Форум Новости Космонавтики

Дорогие друзья! Решил выложить часть своей переписки с Роскосмосом, авось кому-нибудь будет интересно. Модераторам можно перенести тему в соответствующий раздел, в зависимости от хода обсуждения. Итак:

 
Руководителю Федерального космического агентства
 
Поповкину В. А.
 
От Михальчука Михаила Владимировича
 
 
 
              Уважаемый Владимир Александрович
   В апреле этого года на сайте Роскосмоса был опубликован проект стратегии развития отрасли на период до 2030 года. Очевидно, что проект не окончательный, и будет дорабатываться. В контексте этой работы прошу вновь рассмотреть предложения, сделанные организацией «Энергообменные технологии» и мной лично начиная с 2003 года.
    В основе предложений лежит инициативная исследовательская работа по перспективным средствам выведения, проведённая в организации «Энергообменные технологии» и представленная в Росавиакосмос 14 февраля 2003 г., которая может стать основой долгосрочной космической программы.
 
    Предложения были следующие:
 
1. По тяжёлым носителям ограничиться программой «Ангара», отступить от полной унификации блоков и развивать технологический ряд, используя перелив топлива и сопутствующие технологии: однобаковые боковые блоки, выдвижной сопловой насадок на центральном блоке и т. д. При этом должна сохраняться унификация по диаметрам блоков, что позволит производить перспективные модификации на том же оборудовании. Высшим достижением такого подхода в перспективе была бы семиблочная трёхступенчатая компоновка с однобаковыми боковыми блоками и без верхней ступени с грузоподъёмностью около 36 т.
2. Создать экономически эффективное средство доставки на низкую орбиту топлива и/или жидких грузов оптимальной размерности.
3. Создать орбитальный заправочный комплекс (ОЗК) с длительным сроком существования, возможно, как часть орбитальной станции (после МКС).
4. Провести модернизацию имеющихся ракет-носителей, оснащая их новыми верхними ступенями, приспособленными для дозаправки на орбите, создать надёжный носитель лёгкого класса под выведение единичных полезных грузов характерной размерности непосредственно на ГСО.
    В сумме выполнение этих предложений означает создание многоцелевой системы средств выведения, основанной на специализации её компонентов. Кроме назначения эти элементы будут иметь разные приоритеты свойств:
1. РН повышенной грузоподъёмности: 
 Стоимость создания – приоритетна;
 Стоимость выведения – второстепенна;
 Грузоподъёмность – приоритетна;
 Надёжность – важна;
 Многоразовость/Долговечность - не требуется).
2. Средство доставки топлива:
 Стоимость создания – важна;
 Стоимость выведения – приоритетна;
 Грузоподъёмность – не имеет значения;
 Надёжность – второстепенна;
 Многоразовость/Долговечность – желательна.
 
3. ОЗК
 Стоимость создания – важна;
 Стоимость выведения – [/SIZE]второстепенна;
 Грузоподъёмность – -;
 Надёжность – (поддерживается экипажем);
 Многоразовость/Долговечность – приоритетна.
 
4. РН для ГСО:
 Стоимость создания – второстепенна;
 Стоимость выведения – важна;
 Грузоподъёмность – (согласно спросу);
 Надёжность – приоритетна;
 Многоразовость/Долговечность – второстепенна.

    Предпосылкой для предложенной структуры средств выведения послужил тот факт, что бóльшая часть грузов, выводимых на низкую орбиту, представляет собой жидкости, в основном – топливо разгонных блоков и топливо, доставляемое на МКС. Кроме того, в обозримом будущем отсутствуют достаточные потребности в выведении низкоорбитальных сверхтяжёлых грузов. Отсюда вполне закономерна стратегии в развитии специализации СВ, позволяющая значительно повысить возможности выведения на высокие орбиты и отлётные траектории без создания новых носителей повышенной грузоподъёмности.
    Схема выведения с использованием предлагаемой системы включает выведение связки полезного груза с последней ступенью РН на орбиту заправочного комплекса, доставки её на заправочный комплекс, заправки ступени и тестирование полезного груза, выведение полезного груза на назначенную  траекторию. В результате при использовании носителей существующей размерности можно будет решить все задачи на обозримую перспективу, включая пилотируемую экспедицию на Марс, если она потребуется. При этом решение многих задач ускорится, а затраты значительно снизятся. Например, пилотируемый полёт на Луну с параметрами проекта «Аполлон» потребует, по моим оценкам, 10-12 миллиардов рублей в нынешних ценах. Туристический билет на облёт Луны на КК «Союз» по стоимости превысит полёт на МКС не более, чем в 2 раза. А дозаправка последней ступени РН «Протон-М» позволяет вывести около 18 т на геопереходную орбиту или на отлётную траекторию к Марсу.
    Важная особенность предлагаемой системы в том, что программа её создания предполагает развитие уже существующих технологий и направлений космической деятельности, а стратегия использования позволяет плавно наращивать объёмы космической деятельности в разы, перманентно получая эффект от вкладываемых средств. Сокращение планов наращивания или приостановка использования системы повлечёт умеренные издержки по сравнению с прекращением использования эквивалентных ракет-носителей.
    В технологическом плане такая стратегия будет означать перенос акцента затрат с капитальных вложений на высокие технологии, в географическом – меньшие затраты при развёртывании средств выведения на других космодромах. Но ещё более важен системный аспект: предложенная система более полно использует заделы и  возможности технологического базиса космонавтики, в частности, у направления низкоорбитальных станций появляется смысл, а у пилотируемой космонавтики – полезная работа.
   Рассмотрение орбитальной заправки с точки зрения рентабельности выведения на геостационарную орбиту выявило, что при стоимости топлива на ОЗК, двукратно меньшей, чем стоимость выведения ПГ носителями общего назначения,  экономическая эффективность дозаправки при использовании среднеширотных космодромов уравнивается с прямым выведением с экватора. Наши исследования показали, что задача обеспечения такого соотношения стоимостей может иметь решение, были найдены пути и способы его достижения, сделаны технические и организационные предложения. Таким образом,  предложенная система способна решить стратегическую задачу - нивелировать национальный географический фактор при выведении аппаратов на геостационарную орбиту.
    Совокупность свойств предлагаемой системы даст новые возможности и позволит открыть новые направления космической деятельности, улучшит позиции отрасли как в программах международного сотрудничества, так и по коммерческим направлениям. В частности, она позволит начать новый этап исследования Солнечной системы тяжёлыми аппаратами, организовать коммерческую продажу топлива на орбите, выйти на новый уровень обслуживания ресурса ГСО.
    Немного об упомянутой инициативной работе и последствиях её рассмотрения. Работа по названием «Перспективные средства выведения космических аппаратов» была представлена в Росавиакосмос 14 февраля 2003 г., вх. № 622, и содержала концепцию перспективной системы СВ России, включая расчёты свойств СВ, стратегию их создания, применения и другие предложения. Далее работа была передана в ЦНИИмаш, который по итогам её рассмотрения сделал заключение исх. № 44447-30 от 28.04.03, подписанное В. И. Лукъященко. Как оказалось, в Заключении концепция не была рассмотрена в целом, его выводы коснулись отдельных моментов Работы и при этом не были лишены тенденциозности. В технической части выводов было обнаружено отсутствие понимания авторами Заключения основ динамики ракетного полёта, и в этом ЦНИИмаш до сих пор проявляет необъяснимое упорство.
    Кроме технических предложений в работе были предложены принципы системной организации, позволяющие сформировать подход к целям космической деятельности, оценить качество и обосновать необходимость/ненужность тех или иных структурных преобразований, определить выгодные уровни международного сотрудничества. К сожалению, и эта часть работы оказалась невостребованной.
   Прошло почти десятилетие, и с тех пор:
- создание РН по программе «Ангара» затянулось, при этом до сих пор нет уверенности в безущербном достижении заявленных характеристик, началось неформальное обсуждение организации перелива между блоками;
- эксплуатация МКС не приблизила нас к пониманию вопроса о роли пилотируемой космонавтики и о том, что с ней делать дальше;
- эксплуатация экваториального космодрома «Морской старт» привела к значительным убыткам;
- создание сколь-нибудь амбициозной программы космической деятельности сталкивается с проблемой отсутствия внятных объяснений в её необходимости;
- программа технологического сотрудничества «Урал» сегодня не имеет значимых результатов, а в перспективе в случае успеха грозит передислокацией коммерческих пусков с нашей территории на экватор.
    Такое состояние дел даёт основания вернуться к рассмотрению прежних, ранее отвергнутых предложений, концепций и планов. И, если заявленные предложения окажутся верными, то Стратегия развития космической деятельности России будет существенно скорректирована. В частности, в плане изменения приоритетов и из-за отсутствия достаточной важности предлагаю создание тяжелого пилотируемого корабля нового поколения вынести за пределы стратегических целей и определить как тактическую задачу, как по своей основе, так и по срокам. Вместо этого предлагаю дополнить Стратегию в IV части, рубеж 2020 года фразой:
«к моменту завершения эксплуатации МКС и не позднее 2020 года следует иметь высокую готовность создания орбитальной заправочной станции, приспособленной для эксплуатации как в пилотируемом режиме, так и в режиме периодических посещений».
Потребуются изменения и в IV части, рубеж 2030 года. В частности, к этому времени скорее всего не понадобятся ни сверхтяжёлые носители, ни парк космических буксиров. Введение в эксплуатацию системы средств выведения, включающей пп. 2,  3, и 4, радикально изменит потребность в сверхтяжёлых носителях, а буксиры станут лишним элементом в системе.  В любом случае сомнительно включать в стратегию решения по облику средств для её реализации. Вместо этого было бы разумнее обозначить достижение нового уровня развития средств выведения, соответствующего поставленным задачам, избегая излишней конкретизации.
    Предлагаемая система средств выведения позволяет по-новому взглянуть на перспективные цели в космосе. Уже давно обсуждаются такие перспективы, как пилотируемый полёт на Марс, лунная база, полёты к астероидам, но дальше обсуждения дело не идёт. С предложенной системой мы имеем возможность объявить такую цель уже сегодня и решать задачу её достижения преимущественно многоцелевыми средствами. При этом следует вспомнить предложенный в Работе парадоксальный, но продуктивный подход к космической деятельности: её нужно строить в первую очередь в интересах самой отрасли, её производственного и научно-технического базиса. Такой подход потребует обеспечения ритмичности работы системы СВ, и здесь будет оправдана следующая стратегия: заложить в систему некоторую избыточность, и использовать дополнительные мощности для накопления отдалённых по времени возможностей. Например, для создания в космосе запасов долгохранимых компонентов и материалов. В этом случае накопление следует начинать уже на этапе лётно-конструкторских испытаний составляющих системы, а сама цель пилотируемого полёта, как долго бы его ни пришлось ждать, будет очевидной реализацией новых возможностей. Такая стратегия достижения серьёзной цели позволит избежать перенапряжения сил в кульминационный момент развития проекта и кризиса остановки деятельности после него. Дальше я предлагаю рассмотреть ещё одно, более актуальное применение предложенных принципов.
    В последний год у нашей космонавтики было несколько неудач, и одна из них привлекла повышенное внимание – авария АМС «Фобос-грунт». Программу действий в этой ситуации можно выработать на основании того же подхода: главной целью проекта сделать собственные интересы космической отрасли России, его потенциал для её развития и укрепления. При этом основным результатом деятельности нужно считать не достижение конкретных целей, а накопление и совершенствование воспроизводимых технологий. Тогда любую научную миссию нужно рассматривать с двух сторон – как демонстрацию возможностей достигнутых технологий и как стимулирование дальнейшего развития технологий с прицелом на их дальнейшее применение.

    Что делать с «Фобос-грунтом»?

На мой взгляд, проект следует перевести из научных в разряд технологических. И тогда окажется, что технологии 20- летней давности, лежащие в его основе, уже неинтересны. Сегодня его прежней концепции нужно противопоставить разработку технологии достижения объекта в космосе в условиях низкой гравитации при эффективном расходовании ресурсов, включая поиск, сближение и проведение операций при непосредственном контакте. Исходя из современных представлений о техническом уровне, новый аппарат потребуется оснастить эффективными электроракетными двигателями малой тяги и минимум одним манипулятором. Технология будет иметь несколько применений:
- исследовательские миссии с забором грунта на небесных телах, обладающих низким уровнем гравитации;
- вылавливание грузовых аппаратов, не достигших цели самостоятельно;
- вылавливание и компактное складирование космического мусора в окрестностях геостационарной орбиты;
и другие.
    Прежде, чем лететь к Фобосу, следует минимум один аппарат отправить в испытательных целях на геостационарную орбиту, где исследовать в непосредственном контакте один из наших отказавших спутников, попытаться захватить его и перевести на орбиту захоронения. В этой операции будут опробованы технические приспособления и алгоритмы автоматики при оперативном контроле с Земли, и уже после их отработки можно будет готовить новый аппарат к Фобосу.
    В заключении хотелось бы отметить раздел Стратегии, касающийся организационных преобразований. Организационные процессы в отрасли идут давно и тянутся недопустимо долго. Но главное – не видно их грамотного обоснования. По-видимому, опыт слияний крупных аэрокосмических компаний в 90-х годах изучен недостаточно и глубокие выводы не сделаны. В результате по итогам работы создаваемых вертикально интегрированных структур можно ожидать сюрпризов. Здесь есть два «подводных камня». Первый – интеграция сама по себе недостаточна, и поэтому может принести как пользу, так и вред. Для успеха преобразований нужно провести оптимизацию структуры снизу доверху или наоборот, а для этого потребуется осознать сущность процессов и найти/создать организационный источник достаточной силы, что нелегко. Второй – стремление к вертикальной интеграции статистически ошибочно. Дело в том, что оптимальная форма структуры системы является функцией внешних условий, а они меняются. Из-за этого жестко определённая структура может способствовать развитию вначале и стать его тормозом через некоторое время. И по этим же причинам преобразования следует проводить в максимально сжатые сроки. Создание вертикально интегрированных структур – это далеко не новый и довольно простой способ преобразований. Думаю, что стратегия 21 века достойна большего – задачи создания структурно адаптивной системы внутриотраслевого взаимодействия.

