2030-х годов.
В мае 2009 года Президент США Барак Обама, сменивший на этом посту Джорджа Буша-младшего, заявил о необходимости пересмотра приоритетов США в космонавтике. Для подготовки решения была создана специальная комиссия под руководством сенатора Нормана Огастина, которая взамен широкомасштабной программы «Constellation» предложила концепцию «Flexible Path» («Гибкий путь»). Главным изменением в политике пилотируемого освоения космоса, которое было предложено комиссией Огастина, это замена строительства обитаемой базы на Луне на создание космической станции за пределами радиационных поясов Земли, как промежуточной ступеньки в подготовке межпланетных пилотируемых полетов.
В начале 2010 года стало известно, что Администрация Президента США Барака Обамы и NASA приняли решение о прекращении работ по программе «Constellation».
8.3. Третья попытка - «Гибкий путь» (2010 г.)
Концепция освоения космического пространства «Flexible Path» («Гибкий путь»), разработанная комиссией Огастина, предусматривала несколько этапов.
Первый этап заключался в создании сверхтяжелого носителя SLS и пилотируемого КК «Orion». Первый старт РН SLS планировалось осуществить в декабре 2017 года. В этом пуске беспилотный КК «Orion» должен был быть запущен в облет Луны с последующим приводнением в Тихом океане. В 2019 году полет предлагалось повторить пилотируемым КК «Orion» с экипажем из четырех человек.
На втором этапе должна была быть создана пилотируемая космическая станция DSH («Deep Space Habitat» - «Жизнь в глубоком космосе») и выполнены три полета к ней - один беспилотный испытательный полет и два пилотируемых. Станция DSH предназначалась для отработки мер защиты космонавтов в условиях длительного пребывания за пределами радиационных поясов Земли. Местом размещения станции DSH должна была быть выбрана одна из либрационных точек системы Земля-Луна - точка L1, расположенная между Землей и Луной, либо точка L2, находящаяся над невидимой стороной Луны.
Дальнейшими этапами предусматривались пилотируемая высадка на астероид, облет Марса и т.д.
Конечной целью объявлялась пилотируемая экспедиция на Марс.
Администрацией Президента Обамы рекомендации комиссии были одобрены, в результате чего NASA приступила к разработке программы по конкретизации «Гибкого пути». Первый этап сводился, по сути, к продолжению работ по КК «Orion» (с заменой названия CEV на MPCV) и разработке РН SLS вместо не оправдавшего себя проекта РН Ares.
Космическая станция DSH, которую предлагалось собрать около точки либрации L2 системы Земля-Луна (над невидимой стороной Луны), была переименована в DSG («Deep Space Gateway» - «Ворота в глубокий космос»). Станция должна была стать полигоном отработки технологий, необходимых для полета Марс и перевалочной базой для полетов в дальний космос.
Пилотируемая высадка на астероид, находящийся на гелиоцентрической орбите, трансформировалась в полет к астероиду, который было предложено сначала доставить на окололунную орбиту, а уже потом слетать к нему.
5.7. Golden Spike