    В наглядном виде с итогами Работы, предложениями и видением перспектив отечественной космонавтики можно ознакомиться на сайте: www.energoobmen.ru (http://www.energoobmen.ru/) (http://www.energoobmen.ru/)

    Электронная версия документа: www.energoobmen.ru (http://www.energoobmen.ru/) (http://www.energoobmen.ru/)/strategia.doc

   Копия – Дмитрию Рогозину
   
 С пожеланием успехов,                                         Михальчук М. В.
                                      18.05.2012

Черные буквы на черном не читаются. :(

ЦитироватьВован пишет:
Черные буквы на черном не читаются.  :(

+1

Ща, исправлю.

Не правда, в автобусе стоя вообще ничего не видно)

Хорошо бы вообще вставить текст без цветов и форматирования.

А где ответ Поповкина?

А вот и ответ:
(http://s018.radikal.ru/i520/1301/66/396be3976042.jpg)
(http://s51.radikal.ru/i134/1301/4c/f5d76a94aad6.jpg)
(http://s019.radikal.ru/i606/1301/39/8a4457d7aaa9.jpg)
(http://s017.radikal.ru/i404/1301/10/ab4ba4b3ad39.jpg)
(http://s019.radikal.ru/i627/1301/72/abf88a0973c4.jpg)

Цитироватьmihalchuk пишет:
А вот и ответ:

Принято, буду читать

Вот товарища Макарова надо затащить на форум, или хотя бы заставить читать.

ЦитироватьLanista пишет:
Вот товарища Макарова надо затащить на форум, или хотя бы заставить читать.

А что бы Вы имели сказать товарищу Макарову? И что бы он для себя интересного и полезного вынес бы из чтения форума, если бы его "заставили" это делать? Есть какой-то конкретный "мессадж"?..

ЦитироватьKnow How /working пишет:
А что бы Вы имели сказать товарищу Макарову?

Да очевидно то же что и всегда - хочет поделиться своими бреднями с как можно большим числом людей, ну и конечно, как обычно ему льстит поморочить голову людям с как можно более высоким статусом.

Тоже, что-ль, подмахнуть чего-нибудь Юрию Николаевичу в эпистолярном жанре - а вдруг :)?

ЦитироватьВиктор Воропаев пишет:
Тоже, что-ль, подмахнуть чего-нибудь Юрию Николаевичу в эпистолярном жанре - а вдруг  :) ?

Лучше стихи! ;)

Хм. О чём можно написать в гостиницу? Например что-то типа "готовьте номер люкс", "с трёхразовым питанием". О чем ещё... бассейн, сауна есть?

Руководителю Федерального космического агентства
Поповкину В. А.
От Михальчука Михаила Владимировича
 
 enextec@mail.ru
 ответ на в/исх УСП-6157 от 11.09.12
 [Стратегия КД до 2030 года]
 [Реорганизация отрасли]
 Копия – Дмитрию Рогозину

　
 Уважаемый Владимир Александрович!

Прошу Вас заново рассмотреть моё обращение в том виде, в котором оно было сделано.
 В ответ на своё Обращение от 18.05.2012 (почтой) о предложениях в проект Стратегии развития космической деятельности до 2030 года получил Письмо УСП-6157 от 11.09.12. Надо сказать, что это Обращение было рассмотрено с бóльшим вниманием, чем предшествующие, тем не менее, уровень рассмотрения оказался недостаточным.
 В своё время в организации «Энергообменные технологии» была инициативно проведена исследовательская работа, результат которой заключался в следующем:
1.   Был сделан вывод о том, что специализированные средства выведения инертных грузов могут существенно и принципиально отличаться от носителей общего назначения по удельной стоимости выведения груза. Были показаны составляющие этого различия.
2.   Было выявлено и желаемое соотношение для низкой орбиты между стоимостью топлива и стоимостью выведения КА с помощью обычных средств. Если оно не более 0,5, то перелёты на целевые средне-высокие орбиты и отлётные траектории становятся выгодны с использованием орбитальной заправки только из соображений эксплуатационных затрат, без учёта остальных преимуществ такого способа.
3.   Был предложен один из путей достижения такого соотношения, включая технические предложения, стратегию, а также было показано, как будет выглядеть оптимальная структура СВ.
 Анализ состава выводимых в настоящее время грузов показывает, что в случае успеха предложенной концепции нет смысла разрабатывать носители общего назначения с многоразовыми элементами, а для решений задач в обозримой перспективе не потребуется носитель сверхтяжёлого класса. А это значит, что все разработки по сверхтяжёлому носителю и МКРС-1 следует законсервировать, а финансирование приостановить до появления определённости с их загрузкой. Эти темы прописаны в Стратегии, хотя и на период после 2030 года, но заранее потребуют финансирования. И дело не только в экономии средств. Предложенная система СВ обладает блоком системных преимуществ, открывающих новые возможности.
 Предложения, сделанные в Обращении, фактически ставят вопрос о выборе пути развития отечественных СВ и потому требуют серьёзных решений, основанных на расчётах и обоснованных оценках, мнений специалистов в сослагательном наклонении будет явно недостаточно.
 В предложенной системе СВ ключевым является вопрос о специализированном СВ и его возможностях. Вот что об этом говорится в Письме:
«2. Предложение создать экономически эффективное средство доставки на низкую орбиту топлива и/или жидких грузов оптимальной размерности основано на создании многоразового космического танкера (МКТ) – специальной системы воздушного старта с умеренными затратами на её разработку и минимальными – на эксплуатацию (аналог многоразовая авиационно-космическая система МАКС... Опираясь на результаты анализа предложений по созданию МАКС, следует отметить, что для МКТ потребуются значительные затраты на разработку (МАКС – до 5,5 млрд. долларов США). ... Кроме того, в данном случае оригинальное техническое решение, основанное на использовании энергии образования конденсата из компонентов топлива, приводит к снижению надёжности по сравнению с традиционными ЖРД из-за введения в конструкцию двигателя сложного теплообменника.»
 Причины того, что МАКС не пошла в разработку, известны, и они не финансовые (указанная сумма не выглядит чрезмерной). Концепция МКТ позволяет их обойти, а общие свойства и в 2-4 раза меньшая размерность позволяют радикально сократить затраты на создание. Замечания по двигателю не могут быть возражением, так как пониженная надёжность заложена в самой концепции МКТ. Но дело в другом. Более сильным возражением было бы состояние бывшего НПО «Молния». Эта проблема не новая, поэтому неоднократно (начиная с письма в ФКА исх.№ 16 от 27.09.2003 от ООО «Энергообменные технологии») предлагалось ставить вопрос о средстве доставки в общем виде. Также и в моём Обращении сказано:
 
«2. Создать экономически эффективное средство доставки на низкую орбиту топлива и/или жидких грузов оптимальной размерности.»

 Конкретизация цели, самостоятельно сделанная представителями Роскосмоса, в рамках Стратегии не оправдана. Стратегической целью должна стать стоимость топлива на орбите, а технический облик средства доставки не имеет значения. Фактически в письме был дан ответ на другой вопрос, а предложение осталось без рассмотрения.
 Удивили и представления о сложности и сроках создания предложенной системы. Так, в п.4 Письма говорится:
«Предложение о модернизации имеющихся РН и о создании надёжной ракеты-носителя лёгкого класса для выведения на ГСО полезных грузов характерной размерности с оснащением их новыми верхними ступенями требует разработки принципиально новых кислородно-водородных разгонных блоков (КВРБ). ... Относительно путей и сроков реализации этого предложения следует отметить следующее. Так, в процессе создания многоразовой ракетно-космической системы с повторно используемыми блоками первых ступеней (ОКР «МКРС-1») планируется обширный комплекс наземных и лётных экспериментальных работ с выходом на полномасштабный образец после 2030 года. Реализация Вашего предложения, учитывая его сложность, потребует ещё более длительных сроков, выходящих за рамки проекта Стратегии.»
 Здесь сразу следует обратить внимание на то, что МКРС – цельный проект, а оснащение РН водородными блоками – логичный путь модернизации, предполагающий этапность с выходом готовых изделий. Новым здесь будет лёгкий носитель с последней кислородно-водородной ступенью для коммерческих целей, модернизацию остальных носителей можно проводить по мере потребности, при этом затраты на оснащение носителей последней водородной ступенью компенсируются увеличением массы ПГ.
 Ниже приведена таблица, в которой показаны (грубо) сравнительные характеристики обсуждаемых средств - МКРС-1, лёгкого носителя и двух возможных вариантов МКТ – с наземным и воздушным стартом.
 
________________Лёгкий___Средство___Средство___МКРС-1
Носитель_________________доставки-1__доставки-2
Стартовая_______100______150________70 + само-__1000
масса, т____________________________лёт-носитель
Тяга ДУ 1-й ______150______200________–__________1300
ступени, тс
Масса ПГ, т_______4_______5-7_________5-7_________35
Надёжность__приоритетна_второстепенна_второстепенна_важна
Тип старта____наземный___наземный____воздушный_наземный
Многоразо-_______-________+__________+___________+
вость 1-й ст.
Скорость 1-й _____-________2-2,5_______0,8_________5-7
ст. при воз-
вращении, М
Баллистичес- ____-________10-12_______-___________400
кая дальность
1-й ст., км
 
　
 Сравнение свойств показывает, что если создание МКРС и можно продолжить за 2030 год, то разработку остальных средств (лёгкий носитель и один из вариантов средства доставки) в течении столь длительного периода было бы трудно оправдать. Средств, сэкономленных за счёт отказа от создания МКРС (а эта система станет ненужной) должно хватить и на лёгкий носитель, и на МКТ, и ещё останется на разработку орбитального заправочного комплекса. Но предложенная система вытесняет и сверхтяжёлый носитель, и, с учётом этого, выигрышна по затрачиваемым средствам.
 По замечаниям к последним ступеням. Новизна этих блоков не должна останавливать, а их повышенная сложность оправдана тем, что один такой блок заменяет два других – последнюю ступень и КВРБ. Все технологии, требующиеся для этих блоков, за исключением дозаправки в невесомости, не новы. Сейчас, пока у нас КВРБ не используются, самое время при разработке заложить в ТЗ нужные свойства. Моё мнение – краски в этом вопросе сгущаются – в настоящее время успешно эксплуатируются минимум два блока со свойствами космических буксиров: блок ДМ и «Бриз-М», проходит стендовые испытания кислородно-водородный ЖРД РД0146Д, рассчитанный на 5-кратное включение в полёте.
 В Обращении были также затронуты вопросы целеполагания и системной организации. В п. 5. Письма:
«Предложенный Вами подход к развитию космической деятельности (строить её в интересах самой отрасли) де факто реализуется в настоящее время в рамках Федеральной космической программы на 2006-2015 годы. Например, в ходе реализации пилотируемой программы он позволяет сохранить производственный базис, обеспечивает ритмичность работы системы транспортно-технического обеспечения МКС, «загрузку» предприятий отрасли».

 По-видимому, из-за краткости изложения эти мысли остались нераскрытыми и не были не поняты. Подход был назван неоднозначным потому, что его использование может привести как к улучшению ситуации, так и к паразитированию на источниках поддержки. То есть, сам по себе подход не гарантирует успеха.
 В нашем случае это выглядело так. Изначально целью наших исследований была оптимизация СВ для наращивания возможностей, связанных с ГСО. Конечный этап развития предусматривал возможность выведения на ГСО орбитального блока до 20 т и ПКК с территории нашей страны (с посадкой в экваториальных широтах). Этим определялся верхний предел возможностей СВ, больше на обозримую перспективу не требовалось. Когда выяснилось, что эти цели достигаются средствами имеющейся размерности, то оказалось, что при наличии таких средств пилотируемый полёт на Луну может быть выполнен в пределах одного технологического цикла производства ПК и лунного модуля (2-3 года, при условии, конечно, предварительной разработки последнего и модификации ПК). Таким образом, первоочередное достижение внутренних целей (оптимизация системы СВ) изменяло достижимость внешних (полёт на Луну даже выпадал из возможных стратегических целей) – подход себя оправдывал.

«Ваше предложение сделать полёт человека на Марс ближайшей целью, когда не обоснованы приемлемые сроки полёта, не определены предельно допустимые воздействия на человека условий дальнего космического полёта, когда отсутствуют обоснованные технические решения по системам защиты и обеспечения жизнедеятельности способно негативно повлиять на престиж страны и подорвать её экономику.»
 Что заставило завести речь о проекте уровня пилотируемой экспедиции на Марс? При наличии орбитального заправочного комплекса с умеренной стоимостью топлива, такой полёт может быть осуществлён даже в рамках национального проекта без надрыва экономики с использованием носителей с грузоподъёмностью не более 30 т (например, «Ангара» или «Протон» с верхней водородной ступенью). При этом оптимальной была бы комбинация химических РД и ядерной ЭРДУ с электрической мощностью до 4 МВт. Но мы видим, что сейчас заявлены в разработку средства значительно большей размерности, а цели для них не объявлены. Какое-то время можно заниматься разработкой средств в общем виде, но при построении планов на длительную перспективу желательно примериваться к конкретным целям. Исключением может быть случай, когда средство становится целью, для этого такое средство должно существенно расширять пространство возможностей. Предложенная система СВ обладает такими свойствами, что ещё раз оправдывает упоминавшийся подход к развитию КД.
 По вопросам организации – действительно, организационные преобразования в отрасли намечены давно, но не секрет, что представления об их характере и объёме меняются, что есть разные точки зрения на этот процесс. Сложность задачи в том, что нужно не просто сделать выбор, а принять обоснованное решение. И здесь оказывается, что окончательно сложившихся взглядов на теорию систем нет, нет даже единой устоявшейся терминологии. Сложившиеся представления о системах отчасти эмпирические, не подкреплённые теоретической основой. Несколько иначе обстоят дела с теорией организации, особенно в области бизнес- и управленческих структур: аппарат обоснования развит ещё меньше, зато имеется общепринятая терминология. Причина последнего не в опыте или степени грамотности фундаментальных понятий, а в частоте контактов между представителями бизнес- и управленческой среды, для чего необходим общий язык. Следствием этого является некоторая условность представлений, проникновение в терминологию непродуктивных и взаимно пересекающихся определений, слабость доказательной базы. Анализ системных структур часто имеет описательный характер, а их работа и смысл преобразований – трудны для понимания. Мировой опыт показывает, что большинство преобразований, связанных с реструктуризацией, не достигают своей цели, и это должно настораживать.
 Сейчас намеченная в Стратегии реорганизация Роскосмоса начала осуществляться практически, руководство организации предлагает преобразовать её в госкорпорацию. Такая идея непроста и неочевидна. Состояние отрасли по-своему уникально, поэтому нет примеров, которые можно было бы использовать в качестве аналогии напрямую. Нет и общей функциональной задачи для предприятий и организаций, которые предлагается объединить в госкорпорацию. Отсюда важно определиться с целями реорганизации, понять, насколько они долгосрочны и имеют ли уровень стратегических. Почти всегда при создании и реорганизации корпораций преследуются две сродные цели: совершенствование управления и сокращение затрат на него, зачастую эти цели – единственны. В любом случае выходом проекта реорганизации должны быть обоснованные параметры управленческой иерархии: количество управленческого персонала и затраты на него в абсолютном и относительном (на одного работника) соотношении, число уровней иерархии.
 Инициативная работа, которая упоминалась в Обращении, содержала в себе не только проект, позволяющий объединить разрозненные предприятия в рамках общей деятельности, но и элементы теории систем, основанной на минимизации производства энтропии. К сожалению, до сих пор этот подход оказался не востребованным, что не позволило развить теорию в полной мере. Но исследования были продолжены, и в настоящее время можно утверждать, что такой подход в теории систем позволяет:
- определить оптимальную структуру системы;
- поставить цели и задачи, которые интересны системе и наиболее удачно раскроют её возможности;
- сформировать профессиональную этику на любом уровне системы.
 При этом предложенный системный подход основан на физических принципах, прост для понимания и может быть развёрнут, если в нём будет проявлена заинтересованность. Предложение, сделанное в Обращении, о создании структурно адаптивной системы внутриотраслевого взаимодействия, не простое, но выполнимое при использовании предложенного системного подхода.
　
　
С пожеланием успехов Михальчук М. В.

1. Развитие стартовых "столов" с использованием не только реактивно-огневых способов. Трамплин с разгоном скольжением, как горнолыжники. Под них и  Формы стартующих аппаратов. Изучение наиболее удачных. 2. Наиболее экономичные  блоки первых ступеней с использованием выталкивающей силы , "подъёмных" сил "крыла самолёта", аэростата и , после открытия вихревой тяги, воздушных вихрей. Не раз предлагал , под смех, изучить возможности надувных или раздвижных конструкций переменного объёма , раздвижных механически,пневматически и т.п. Американцы вон уже делают, а мы умничаем друг перед другом. 3 . Изучение покрытий корпусов аппаратов , их строение и структура. Способы "смазки"  поверхностей с учётом этапов полёта и посадки. Попробуйте пробиться через чешую рыбы к её корпусу, через волосы животного к телу... Это же принципы такого строения. 4. Энергия. Топливо жидкое, газообразное твёрдое  и пастообразное. Под них типы подачи...

.... подачи топлива впрыскивание, механическое вталкивание,; Способы зажигания и горения, соответствующие камеры. Сейчас  открытые камеры используют только реактивные двигатели и аэростаты , шары  с  горелками.  Многие современные аппараты используют принцип, которым Иван Грозный учил изобретателя летать: "Я его на бочку с порохом  посадил, пущай полетает!"

В космосе нет дефицита  энергии. Там её скорее избыток.

Почта работает.

(http://s020.radikal.ru/i719/1302/20/b59e0aa8eb77.jpg)
(http://s020.radikal.ru/i710/1302/15/626f1b23930e.jpg)

Не будет ли топикстартер возражать, если я тоже помещу сюда ответ из Роскосмоса?
Правда совсем на другую тему.

ЦитироватьВал пишет:
Не будет ли топикстартер возражать, если я тоже помещу сюда ответ из Роскосмоса?
Правда совсем на другую тему.

Вопрос поначалу поставил меня в тупик: вроде тема не закрытая, и нет технических препятствий выкладывать и важные вещи и откровенный флуд. Последнее, конечно, осуждается, но постфактум. Предлагаю вам самим оценить свой материал и решить, стоит ли его размещать здесь или завести отдельную тему. По своему опыту рекомендую не торопиться с публикацией таких материалов, выждать недельки две...

Переписка продолжается. Я думаю, что следует прояснять нечёткие моменты ответов.

ЦитироватьНачальнику Управления стратегического планирования и целевых программ Федерального космического агентства
 Макарову Ю. Н.
От Михальчука Михаила Владимировича
 
       ответ на в/исх УСП-9155-ОГ от 26.12.2012
 
 
    Уважаемый Юрий Николаевич!
 
 Получил письмо за Вашей подписью в/исх УСП-9155-ОГ от 26.12.2012, и к нему есть вопросы.
 Прошу раскрыть смысл п. 1:
 
«1. Предложение сделать стратегической целью стоимость топлива на орбите без привязки к техническому облику средства выведения является необоснованным, так как стоимость топлива на орбите формируется из ряда составляющих, вносимых каждым специализированным элементом системы, а не только средством доставки на орбиту топлива и/или жидких грузов.»
 – из него неясно, каким образом неопределённость технического облика средства выведения (надо полагать – средства доставки топлива) является препятствием к стратегическому целеполаганию, тем более, что, как сказано в письме, стоимость топлива на орбите имеет и иные составляющие (иные – надо полагать – кроме стоимости доставки?). Считают ли в Роскосмосе, что стратегия не должна содержать в себе элементов, предполагающих поиск решений? Какой уровень проработки средства выведения в Роскосмосе считают достаточным для начала постановки обобщённых целей КД, связанных с этим СВ, при том, что эти цели могут быть достигнуты и иными средствами?
По п.2:
 
«2. Предложение не разрабатывать носители общего назначения с многоразовыми элементами (страница 1) также является необоснованным. Следует отметить, что предприятиями ракетно-космической промышленности с 1993 года ведутся научно-исследовательские работы по обоснованию принципиальных технических решений и облика средств выведения с многоразовыми элементами, в ходе которых была показана возможность достижения значительного экономического эффекта по сравнению с традиционными средствами выведения. СВ с много-разовыми элементами являются альтернативным решением по отношению к специализированной системе воздушного старта (многоразовый космический танкер – МКТ), предложение о создании которого содержится в обращении без проведения сравнительной оценки с возможными конкурентами.»
прошу разъяснить следующее. Предложение не разрабатывать носители общего назначения с многоразовыми элементами было выдвинуто в рамках предложенной концепции развития СВ. Эта концепция предполагает такое переформатирование грузопотока в космос, при котором обоснования возможности достижения значительного экономического эффекта таких средств по сравнению с традиционными СВ теряют силу. Поэтому в письме было сказано:
«... все разработки по сверхтяжёлому носителю и МКРС-1 следует законсервировать, а финансирование приостановить до появления определённости с их загрузкой.»
 В чём здесь необоснованность постановки вопроса?
 Прошу ответить развёрнуто с акцентом на достижение понимания последовательности действий и формы постановки вопросов для продвижения концепции и составляющих её технических идей до надёжной оценки их применимости, в рамках компетенции Роскосмоса.
 Обращаю Ваше внимание на то, что нами ещё в 2003 г. предлагалось, и в последнем письме об этом было также сказано, что желательно рассмотреть и альтернативные варианты средства для доставки воды/топлива, не ограничиваясь концепцией воздушного старта. Наработки по МКРС-1 могли бы также примеряться для этой цели. В целом же предложения по перспективной системе СВ носят характер системно-технической концепции, и она даже не прошла адаптацию к современному положению дел из-за того, что Роскосмос не проявил признаков реальной заинтересованности в разработке этого направления.
С пожеланиями успехов,
Михальчук М.В.   26.02.13

Переписка с Роскосмосом и не только.

ЦитироватьЗаместителю Председателя Правительства
Российской Федерации
Рогозину Д. О.
От Михальчука Михаила Владимировича

enextec@mail.ru

[ Реструктуризация космической промышленности ]
[ Статус документа — открытый ]

Уважаемый Дмитрий Олегович!

Приближается срок рассмотрения предложений о реструктуризации космической промышленности на уровне Правительства, но ситуация не внушает оптимизма. Как известно, над проблемами реструктуризации работают три основных группы (от Роскосмоса, Фонда Сколково (космический кластер) и Открытого Правительства, и они не могут прийти к единому решению. Последнее явно говорит об отсутствии чётких обоснований имеющихся предложений и достоверной методики их оценки. Характер же дискуссии сосредоточился на вопросах контроля финансовых потоков и управления собственностью. Не отрицая важность этих вопросов, следует заметить, что они не имеют непосредственного отношение к сегодняшним проблемам отечественной космонавтики, которые заключаются в ползучей деградации базиса отрасли – кадров и технологий, непосредственно занимающихся выпуском продукции. По сути, задача системной оптимизации подменена борьбой интересов, и отодвинута в будущее. Ни у одной из групп не видно ни чётких планов, ни подробных сценариев того, как предполагаемые ими изменения скажутся на базисе отрасли, какие привнесут туда отношения. А это даёт повод задуматься – а нужна ли вообще реструктуризация верхнего звена системы, затрагивающая статус Роскосмоса, и является ли она первоочередной задачей? [ 1 ]
Основные решения по реструктуризации промышленности могли бы стать серьёзной профессиональной разработкой, но, к сожалению, этого не произошло. [ 2 ] Все группы разработчиков пользуются методиками и представлениями, которые в ближайшем будущем могут показаться архаичными, а ведь речь идёт о перспективах одной из самых передовых и наукоёмких отраслей. Предложение создать адаптивную структуру управления было оставлено Роскосмосом без внимания. [ 3 ]
В Роскосмосе сделали правильный вывод о необходимости консолидации в космической отрасли, но организационной консолидации должна предшествовать консолидация на уровне идеи, а такая идея не была предложена. [ 4 ] Не нашли такой идеи и остальные участники процесса. В результате предложения по реформированию разрабатываются «вслепую», на основе различающихся представлений и, что естественно, не находят общего понимания. Опасность такого положения состоит в ведомственном уклоне преобразований и проявлении в них групповых интересов, что вовсе не тождественно интересам государства и промышленности в целом. [ 5 ]

Чтобы успешно решить задачу модернизации КП, нужно последовательно пройти следующие этапы: выявление и оценка внутренних и внешних вызовов - целеполагание – стратегия – структурные преобразования.
Внутренние и внешние вызовы. Негативные вызовы: в-основном внутренние, связанные с состоянием отрасли, и они известны. Внешние: угроза в перспективе утраты значительной доли рынка космических запусков. Нейтральные: сумма имеющихся, но не реализованных технологий и возможностей, малая доля коммерческого рынка космических продуктов и услуг. Позитивные: готовность руководства страны выделить средства и соответствующие возможности бюджета.
Итого: имеется набор частично взаимосвязанных вызовов, ни один из которых явно не доминирует.
Целеполагание. Цели перед отраслью ставит Руководство страны, при этом цели должны быть адекватны вызовам, а конкретизация целей должна соответствовать отчётливости вызовов. Цель указывает направление действий и желаемый уровень достижений.
Так как среди вызовов нет явной доминанты, цели могут быть обобщёнными, а достигаемый уровень может быть увязан с затратами.
Цели для отечественной космонавтики Руководством страны не были поставлены в явном виде, однако, мы имеем производную от целей – поставленную задачу модернизации отрасли. С учётом современного состояния дел, законов поведения систем и отдельных пожеланий и взглядов в руководстве страны, можно грубо очертить область целей, как развитие КД по всем направлениям до уровня, соответствующего удачному соотношению: максимальная отдача/приемлемые затраты.
Стратегия. Ответственным за разработку стратегии достижения целей должен быть Роскосмос, он же должен решать, кого привлечь к этой работе. Стратегия учитывает внешние условия и имеющиеся ресурсы. Так как попытки Роскосмоса предложить стратегию действий не увенчались успехом, я со своей стороны предлагаю здесь несколько её важных элементов:
1.   Добиваться результата развития отрасли в виде накопления воспроизводимых технологий.
2.   Добиваться достижения целей в космосе преимущественно многоцелевыми средствами.
3.   Развивать интеллектуальные методы управления отраслью и технические методы финансового контроля.
4.   Все решения, касающиеся изменения статуса и формы управления государственной собственности, принимать исходя из общегосударственных интересов.
Эти четыре элемента представляют собой минимальную стратегию, и если им следовать, то можно добиться серьёзных успехов.
Структурные преобразования. Далее предлагаемые структурные решения будут опираться на общие свойства систем, которые могут быть обоснованы, но аппарат обоснования приводиться не будет. Также будут пропущены технические решения, следующие из элементов стратегии (1)-(4), хотя они и увязаны со структурными.
Прежде всего, необходимо знать, что ситуация «размытых» вызовов, нечётких целей и недозагруженности потенциала отрасли допускает возможность нескольких равнооптимальных вариантов верхнего эшелона структуры управления. Предлагаемая далее форма организации отрасли опирается на следующие факторы и предпосылки:
● В описанной выше ситуации структура со строгой иерархией отношений не является оптимальным решением.
● В сегодняшних условиях структура самих предприятий, не сильно изменившаяся со времён их интенсивной работы, явно переразмерена. Консолидация промышленности потребует создания и насыщения управляющих надстроек и одновременного упрощения структуры предприятий с целью приближения к оптимальной иерархии.
● Элемент стратегии (1) требует проведения реструктуризации прежде всего в интересах базиса системы, поступаясь при необходимости интересами управленческой надстройки.
● Элемент стратегии (2) практически не оставляет места новым мегапроектам, которые могли бы стать консолидирующим фактором для космической промышленности. Не исключено, что такие проекты появятся в будущем, но сейчас реструктуризация должна быть направлена прежде всего на решение внутренних проблем отрасли.
● Элемент стратегии (3) содержит претензию на специальные организационные Правительственные решения с подкреплением их необходимой законодательной базой, если это потребуется.
● Проблема разделения функций заказчика и исполнителя в разных структурах теряет остроту в связи с появлением института военпредов.
● Проблема целеполагания, стратегии и актуальности отдельных проектов требуют некулуарных решений.
● В настоящее время имеются хорошие технические возможности финансового контроля.
● Существующий в отрасли монополизм/дуополизм делает неэффективными традицион-ные рыночные механизмы - тендеры и конкурсы, а также отрицательно влияет на качество заказа.

В качестве решения предлагается создать единую структуру, в ведении которой будет находиться вся бюджетная часть космической деятельности, за исключением проходящей по линии Минобороны и Фонда перспективных технологий. Её основные функции – финансовый и технологический контроль, стратегическое планирование и текущее обеспечение космической деятельности, организация внутриотраслевого взаимодействия, включая текущие структурные изменения и производственные отношения внутри предприятий. Эта структура должна следовать предложенным элементам стратегии и решать следующие задачи:

1.   Обеспечить контроль выполнения бюджетных работ и прохождения финансов в режиме реального времени. Глубина контроля происхождения изделий – вниз по всей цепочке предприятий, производящих специальную продукцию, финансового – на один уровень глубже. Обязать предприятия смешанной формы собственности и предприятия, ведущие внебюджетную деятельность, открыть единые отдельные банковские счета для прохождения бюджетных средств.
2.   Все сведения контроля по п.1 сделать общедоступными, обновляя их в режиме реального времени.
3.   Обеспечить оперативное решение кадровых вопросов на уровне топ-менеджмента предприятий.
4.   В обеспечение пп 1, 2 и 3 подготовить предложения распорядительного и законодательного характера.
5.   Провести там, где это требуется, горизонтальную и вертикальную интеграцию предприятий ракетно-космической промышленности, пользуясь элементом стратегии (3), и в дальнейшем по мере необходимости решать вопросы интеграции/размежевания предприятий.
6.   Решать вопросы программной модернизации производственных отношений на основе общего подхода.
7.   Провести умеренную деменеджеризацию деятельности предприятий, начиная с консервативных производств, при этом постепенно уходя от отношений типа «заказ – подряд» и заменяя их отношениями режима эксплуатации технологий.
8.   Разрабатывать и проводить программы снижения себестоимости технологических процессов.
9.   Разработать правила использования непрофильных и неиспользуемых активов там, где государство имеет на это права, управление непрофильными активами оставить за предприятиями. Разработать консолидированную программу задействования неиспользуемых мощностей и производственных площадей, отдавая предпочтение знакомым предприятиям видам деятельности и сродственным технологиям, добиваясь отдачи в виде прибыли или системообразующего результата.
Предлагаемой структуре нужно предоставить доступ к операциям с активами предприя-тий, находящимися в государственной собственности, без права изменения её статуса. Все операции, связанные с изменением статуса государственных активов проводить через Федеральное агентство по управлению государственным имуществом. Вопрос — создать такую структуру отдельно или преобразовать в неё Роскосмос с добавлением ей остальных функций агентства, считаю второстепенным. В последнем случае предлагаемая структура будет иметь несильные признаки корпорации публичного типа с некоторыми элементами ассоциации предприятий. В зависимости от внешних факторов, её корпоративные свойства могут усиливаться или ослабляться.
Внутреннюю организацию структуры, детализацию её функций нужно подводить под решаемые задачи, и это не представляет большой сложности.
Комментарии.
П.1. Такой подход к происхождению комплектующих связан с тем, что в наших условиях любое сложное производство имеет тенденцию к упрощению в направлении отвёрточной сборки.
П.5. Здесь нужно представлять, что в отрасли есть производства разной степени консервативности – от высокой (производство ракетных двигателей) до низкой (прогрессивной - производство приборов и автоматики). Актуальность интеграции производств, особенно — горизонтальной, находится в обратной зависимости от уровня консервативности.
П.6. Примитивные отношения наёмного труда плохо подходят для высокотехнологичной и наукоёмкой сферы деятельности.
_________________________________________________________________________
Ссылки-пояснения
[ 1 ] Структура и её значение. Вариант структуры, в принципе неспособной решать определённые задачи – явление исключительное, на уровне последствий системной диверсионной работы. Во всех остальных случаях структура влияет на качественные показатели выполнения задачи (сроки, стоимость, технический уровень..., за вычетом отражённых в целевых установках).
Помимо формы структуры есть минимум два важных фактора, влияющих на эффективность работы системы – качество связей и состояние элементов. Применительно к управляющим структурам это означает согласованность внутренних регламентов/неформальных приёмов работы и кадровый вопрос. Применительно к отрасли в целом, первый фактор требует модернизации производственных отношений, и, на мой взгляд, эта задача более важная, чем реструктуризация верхнего эшелона отрасли. К сожалению, этот вопрос пока даже не ставится.

Пример. Корпорация «Toyota Motor Corporation» в 50-х годах прошлого века стала развивать свои принципы производства, называемые lean production, позже обобщённые на другие виды деятельности и затронувшие все уровни корпорации. Получившаяся постиндустриальная модель с разгромным счётом опрокинула американские индустриальные модели производства в автопроме.

[ 2 ] Роскосмос не имеет удачного опыта ни структурного, ни стратегического планирования, в структуре его организаций такие вопросы решает Центр системного проектирования ЦНИИмаш. Как показал наш опыт взаимодействия с этим подразделением, системными вопросами оно владеет слабо, и даже допускает ошибки в оценках принципиальных свойств ракетной техники. [ 6 ] Привлечение к вопросам реструктуризации организаций, специализирующихся на экономических вопросах, не может принести успеха, так как структура систем основывается не на экономических законах.
Группа из Сколково работает инициативно, но реструктуризация вне их компетенции, так как основное назначение их кластера – коммерциализация космической деятельности.
О группе экспертов Открытого Правительства ничего сказать не могу, но их предложение оставить за Роскосмосом стратегические вопросы смотрится неважно на фоне того, что стратегическое планирование – это то, что у Роскосмоса получается хуже всего. [ 7 ] По сути, предлагаемая ими структура отличается от предлагаемой Роскосмосом формой объединения активов (ОАО против корпорации) и вынесения некоторых функций в отдельную структуру (Роскосмос), что является следствием первого отличия.
[ 3 ] Такое предложение было внесено в ходе обсуждения проекта «Стратегия развития космической деятельности России до 2030 года и дальнейшую перспективу». В его обосновании лежит фундаментальное свойство систем – адаптивность к внешним условиям, которые на протяжении рассматриваемого срока могут измениться. В результате поначалу удачный вариант структуры системы может оказаться неэффективным в будущем.
[ 4 ] Такая идея возможна, более того – подход к поиску такой идеи, а также к реструктуризации промышленности, целеполаганию и смыслу этой деятельности, оформленный в виде организационных и технических решений, был представлен в Росавиакосмос ещё в 2003 году, но к нему не было проявлено интереса.
[ 5 ] Признаком такого положения дел стали заявления о необходимости избавиться от непрофильных активов, например http://ria.ru/science/20130328/929660616-print.html. Критерий непрофильности странен, активы могут быть самые разные по критериям полезности, рентабельности, сродства к основному производству и социальной значимости. Нет и оценки состояния предприятий - созрели ли условия для выделения активов. При некоторых условиях именно непрофильные активы могут стать точками роста промышленности, удачной диверсификацией её деятельности.
Под групповыми интересами здесь понимаются прежде всего интересы отдельных кластеров отрасли. Программные документы на перспективу Роскосмос создаёт из набора предложений предприятий, отсеивая очевидно неприемлемые.
[ 6 ] В 2003 году в Росавиакосмос была представлена к рассмотрению концепция аппарата, предназначенного для доставки на орбиту воды с целью получения из неё топлива. Отличительной особенностью аппарата было применение в нём ЖРД оригинальной конструкции, позволявшей производить водяной конденсат из компонентов топлива на участке выведения, а выделяющуюся энергию направлять с компонентами топлива в камеру сгорания для повышения удельных характеристик двигателя. Такая схема обеспечивала прирост около 25% массы выводимого груза.
Заключении ЦНИИмаш №4447-30 от 28.04.03: «... от традиционных ЖРД рассматриваемый ЭОРД отличается способом получения и использования рабочего тела турбины. Очевидно, что увеличения удельного импульса (основного показателя эффективности ЖРД) рассматриваемый ЭОРД по сравнению с традиционными замкнутыми схемами ЖРД (газогенераторной и безгазогенераторной) не даёт.»
[ 7 ] Последняя попытка Роскосмоса создать стратегию - проект документа «Стратегия развития космической деятельности России до 2030 года и дальнейшую перспективу». Документ получился чрезмерно объёмным и практически не содержащим признаков стратегии. Вместо этого в проекте была предложена программа действий, а сам документ позже был переименован в «Основы политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу» с изменением статуса открытости.
Следствием слабого стратегического планирования является отсутствие увязки перспективных проектов между собой и с перспективными потребностями:

● Проект нового ПК – делается при отсутствии носителя под него, а сама его концепция спорна как в качестве размерности, так и в многоцелевом назначении. Нарушен сложившийся принцип минимальности ПК, завязанный на надёжность и живучесть – возвращаемая капсула корабля является наиболее дорогой его частью, а средства, потраченные на отработку корабля, растут с ростом размерности.
● Новый космодром Восточный – сомнителен в объёме запланированных работ, необходимости большого числа стартовых комплексов при отсутствии носителей под них.
● Проект сверхтяжёлого носителя – не имеет разумного объяснения.
● Проект МКРС – имеет весьма поверхностные обоснования и недопустимо длительные сроки реализации, размерность системы гипертрофирована.
● Ядерная космическая установка – является технологическим прорывом, но при этом, скорее всего, не будет иметь коммерческого применения.
● МКС – не видно смысла и дальнейшей перспективы этого направления.
В целом, при реализации перспективных планов совокупность возможностей по транспортировке в космос и пилотируемой деятельности намного превысит перспективные потребности в решении объявленных задач. Предполагаемые большие капитальные затраты означают повышенные эксплуатационные расходы в будущем и дисбаланс не в пользу непосредственной космической деятельности в общем финансировании.



С уважением, Михальчук М.В.

09.04.20032013

Я бы добавил вот еще что.
Недавно ВНК (Военно-научный комитет) ВС РФ поручил академии Можайского в Питере выполнение НИР по исследованию концепций многоразовых транспортных космических систем. Таким образом люди, инициировавшие этот процесс, ничего не знают о федеральной межотраслевой НИР "Орел", инициированной Роскосмосом и выполнявшейся многими организациями в течение 5 лет. Им также неизвестно о ее результатах и выводах. Вопиющая некомпетентность руководства МО и ВПК, потому что эта новая работа Можайки повторяет уже давно пройденное, причем на существенно более примитивном уровне. 

И чтобы узнать это "давно пройденное", достаточно просто поднять в архиве Роскосмоса исх.106/1-7/36 от 11.02.1998 с приложением "Решение секции №2 научно-технического совета Российского космического агентства от 23 января 1998 г. "Об итогах выполнения программы ОРЕЛ в 1997 г. и задачах на 1998 г.""

А я бы добавил вот что:
Что за странная дата под документом???
Рогозину бумага с этой датой ушла?

ЦитироватьШтуцер пишет:
А я бы добавил вот что:
Что за странная дата под документом???
Рогозину бумага с этой датой ушла?

Опс! Да, ушла с этой датой. Надеюсь, это не будет поводом избавиться от документа.

Наивный, наивный Михальчук! Ну, разве так можно? Ведь именно "руление финпотоками и управление собственностью" - суть всехх нынешних преобрразований. На святое покушаетесь, сударь?! :D

ЦитироватьВадим Лукашевич пишет:
Я бы добавил вот еще что.
Недавно ВНК (Военно-научный комитет) ВС РФ поручил академии Можайского в Питере выполнение НИР по исследованию концепций многоразовых транспортных космических систем. Таким образом люди, инициировавшие этот процесс, ничего не знают о федеральной межотраслевой НИР "Орел", инициированной Роскосмосом и выполнявшейся многими организациями в течение 5 лет. Им также неизвестно о ее результатах и выводах. Вопиющая некомпетентность руководства МО и ВПК, потому что эта новая работа Можайки повторяет уже давно пройденное, причем на существенно более примитивном уровне.

И чтобы узнать это "давно пройденное", достаточно просто поднять в архиве Роскосмоса исх.106/1-7/36 от 11.02.1998 с приложением "Решение секции №2 научно-технического совета Российского космического агентства от 23 января 1998 г. "Об итогах выполнения программы ОРЕЛ в 1997 г. и задачах на 1998 г.""

Бывает. Аналогично, хруничевцы делают систему шумоглушения на старте Ангары на основе собственных НИР, хотя есть богатый материал по "Энергии"-"Бурану" в РКК "Энергия".
Публичная корпорация решит такие проблемы.

Президенту России
от Михальчука Михаила
Владимировича
enextec@mail/ru (mailto:enextec@mail/ru)
[По материалам совещание о перспективах развития космической отрасли в Благовещенске 12.04.13]

                        Уважаемый г-н Президент!
    Прошу Вас скорректировать политику в отношении средств выведения космических аппаратов, как не отвечающую интересам государства. На совещании о перспективах развития космической отрасли, состоявшемся в Благовещенске 12.04.13, были представлены основные положения «Основ политики Российской Федерации в области космической деятельности на период  до 2030–го года и дальнейшую перспективу». Этот документ не опубликован, но в выступлениях Руководителя Роскосмоса и Заместителя председателя правительства были озвучены планы создания сверхтяжёлых носителей (СТН) с грузоподъёмностью (более 50)-75-130-180 т.
    В проектном варианте этот документ назвался «Стратегия развития космической деятельности России до 2030 года и на дальнейшую перспективу», он был опубликован и обсуждался, но его авторы проигнорировали предложения и замечания, касающиеся перспективных средств выведения. В частности, в моём обращении в Роскосмос среди прочего было предложено убрать из программных документов и приостановить (финансирование) работы по СТН и МКРС-1 до появления обоснований их создания. В ответе (№ УСП-6157 от 11.09.12) вопрос по СТН был опущен. При этом в проекте документа грузоподъёмность СТН не указывалась, в общепринятых представлениях она подразумевалась, как «от 40 т». Озвученные размерности СТН находятся за гранью разумного, можно с уверенностью прогнозировать, что все работы по ним в лучшем случае окажутся пустой тратой средств, в худшем – спровоцируют финансовый коллапс космической деятельности и технологическое отставание в ней.
    Заявленная грузоподъёмность СТН говорит о том, что руководство Роскосмоса планирует дальние полёты в космос, опираясь на представления 50-60-летней давности, игнорируя то, что с тех пор технологии ушли далеко вперёд. Ещё 10 лет назад Агентству (тогда – Росавиакосмос) был представлен созданный с моим участием альтернативный план развития средств выведения, включающий стратегию развития, технические и организационные решения. Он, в частности, позволял совершать пилотируемые полёты на Луну и Марс без использования СТН. К сожалению, в системе Агентства не нашлось специалистов достаточной квалификации, способных оценить эти предложения или самим предложить что-либо лучшее.
    Надо сказать, что предложенный тогда план уже устарел, сегодня можно было бы создать улучшенный, соответствующий современным условиям и состоянию отрасли, но на такой продукт совершенно нет спроса со стороны Роскосмоса.
    Предложенной политике в области СТН есть несколько возражений, которые будут раскрыты ниже:
1. Недооценка экономической нагрузки.
2. Недооценка рисков.
3. Необоснованность планов использования СТН.
4. Отсутствие новаций и развивающего начала.
5. Отсутствие перспектив коммерческого использования.
6. Несвоевременность постановки вопроса.
7. Размерность СТН является ситуативным техническим, а не политическим решением.
    Возражения, касающиеся СТН, в целом относятся и к МКРС-1, с некоторым отличием в последствиях. Неопределённость с перспективными целями в космосе, отсутствие стратегии, расплывчатость перспектив использования и неясность потребности в этом носителе приводят к трансформациям проекта, приводящим к растягиванию сроков его реализации (после 2030 года, при том, что проекту больше десяти лет).
    Подробнее о возражениях:
1. Недооценка экономической нагрузки
    Имея современный опыт и заделы, разработать и создать СТН не так уж и сложно. Но имеющаяся техническая база позволяет производить и эксплуатировать носитель с грузоподъёмностью максимум 45-50 т, для носителя бóльшей размерности потребуется новое специальное оборудование, что вызовет опережающий рост стоимости проекта. Но даже в том случае, когда стоимость СТН вырастет пропорционально грузоподъёмности, для 130-т СТН это будет 7,5 миллиарда рублей:
    (1,3 млрд руб- «Протон-М»)*(130 т/22,5 т)=7,5млрд.руб
    К этой сумме добавятся пусковые и эксплуатационные расходы, которые будут иметь значительную составляющую, независимую от интенсивности эксплуатации. Для РН «Союз» они составляют около половины стоимости изготовления при высокой интенсивности пусков. При низкой, которая будет у СТН, они, в лучшем случае, будут равны стоимости изготовления СТН: 7,5 миллиарда рублей расходов на один пуск. Однако, и эти оценки оптимистичны, так как дают стоимость выведения 115 тыс. руб/кг, что является хорошим показателем для серийных носителей при том, что никаких новых решений, позволяющих снизить стоимость пуска, для СТН не предложено.
    Но это далеко не основная часть затрат. Предстоят довольно значительные капитальные вложения в транспортную и стартовую наземную инфраструктуру, стенды, производственные, стартовые и вспомогательные сооружения — всё это придётся делать «с нуля». Максимум эффективности РН на углеводородном горючем – 3,5% выводимого груза в общей массе носителя. Тогда стартовая масса СТН с грузоподъёмностью 130 т составит 3700 т. Стоимость стартового комплекса (СК) СТН можно оценить, опираясь на стоимость СК РН «Союз-2» (стартовая масса – 313 т) на космодроме «Восточный», которая составляет 9 миллиардов рублей. При росте размерности сооружения стоимость работ растёт в степени 4/3, стоимость оборудования также опережает рост размерности из за снижения серийности вплоть до уникального в случае с СТН. Отсюда минимальную стоимость СК 130-тонного носителя можно оценить в 240 миллиардов рублей:
(9 млрд.руб)*(3700 т/313 т)^1,33=240 млрд.руб
    Массу СТН можно уменьшить, используя на верхних ступенях СТН водород, что позволит повысить массу выводимого груза до 4,5% от стартовой массы. Однако, значительной экономии здесь не просматривается, так как она будет компенсирована затратами на водородную инфраструктуру СК и восстановление водородных технологий практически «с нуля».
    При среднем сроке службы оборудования, приборов и конструкций в 50 лет ежегодные амортизационные расходы составят 6 млрд. руб.
    К эксплуатационным и пусковым расходам прибавятся затраты на создание выводимых грузов. По имеющемуся опыту, они находятся в пределах от 1-1,5-кратной стоимости носителя (ТК «Прогресс» и ПТК «Союз») для почти серийных изделий, до 5-кратной для уникальных (ФГБ). Отсюда, учитывая характер грузов, можно ожидать не менее 2-кратной стоимости носителя для лунной программы, и до 5-кратной для марсианской. При 2-х ежегодных полётах на Луну классическим способом потребуется носитель 130 т; эти затраты можно оценить в 45 млрд. рублей в год:
     7,5 млрд руб*(130 т/22,5 т)*(2+1)*2 пуска=45,1 млрд. рублей
Кроме того, понадобятся разовые затраты на создание оборудования и установок для испытаний полезных грузов большой размерности, которые пока трудно оценить.
    В целом, минимальная лунная программа, предполагающая использование двух СТН в год, будет иметь следующие показатели:
- изготовление носителей – 7,5 млрд.руб;
- изготовление полезных грузов – 45 млрд.руб;
- стартовые и эксплуатационные расходы – 7,5 млрд.руб;
- амортизационные расходы - 6 млрд.руб.
Итого: 66 миллиардов рублей ежегодно при самых оптимистичных оценках.
    Показанные выше суммы достаточно велики, но уложиться в них можно только при условии грамотного руководства отраслью командой разносторонне компетентных работников, в чём пока есть проблемы. «Поверхностное» управление процессами приведёт к значительному удорожанию проекта.
2. Недооценка рисков.
    Почти все затраты на СНТ являются рисковыми вложениями средств. В случае прекращения программы на любом этапе технологический задел по СТН в дальнейшем не может быть использован. Техническая инфраструктура может быть использована частично, но для других целей она не будет экономически оптимальной.
    Причины прекращения использования СТН могут быть следующие:
- прекращение финансирования из-за сокращения доходов бюджета или появления более важных целей;
- потеря смысла дальнейшего выполнения программы;
- появление новых исходных данных программы достижения целей, под которые существующий носитель окажется неоптимальным или бесполезным;
- плановое завершение целевой программы полётов при отсутствии смысла инициировать новую;
- невозможность создать оборудование для проведения всего комплекса испытаний грузов большой размерности за приемлемые финансовые средства;
- низкая надёжность носителя в начальный период пусков, длительный период наработки статистики и выявления скрытых технологических дефектов.
    Вероятность наступления хотя бы одного рискового события довольно велика, и оценка этих рисков не проводилась.
3. Необоснованность планов использования СТН.
    Нет даже в общих чертах программы, под которую делается СТН. Цели, под которые предполагается создать СТН, были озвучены одновременно с планами его создания, и в самом общем виде. Изыскательские работы на предмет оптимизации средств достижения целей и поиска альтернативных путей не проводились, и, насколько мне известно, не запланированы. Сам разброс характеристик носителя (говорилось о (более 50)-75-130-180 т) говорит об отсутствии единодушия в представлениях о его применении.
4. Отсутствие новаций и развивающего начала.
    Большая размерность носителя не содержит предпосылок технологического развития отрасли, вместо этого она оттянет средства от создания новых технологий. Значительная доля средств уйдёт на строительные работы, не имеющие отношения ни к техническому прогрессу, ни к отрасли. Да и сам СТН является всего лишь средством выведения и относится к той области техники, в которой наша промышленность уже давно подошла к совершенству. В то же время у нас катастрофически отстаёт область создания полезных нагрузок, а также сфера деятельности в космическом пространстве, которая имеет большой потенциал развития и требует к себе внимания и средств.
5. Отсутствие перспектив коммерческого использования
    Сегодня нет смысла создавать носители, размерность которых исключает их многоцелевое использование. В настоящее время носители тяжёлого класса («Протон-М» и создаваемая «Ангара») применяются для вывода спутников связи на геостационарную орбиту. Носителей большей размерности не требуется, так как на обозримую перспективу эти задачи могут быть решены их модернизацией: созданием разгонного блока/последней ступени на водороде, использованием электроракетных двигателей, а также применением новых схем выведения (через «бесконечность» или с использованием Луны). Носитель вдвое бóльшей грузоподъёмности может выводить сразу два спутника связи, но, как показывает опыт эксплуатации РН «Ариан-5», это неудобно. Заявленные сверхтяжёлые носители грузоподъёмностью 50-75-130-180 т не имеют коммерческой перспективы.
    СТН могли бы использоваться для выведения орбитальных блоков большой размерности, но таких планов пока даже не просматривается. С момента начала проекта МКС (1998 год) по настоящее время мы запустили всего два цельных блока — 2 модуля МКС массой около 20 т, на этот год запланирован запуск третьего. И, хотя было бы желательно увеличить массу блоков орбитальных станций, представить сегодня неделимый груз массой 75-130-180 довольно сложно, не говоря уже об их регулярном производстве. И здесь мы не видим применения, способного хоть как-то оправдать создание СТН.
6. Несвоевременность постановки вопроса.
    Если СТН и понадобится когда-нибудь в будущем, то на сегодня это телега впереди лошади. Нет никаких препятствий для пилотируемых полётов на Луну и Марс с использованием носителей меньшей и даже существующей размерности. Правильно бы было сначала осуществить серию пробных полётов, по их результатам найти цели, поставить задачи, выработать план полётов на длительную перспективу и уже затем определиться, нужен ли СТН, и какой размерности. Выбирать сегодня размерность СТН – практически действовать наугад.
7. Размерность СТН является ситуативным техническим, а не политическим решением.
    Алгоритм выработки решений следующий: выбор целей (руководство страны) → выработка стратегии (Роскосмос) → разработка политики (Роскосмос во взаимодействии с Правительством - министерствами, ведомствами, агентствами, госкорпорациями) → постановка задач (Роскосмос – подведомственным структурам) → технические решения (подведомственные структуры – Роскосмосу). То, что написано в обсуждаемом документе касательно носителей, является скорее выражением намерений при отсутствии политики. Политика общего плана не должна охватывать средства, её область – это цели и способы. В отношении СВ возможна и нужна технологическая политика, но она отражается в документах другого уровня. Кроме того, облик и свойства средств выведения находятся в зависимости от стратегии, которой у Роскосмоса нет.
    В связи с вышесказанным предлагаю:
 
1. Отправить проект документа/документ «Основы политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030–го года и дальнейшую перспективу» на до/переработку в части, касающейся перспективных средств выведения, как не дающий ничего нового, и в то же время необоснованно программирующий нагрузку на бюджет.
2. Определиться с целями хотя бы в самом общем виде: будем ли мы развивать направления космической деятельности, связанные с экспансией в космос и не дающие экономической отдачи, и в каком объёме ежегодного финансирования.
3. Определить для Роскосмоса следующую этапность предоставления предложений по новым средствам выведения:
а) оценка стоимости строительства стартового комплекса с инфраструктурой и ежегодных расходов на его эксплуатацию;
б) часть программы космической деятельности, которая связана с использованием этих средств выведения, с обоснованием её смысла;
в) оценка расходов на выполнение этой программы в части создания полезных грузов;
г) оценка альтернативных путей реализации программных целей;
д) технико-экономическое обоснование на создание средства выведения;
е) общее технико-экономическое обоснование упомянутой части программы.
4. Полученные документы открыть для обсуждения и подвергнуть квалифицированному анализу.
5. Приостановить финансирование исследований по СТН и МКРС-1 до появления  определённости с потребностью в этих средствах выведения.

            С уважением, Михальчук М. В., инженер
                                         06.05.13

(http://s020.radikal.ru/i708/1305/65/b39e4c8b33c9.jpg) (http://www.radikal.ru)

"Жильцам - от начальника ЖЭК. Было дано указание честаться!" из монолога Г.Хазанова   :cry:

(http://s019.radikal.ru/i611/1305/6a/0e303fc67920.jpg) (http://www.radikal.ru)

культурно так отшили. Не зря хлеб едят :)

Собственно, рекомендаций было две:
1. По поводу реструктуризации обращаться в правительственную комиссию(?), которой я, можно сказать, воспользовался.
2. По остальным вопросам обращаться в Фонд перспективных технологий, который на момент выдачи рекомендации ещё не был сорганизован, и который до сих пор ведёт скрытную деятельность (  :)  ). И такая тенденция, что к моменту начала его явной работы в нём могут оказаться те же люди, которые туда и отфутболивают... :|

Цитироватьmihalchuk пишет:
Собственно, рекомендаций было две:
1. По поводу реструктуризации обращаться в правительственную комиссию(?), которой я, можно сказать, воспользовался.
2. По остальным вопросам обращаться в Фонд перспективных технологий, который на момент выдачи рекомендации ещё не был сорганизован, и который до сих пор ведёт скрытную деятельность (  :)  ). И такая тенденция, что к моменту начала его явной работы в нём могут оказаться те же люди, которые туда и отфутболивают...  :|

Вы планируете продолжать?

ЦитироватьBoris R пишет:
Вы планируете продолжать?

Show must go on...
Но всё очень серьёзно.

Начальнику Управления стратегического
планирования и целевых программ Федерального космического агентства
Ю. Н. Макарову
От Михальчука Михаила Владимировича


                      Уважаемый Юрий Николаевич!

 Ваше письмо № УСП-3272-ОГ получено. К сожалению, в нём нет ответов на поставленные вопросы, содержащиеся в моём обращении от 26 февраля 2013 года, без которых логика принятия решений в Роскосмосе остаётся непонятной. Прояснение логики было бы интересно и полезно для самого Роскосмоса, так как сегодня его деятельность в области перспективных средств обеспечения космической деятельности со стороны выглядит, как накопление противоречий.
 Кроме того, в Вашем письме содержатся ссылки на внутренние документы Роскосмоса, которые мне недоступны. Из упоминаемых заключений ЦНИИмаш мне известно единственное – исх. № 4447-30 от 28.04.03, в котором было отмечено:
- искажение сущности предложений;
- сужение рамок поставленных вопросов;
- явно ошибочные выводы с точки зрения динамики ракетного полёта;
- общий невысокий интеллектуальный уровень и голословный характер документа.
 Содержание остальных заключений ЦНИИмаш мне неизвестно. Полагаю, что у Роскосмоса есть право ограничивать доступ к информации, но и у меня в этом случае нет оснований менять отношение к рассматриваемым вопросам.

 О некотором интересе к моим предложениям я впервые узнал из Вашего письма исх. № УСП-6157 от 11.09.12. Более того, в нём было упомянуто, что по некоторым затронутым мной вопросам «ведутся проектные и исследовательские проработки», но не было раскрыто, по каким именно, и какие идеи положены в их основу. Чтобы иметь ясность в этом вопросе, предлагаю предоставить мне информацию о постановке задач и принципиальных решениях по тем направлениям, которые основывались на моих предложениях и достигли стадии проектных работ. Эта информация позволит мне лучше ориентироваться в перспективных направлениях космической деятельности, а также при необходимости сделать новые предложения или предоставить новые рекомендации.

 В Вашем ответе также содержится просьба в случае повторных обращений принимать во внимание выданные мне Роскосмосом рекомендации. В предшествующих письмах я нашёл их две:
1.   Обратиться в правительственную комиссию по реструктуризации отрасли с соответствующими предложениями.
2.   Обратиться в Фонд перспективных технологий.
 Первой рекомендацией я воспользовался. По второй. Фонд перспективных технологий на момент выдачи рекомендации находился в стадии организации и в настоящее время ещё не начал работу. Кроме того, вопросы, которые я ставлю в своих обращениях, целиком находятся в компетенции Роскосмоса, насущны, и их решением следовало заняться ещё 10-15 лет назад.


 С уважением, Михальчук М. В.
 18.06.13

(http://s002.radikal.ru/i199/1307/8a/7d4c05a61410.png) (http://www.radikal.ru)

(http://s49.radikal.ru/i125/1307/46/17600047ccf8.png) (http://www.radikal.ru)

(http://s017.radikal.ru/i411/1307/2a/7b91c9e2cc62.png) (http://www.radikal.ru)
(http://s019.radikal.ru/i642/1307/63/c261f956cd03.png) (http://www.radikal.ru)

Молодцы. Даже удивлён..  :oops:

1. В случае запуска ядерного буксира, роль заправочного комплекса будет слишком незначительной. Только для пилотируемых полетов, да и то на непродолжительное время. Пока не введут 25МВт буксир.
2. Сейчас петиции правительству устарели. Сейчас это делается по-другому. Если уверены в своей правоте, патентуйте свою заправочную станцию, пишите бизнес-план, под патент привлекайте средства инвесторов и реализуйте.
3. В письме все правильно написано. ТЭО нет. Может больше денег на поддержание орбиты и криогеники уйдет.
4. Заправочный комплекс не отменяет актуальности сверхтяжа. Даже доставку топлива имеет смысл делать сверхтяжем.
5. Надеюсь, вы знаете как доставить на орбиту баки на 1000 тонн топлива. Не сверхтяжем?

Президенту России
 От Михальчука Михаила Владимировича
"О целесообразности разработки сверхтяжёлого носителя"
                      Уважаемый г-н Президент!
 
     В ответ на своё Обращение в Ваш адрес от 06.05.2013 года (электронная почта, уведомление № А26-09-43654171), переданное на рассмотрение в Роскосмос, получил Письмо № УСП-4439-ОГ от 7 июня 2013 г., текст которого прилагаю. Из него видно, что у Роскосмоса не нашлось возражений по существу поставленных в обращении вопросов (*). Это значит, что изложенные в Обращении предложения по основам государственной политики в отношении перспективных средств выведения (СВ) оправданы и имеют смысл. В плане последних инициатив Роскосмоса это означает, что заявление о создании сверхтяжёлого носителя (СТН), прозвучавшее на совещании 12 апреля 2013 года в Благовещенске – преждевременно,  а объявленные размерности СТН – необоснованны.
    Это даёт основание сформировать критическое отношение к инициативе Роскосмоса по разработке СТН и отнестись пристрастно к рассмотрению его доводов в пользу этой затеи. Чтобы прояснить ситуацию, было бы желательно услышать от Роскосмоса обстоятельные пояснения по всем семи возражениям, изложенным в Обращении, а также увидеть сценарий развития деятельности, в которой используется СТН, технико-экономическое обоснование этой деятельности, и сравнение с альтернативными способами достижения поставленных целей.
 (*) Комментарии к Письму № УСП-4439-ОГ от 7 июня 2013 г.:
 
                С уважением,
              Михальчук М. В., инженер
               11.08.13

Не пинайте мёртвого льва, возможно, он просто уснул...

этих отписок я получил кучу в течении последниз 4-х лет, последние даже не читал, удалял и те что почтой приходили также или покрывают жуликов или вообще игнорят и отвечают что ваше обращение БУДЕТ рассмотрено и все конец.

Следующее письмо приведено с сокращениями - опущена информация личного характера:
Президенту России
Путину Владимиру Владимировичу
от Михальчука Михаила Владимировича

enextec@mail.ru


                                            Уважаемый г-н Президент!

    Прошу Вас принять ряд мер, касающихся деятельности Роскосмоса и развития ракетно-космической промышленности:
1.   Приостановить работы по созданию сверхтяжёлого носителя (СТН).
2.   Не принимать Федеральную космическую программу (ФКП) 2016-2030 гг до реформирования деятельности Роскосмоса в области стратегического планирования и управления проектами, в том числе – определения нового статуса ФКП.
3.   ... .

    Аргументы для предложенных действий следующие:
1.   Работы по облику СТН ведутся Роскосмосом более года, и приняли направление, заводящее космонавтику в тупик развития.(1) Кроме того, эта деятельность поглощает время, силы и средства, которые могли бы быть использованы для разработки альтернативных концепций и направлений деятельности. Вызывает сомнение и способность Роскосмоса, включая подведомственные организации, обосновать свои решения по СТН, а также задачи под его применение.(2) Нет ни одного признака того, что проводился неформальный поиск альтернативных способов достижения тех же целей.
2.   Сам подход к долгосрочному планированию на столь длительный период посредством федеральной программы в нынешнем статусе устарел и содержит негативные моменты, тормозящие развитие. Необходима реформа управления, которая затронет Закон о космической деятельности и изменит статус ФКП, а также параметры планирования. Космическую деятельность эффективнее строить на основе целевых программ, в целом же необходимо гибкое интерактивное планирование, позволяющее реагировать на новые факторы развития и вариации внешних условий, оперативно менять цели и приоритеты с наименьшими издержками. Кроме того, необходима современная методология определения ценностей и критериев в космической деятельности.(3)
3.   Моя переписка с Роскосмосом, которая длится уже более 10 лет (4), показала, что эта организация старается уйти от неудобных вопросов и избегает ответов по существу. В результате программные документы Роскосмоса получаются слабыми в части обоснования фундаментальных вопросов развития, а их реализация сопровождается накоплением системных ошибок, которые исправляются не ранее достижения состояния видимых проблем.(5) Знания в области космонавтики и системной организации, которыми я обладаю, вместе с предоставленными полномочиями помогут создать сбалансированную по затратам и эффективную по результатам программу развития отрасли.

        Моё обращение становится актуальным в связи с тем, что Роскосмос начал раскрывать планы использования СТН (напр., газета «Известия» от 15 августа и 23 октября 2014). Предполагается сосредоточение усилий на интенсивном освоение Луны, в-частности, на создании лунной базы и начале пилотируемых полётов к Луне после 2030 года. По моим представлениям, заявленные цели могут быть достигнуты или близки к этому уже в период действия ФКП 2016-2025 без использования СТН, а экономия средств составит около 300 млрд. руб. на период до 2030 года. В подтверждение сказанного предлагаю к рассмотрению альтернативную концепцию развития пилотируемой космонавтики и средств выведения, являющуюся адаптацией к современным условиям предложений, направленных в Росавиакосмос в 2003 году организацией «Энергообменные технологии» (приложение 2).

                   Михальчук М. В., инженер
                   21.11.2014                  

приложение 1 – пояснения на 2 л.
приложение 2 – техническая записка на 11 л.

   
                                      Пояснения к обращению от 21.11.2014

(1)   Об этом было подробно сказано в моих обращениях к Вам от 06.05.2013 и от 11.08.2013. Нельзя игнорировать и исторический опыт: образно говоря, СТН в космонавтике можно уподобить граблям, на которых две великие державы уже плясали дважды. В двух удачных случаях созданные СТН («Сатурн-5» и «Спейс Шаттл») не нашли удачного практического применения и исчерпали себя после некоторого периода эксплуатации.
(2)   Наблюдается инверсия в последовательности действий, связанных с СТН – то, что называется «телега впереди лошади». Работы по облику СТН были начаты Роскосмосом в условиях отсутствия не только обоснованной программы его применения, но и вообще без понимания целей для него. Объявленная позже лунная база является перескоком через исследовательский этап, её предполагаемое местоположение основано на непроверенных предположениях, запасы льда в районе лунных полюсов, имеющие свойства месторождений, не подтверждены. Объявленная размерность СТН имеет большой разброс – от 50 до 180 т, идея Роскосмоса об «открытой» (развиваемой) архитектуре СТН является, по-видимому, вынужденным решением в условиях отсутствия определённости в этом вопросе.
(3)   Современную методологию нетрудно разработать, опираясь на понимание законов функционирования открытых систем. В программных документах Роскосмоса такого понимания не обнаруживается.
(4)   Часть переписки можно найти в Интернете по адресу: http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/forum14/topic13400/
(5)   Как пример – подготовка Роскосмосом Концепции развития средств выведения космических аппаратов на период до 2030 года. Вот что об этом писала газетв «Известия» от 21.06.2012: « Федеральное космическое агентство согласовало с Министерством обороны и направило в правительство концепцию развития средств выведения космических аппаратов на период до 2030 года, сообщил «Известиям» высокопоставленный источник в Роскосмосе. По его словам, концепция разработана по поручению Совбеза.
— Решение подготовить концепцию было принято тогда же, когда на Совбезе решался вопрос о прекращении работ по созданию ракеты-носителя «Русь», — рассказал собеседник в Роскосмосе. ... Когда обсуждали, почему так получилось, выяснилось, что общей концепции по ракетам у нас нет. И нам поручили ее написать.».
    Следует вспомнить, что в начале 2003 года эта организация (тогда Росавиакосмос) получила ООО «Энергообменные технологии» осмысленную концепцию развития средств выведения (можно ознакомиться на www.energoobmen.ru), и этот факт был поводом задуматься о проблеме, и, если не принимать предложенную концепцию, то разработать свою. Но ничего такого в Роскосмосе делать не стали, вместо этого они изнуряли интеллектуальный ресурс предприятий несбыточными надеждами, собирая от них инициативные предложения.
    В той же концепции было сказано о необходимости реструктуризации космической промышленности, и даны принципы, на которых её следует осуществить. Что также осталось без внимания, реструктуризация началась десятилетие спустя после катастрофических событий, принципы, положенные в её основу, имеют поверхностное обоснование, и будет ли она успешной, покажет время.

Михаил Владимирович, давайте создадим петицию на change.org и я ее подпишу,как и 100 000 других россиян,а к одному вашему письму они никак не отнесутся

Цитироватьmihalchuk пишет:
В двух удачных случаях созданные СТН («Сатурн-5» и «Спейс Шаттл») не нашли удачного практического применения и исчерпали себя после некоторого периода эксплуатации.

Господа! Вы меня извините, но так президенту не пишут по сложнейшим техническим вопросам.
По личным - да, возможна любая орфография и синтаксис.

ЦитироватьШтуцер пишет:

Цитироватьmihalchuk пишет:
В двух удачных случаях созданные СТН («Сатурн-5» и «Спейс Шаттл») не нашли удачного практического применения и исчерпали себя после некоторого периода эксплуатации.

Господа! Вы меня извините, но так президенту не пишут по сложнейшим техническим вопросам.
По личным - да, возможна любая орфография и синтаксис.

Прокол признаю. Но, думаю, это приложение Президенту не покажут, вся его информация в том, ято я не страдаю голословием.

Приложение 2
Основы развития пилотируемой космонавтики и средств выведения
                          на ближайшую перспективу
                              техническая записка

                                  Введение
 

Спойлер

  Из сообщений в печати (напр., газета «Известия» от 15 августа и 23 октября 2014) следует, что Роскосмос запрашивает средства для создания сверхтяжёлого носителя (СТН) и ищет обоснования для его применения в деле создания лунной базы. При этом прогнозируется конкуренция за участки базирования. Однако, сценарий конкуренции за лунные участки крайне маловероятен – сегодня не просматривается ни политической, ни экономической необходимости в освоении Луны, а правовое обеспечение таких действий отсутствует. Следовательно, нет необходимости в надрыве усилий в этом направлении. Исследование и освоение Луны, как и других небесных тел, может быть обосновано и принести пользу, если оно проводится в рамках естественной экспансии в космическое пространство. В этом случае внешние цели уступают приоритет обретению возможностей, на первый план выходят не количественные (сроки, грузоподъёмность носителей), а качественные параметры деятельности. К ним можно отнести следующие:
- частота рукотворных событий в космосе;
- размер базиса применяемых технологий;
- оперативность реализации полного цикла миссий (время от постановки задачи до достижения цели);
- эффективность используемых средств и технологий;
- диверсифицируемость целей.
    При этом, в ситуации востребованности развития, как процесса, и отсутствия определённости в приоритете целей, важнейшим элементом стратегии становится стремление достигать целей многоцелевыми средствами. Это требует разумного минимализма в подходе к СТН, тщательного изучения концепций, исключающих его использование. Как будет показано ниже, такие концепции возможны и продуктивны.

[свернуть]

 
                   Кластеры перспективных технологий

Спойлер

    Для решения проблемы регулярных пилотируемых полётов к Луне и в дальний космос нашей промышленности достаточно освоить четыре кластера ключевых технологий, и ни один из них не связан с СТН:
1. Технологии использования ядерной энергии в двигательных установках.
2. Технологии заправки компонентами топлива в космосе, включая приём и хранение компонентов.
3. Технологии доставки компонентов топлива на орбиту с низкой стоимостью.
4. Технологии переработки отходов.
    Выбор этих кластеров объясняется неизбежностью и результативностью их освоения, а также тем, что они являются логическим продолжением направления нашей деятельности в космосе.
    Сегодня ведутся работы только по п.1- тема ядерной ракетной энергодвигательной установки, совместная разработка Курчатовского института и центра Келдыша, но эта разработка является ключевой для межпланетных полётов, для Луны – только важной.
    Технологии 2-го и 3-го кластеров позволят быстрее и с меньшими затратами начать полёты к Луне и в дальний космос, чем с использованием СТН.
    Технологии 4-го кластера, помимо решения важной насущной проблемы, позволят повысить эффективность экспансии в космос.
    Стандартными технологическими операциями в космосе должны стать:
- перехват, стабилизация и транспортировка неуправляемых объектов с нестабильными инерционными свойствами (незакреплённые внутренние массы, работающие маховики/гироскопы и т. д.);
- извлечение жидкостей и газов из баков;
- заправка компонентами топливных баков.

[свернуть]

 
             Общее техническое решение по системе средств выведения

Спойлер

1. Проводится модернизация РН «Союз-2.1а», РН «Союз-2.1в» и создающейся РН «Ангара-А5и» в части замены 3-х ступеней этих носителей на кислородно-метановые с приспособлениями для дозаправки в космосе и возможностью не менее чем трёхкратного включения двигателя.
2. Создаётся модификация РН «Союз-2.1а» по п.1, предназначенная для доставки на орбиту компонентов топлива в виде остатков в баках 3-й ступени (баки увеличены).
3. Создаётся орбитальный технологический комплекс, имеющий средства приёма, хранения и заправки компонентов топлива.
4. Создаётся беспилотный буксир, базирующийся на орбитальном комплексе и предназначенный для перехвата и доставки ступеней с компонентами топлива.
5. Орбитальный технологический комплекс оснащается круговым 3Д-принтером и оборудованием для переработки элементов ракетных блоков в материал для него.
                Подробнее о составляющих системы средств выведения
1. Выбор кислородно-метановой пары объясняется следующим:
- двигатели для ракетных блоков придётся делать заново, поэтому выбирается удобная пара компонентов;
- горючие на основе гидразина отвергаются из-за токсичности, а свойства керосина плохо предсказуемы при длительном хранении в невесомости;
- очевидным окислителем будет жидкий кислород, жидкий метан по теплофизическим свойствам близок к нему настолько, что для него подойдёт то же самое оборудование;
- свойства жидкого метана благоприятны охлаждения камеры сгорания, а энтальпия продуктов сгорания выше, чем у кислородно-керосинового топлива;
- проведён значительный объём научно-исследовательских работ по кислородно-метановому топливу, оно признано перспективным для использования в ракетных двигателях;
- есть все предпосылки того, что предстоящая космическая программа России будет национальной, для чего использование жидкого метана в качестве горючего является достаточным решением (для международной программы был бы желателен жидкий водород).
    В дальнейшем возможна модернизация системы с заменой жидкого метана на жидкий водород, но при этом придётся решить более сложные задачи по его теплоизоляции. Если баллистические свойства последних ступеней при этом сохранятся, то сохранятся и пропорции миссий, изменения будут заключаться в росте массы полезного груза.
    Последние ступени для носителей «Союз-2.1а» и «Союз-2.1в» предполагается сделать одинаковыми. Для них потребуется создать маршевый ЖРД с тягой ~30-40 тс. На последнюю ступень для РН «Ангара-А5И» будет установлено 2 или 3 таких двигателя (в зависимости от модификации).
2. Для повышения эффективности использования средств выведения предлагается отказаться от специального танкера для доставки компонентов топлива, используя для этой цели баки последней ступени РН. В этом случае предстоит разработать методом регрессивного проектирования специализированный ракетный блок с увеличенными баками и упрощённым вариантом двигателя (одноразовым). При этом дополнительно к массе расчётной полезной нагрузки добавится масса отсутствующего адаптера полезного груза (ПГ) и/или переходника и сопутствующих элементов крепления, а также дополнительная масса из-за отсутствия полноразмерного обтекателя, уменьшения аэродинамического сопротивления, облегчения баков из-за более благоприятного распределения весовой нагрузки. Кроме того, не будут потеряны остатки незабора топлива и газы наддува.
Путём экономических и инженерных расчётов предстоит определить, что будет рациональнее – один вариант блока для доставки компонентов в рабочем соотношении или два разных варианта для доставки каждого из компонентов.
Блок оборудуется минимумом систем, способствующих транспортировке его к орбитальному комплексу внешними средствами.
Первоначально предполагается оснастить таким блоком модификацию РН «Союз-2.1а», в дальнейшем можно использовать и другие носители с подходящими компонентами. Использование разных носителей позволит оптимально распределить по ним грузопоток и выровнять загрузку их производственных мощностей.
В настоящее время грузовые корабли «Прогресс» доставляют на МКС до 2,6 т груза, включая топливо в баках собственной двигательной установки. Полезный груз предложенной модификации РН «Союз 2.1а» составит до 10,5-11,0 т, если считать конструкционные материалы. Эффективность использования носителя возрастает в 4 раза!
Способ доставки обладает адаптивностью к таким перспективным факторам, как:
- вытеснение кислорода с Земли доставляемым с Луны (модификация ступеней под доставку метана);
- переход на водородное горючее (модификация ступеней под доставку кислорода, отдельное решение по снабжению водородом);
- требование увеличения экономической эффективности (создаётся дешёвый специализированный носитель с умеренной надёжностью).
3. Орбитальный заправочный комплекс (ОЗК) на низкой земной орбите позволит резко повысить надёжность миссий с дозаправкой и даже сделать их более надёжными, чем с использованием СТН. Причины этого следующие:
- для отработки меньшего по размерам носителя потребуется меньше средств;
- носитель, имеющий многоцелевое применение и/или используемый для доставки топлива будет иметь бόльшую частоту пусков, быстрее пройдёт лётные испытания и наберёт статистику успешных пусков;
- концепция предполагает использование отработанных и надёжных конструкций РН «Союз»;
- имеется возможность в ходе обслуживания на ОЗК устранить возникшие неполадки, провести тестирование ПГ, демонтировать не нужные в дальнейшем перелёте крепления;
- в случае отказа при запуске двигателя ракетного блока (РБ) имеется возможность сохранить ПГ, вернув его на ОЗК.
4. Идея доставки грузов на орбитальную станцию с помощью буксира не нова, такой проект («Паром») был заявлен РКК «Энергия», но не имел продолжения. Его слабое место – проектирование в пилотируемом варианте, что не только повлекло увеличение массы из-за наличия гермообъёма и системы жизнеобеспечения, но и в конечном счёте вылилось бы в оснащение его спускаемым аппаратом. Развитие средств связи и средств управления подошло к такому уровню, при котором человек на борту буксира не требуется.
На сегодня отработаны технологии выведения, позволяющие организовать транспортировку РБ с остатками топлива к ОЗК в течение 6-12 часов, и это время в перспективе будет сокращено. Перехват и управление РБ, в баках которого будет около четверти объёма заполнено низкокипящей жидкостью, а также решение проблемы перегрева представляет собой интересную научную и инженерную задачу, которая будет, без сомнения, решена.
5. Появление технологий 3Д-печати делает своевременной постановку задачи о её использовании для производства конструкций в космосе. Достойная задача для ближайшего будущего – производство гермооболочек из попутных конструкционных материалов (вовлечение отходов во вторичный оборот). Этим предполагается решить проблему недостаточного гермообъёма обитаемых космических объектов. Основным материалом для этой цели будет сплав, из которого изготовлены баки РБ (предположительно АМг-6). Требуемые характеристики конструкций: двойная гермооболочка в-основном цилиндрической формы диаметром 8-12 м. Создание оболочки будет происходить методом наплавления, сплав потеряет прокатную упрочнённость, прочность на разрыв упадёт в 1,3-1,5 раза. Для компенсации этого фактора предполагается предусмотреть толщину гермооболочки с достаточным запасом (тройную от аналога из нагартованного сплава). Такая оболочка даст серьёзный вклад и в радиационную защиту экипажа. Технология производства гермооболочек вместе с использованием модулей, как внешних, так и внутренних, позволит создать новое поколение орбитальных станций и другие перспективные обитаемые объекты.
 

[свернуть]

Сценарий полёта к Луне с использованием заправки на орбитальном комплексе

Спойлер

       При использовании орбитального комплекса, как места базирования, наиболее рациональной представляется двухпусковая схема с использованием носителей разной грузоподъёмности. В этом случае лунный комплекс компонуется из двух частей полезного груза и двух ракетных блоков – заправляемых последних ступеней носителей. Больший по размерам ракетный блок используется для разгона комплекса к Луне, затем отбрасывается. Меньший – для торможения и выхода на лунную орбиту, либо непосредственно для посадки на Луну. Расчёты, однако, показывают, что реальный второй блок будет избыточен для первой цели и явно недостаточен для второй. Следовательно, он будет повторно использоваться для торможения и схода с лунной орбиты, после чего – отбрасываться, а посадка будет выполняться с помощью отдельного посадочного модуля.
    Возможны различные модификации этого сценария, самые интересные из них предполагают заправку посадочного модуля компонентами топлива.
    Первым этапом в лунной программе будут беспилотные миссии с использованием модификаций РН «Союз 2.1а» и «Союз 2.1в», оснащённых равноразмерными РБ. В этом случае оптимальное соотношение по ступеням лунного комплекса не получится – одного блока будет недостаточно для разгона комплекса к Луне, для этой цели потребуется использовать и второй блок. В табл. 1 варианты 1 и 2 соответствуют заявленным миссиям. В 1-м варианте посадка на Луну осуществляется  с помощью посадочного модуля, использующего высококипящие компоненты. Второй РБ используется трехкратно:
- для довыведения комплекса на траекторию полёта к Луне,
- для выхода на окололунную орбиту;
- для торможения и схода с окололунной орбиты.
Во 2-м варианте используется крупный посадочный модуль на компонентах ж.кислород + ж.метан, который выводится на околоземную орбиту с порожними баками и заправляется на ОЗК. Два РБ последовательно разгоняют и отбрасываются, при этом лунный комплекс (ЛК) оказывается на траектории полёта к Луне.
    Программа первого этапа может включать не только исследовательские миссии, но и начало строительства лунной базы аппаратами с дистанционным управлением, а также пилотируемый облёт Луны с выходом на лунную орбиту.
    Вариант 3, табл.1 (второй этап) даёт возможность осуществить полноценный пилотируемый полёт на Луну. При этом в качестве 1-го носителя используется РН, способная доставить на орбиту ОЗК груз массой 23 т, в качестве 2-го - модификация РН «Союз 2.1а» из вариантов 1 - 2. Грузоподъёмность 1-го носителя соответствует грузоподъёмности РН «Ангара А5и», но вместо УРМ-2 используется более крупный ракетный модуль. Это значит, что «Ангару» придётся подгонять: укорачивать УРМы или недоливать в них топливо.
    В пилотируемой миссии первой стартует РН с лунным модулем и ракетным блоком с высококипящими компонентами топлива, второй – РН с пилотируемым космическим кораблём (КК). РБ второй РН доставляется на ОЗК космическим кораблём, где происходит конфигурирование и заправка комплекса. РБ первой РН разгоняет выводит комплекс на траекторию полёта к Луне, после чего отбрасывается. РБ второй РН выводит комплекс на окололунную орбиту, где остаётся КК, Далее РБ-2 сводит с орбиты лунный модуль и отделяется, а лунный модуль производит посадку на своём двигателе. Масса доставляемого таким способом груза на лунную поверхность составит 11,6-14,5 т в зависимости от массы КК с РБ на высококипящих компонентах (14,6-8,5 т) что вполне достаточно для пилотируемой миссии. В грузовой модификации комплекс может доставить на Луну до 18 т груза.
    Масса лунного комплекса вместе с заправленными блоками составит 162,7 т, что эквивалентно использованию СТН грузоподъёмностью 170 т. Масса заправляемого топлива составит 116,6 т плюс восполнение остатков в баках, которые не удастся довезти до ОЗК. Это около 12 пусков грузовой модификации РН «Союз 2.1а» или 5 – РН «Ангара А5И». При этом на ОЗК накопится не менее 12-15 т алюминиевых сплавов в разобранных конструкциях.
-

Варианты миссии	1	2	3
Последняя ступень первого носителя
Масса ПГ, кг	8500	8500	23000
Конечная масса посл. ступени, кг	3160	3160	11400
Масса используемого топлива, кг	21599	21599	95000
Удельный импульс ДУ, Н*с/кг	3650	3650	3650
Характеристическая скорость, м/с	3826	3826	4836
Последняя ступень второго носителя
Масса ПГ, кг	2550	2550	8500
Конечная масса посл. ступени, кг	3160	3160	3160
Масса используемого топлива, кг	21599	21599	21599
Удельный импульс ДУ, Н*с/кг	3650	3650	3650
Характеристическая скорость, м/с	5712	5712	3826
Лунный комплекс
Масса заправленного комплекса, кг	60568	76258	162660
Масса используемого топлива, кг	43198	58888	116599
Масса заправки посадочного модуля, кг	-	15690	-
Масса корабля на орбите Луны, кг	-	-	14600-8500/0
Характеристическая скорость отлёта, 1, м/с	1610	1215	3202
Характеристическая скорость отлёта, 2, м/с	1590	1985	-
Характеристическая скорость торможения у Луны, м/с	850		850
Характеристическая скорость торможения для схода с орбиты Луны, м/с	933	-	1465-1172/918
Удельный импульс посадочной ДУ, Н*с/кг	3300	3500	3300
Характеристическая скорость посадки, м/с	1232	3015	635-781/1182
Конечная масса на Луне, кг	7608	11300	13944-17365/22016
Масса груза на Луне, кг	6500	8500	11600-14500/18000

Таблица 1

[свернуть]

                                           Пилотируемый корабль

Спойлер

   Из расчётов (табл. 1) видно, что пилотируемый космический корабль (ПКК) должен иметь начальную массу, близкую к 9,5 т (8,5 т на ОЗК), это крайне важно с точки зрения минимизации рисков. Тогда для его запуска можно использовать модификацию РН «Союз 2.1а», первые две ступени которой хорошо отработаны, а третья будет быстро отработана из-за минимальной размерности и высокой частоты пусков в беспилотной программе и в миссиях по доставке топлива на ОЗК. Кроме того, запуск корабля с экипажем предполагается производить по достижении состояния готовности остальных составляющих ЛК – они будут предварительно доставлены на ОЗК, протестированы и, возможно, заправлены компонентами топлива.
    Используемый сегодня для пилотируемых полётов ПКК «Союз» вполне вписывается в заявленную массу и может быть использован в лунной миссии после некоторой модернизации. Но он имеет очевидные неудобства: невысокое аэродинамическое качество (влияет на перегрузки при возвращении) и малый внутренний объём. Кроме того, его вместимость может оказаться недостаточной (желателен экипаж из 4-х человек).  Создающийся ПТК НП также неудобен для лунной миссии. Изначально предназначенный для других целей, он оказался концептуально нерационален для полёта к Луне (размещение всех систем жизнеобеспечения в одном объёме) и избыточен по массе (минимум – 14 т в околоземном варианте) и габаритам. Судя по опубликованным картинкам, у него также невысокое аэродинамическое качество. Его использование потребует масштабирование миссии в 1,5 раза в сторону увеличения (эквивалент СТН на 250 т), либо переформатирование её в менее удобный и надёжный вариант с меньшим увеличением массы ЛК.
    Оптимальным для лунной миссии был бы ПК с более вместительным спускаемым аппаратом, обладающим повышенным аэродинамическим качеством (в1,3-1,5 раза большим, чем у ПК «Союз»). Возможности для этого есть, это около 2 т за счёт увеличения грузоподъёмности рассматриваемой модификации РН «Союз 2.1а» по сравнению с РН «Союз ФГ», а также около 1 т за счёт отказа от бытового отсека и перенесения части ресурсов системы жизнеобеспечения в лунный модуль. Общая масса спускаемого аппарата при этом превысит вдвое массу СА ПК «Союз», что достаточно для размещения в ПКК экипажа из 4-х человек.

[свернуть]

Форс-мажор и его последствия

Спойлер

   Если наступят обстоятельства, несовместимые с продолжением лунной программы при невозможности замещения её комплексом других соразмерных программам, то их результатом будет следующее:
- заметное, но не катастрофическое сокращение количества пусков РН «Союз» и «Ангара»;
- сокращение объёма использования мощностей ОЗК и числа пилотируемых пусков;
- сворачивание производства чисто «лунной» техники – лунного модуля и пр.
    В целом, вся инфраструктура и производственные мощности будут в большей или меньшей степени задействованы. Система будет использоваться для выведения спутников на геостационарную орбиту, отправке тяжёлых межпланетных станций, а также, если будут такие планы и возможности – для постепенного накопления ресурсов для будущих межпланетных пилотируемых миссий. ОЗК при недостаточной загрузке может использоваться в научных целях, для отработки некоторых технологий, опытного производства, а также для туризма.
    В случае использования СТН те же самые обстоятельства потребуют консервации большей части инфраструктуры без видимых сроков её восстановления. Будет демонтирована часть оборудования, персонал переквалифицируется и сменит работу, производственные мощности перепрофилируются. Помимо разовых расходов на консервацию предстоят постоянные расходы на содержание законсервированной инфраструктуры, но, как показывает опыт, если СТН потребуется не ранее, чем через 15-20 лет, то практически всё придётся делать заново.

[свернуть]

                                                          Выводы
    Возможности пути использования  ОЗК сравнительно с предлагаемым Роскосмосом СТН приведены ниже в табл. 2:

	Союз2.1 + Союз2.1в	Союз2.1 + РН(23 т ПГ)	Орбитальный комплекс	СТН 160-180 т НЗО
Затраты на создание, млрд руб.	25	20-30 (дополнительно к совместным по «Союз-2)	150	500
Сроки создания, лет	5-6	10	5-6	более 16
Масса груза на Луне, т	11	22	-	до 24

                                                             Таблица 2
    Данные по СТН приведены в предположении использования углеводородного горючего. При использовании жидкого водорода получим возможность снизить стартовую массу носителя на 25-30%, но общие затраты и стоимость доставки килограмма полезного груза существенно не изменятся.
    Из таблицы видно, что опираясь на ключевые технологии, мы можем начать создание лунной базы через 5-6 лет, а пилотируемые полёты на Луну через 10 лет. Если даже считать, что стоимость доставки будет одинаковой, получим значительную экономию времени и средств на разработку. Кроме того:
- будет сохранено такое направление деятельности, как околоземные орбитальные станции, при этом стоимость их снабжения существенно снизится;
- получим возможность реализации технологии производства гермооболочек в космосе из металлических отходов, что даст возможность создавать обитаемые объекты следующего технологического поколения для ближнего и дальнего космоса;
- система может быть легко переориентирована на другие задачи на высоких околоземных орбитах и в дальнем космосе, при этом время и затраты на реализацию таких миссий существенно уменьшатся.
    Общие затраты будут меньше на 300 млрд. руб, чем при использовании СТН, при этом создание ОЗК будет относиться к затратам только в рамках концепции освоения Луны, а в контексте естественной экспансии это будет целевым достижением.

Некоторые идеи, изложенные в записке, выдвигались в том или ином виде некоторыми участниками форума и обсуждались здесь. Если возникнут вопросы приоритета - сразу говорю, что техническая записка не претендует на статус проекта, в ней просто указан один из оптимальных путей развития. Ничто никому не мешает объявлять или развивать ранее начатые собственные проекты в контексте сделанных предложений.

Ответ:
(http://s014.radikal.ru/i327/1501/57/777389fcec4c.jpg)

(http://s018.radikal.ru/i517/1501/5c/ba0bcc2d671a.jpg)

(http://s004.radikal.ru/i205/1501/6a/28969532a4f0.jpg)

(http://s015.radikal.ru/i331/1501/4b/9ae1762928a1.jpg)

(http://s010.radikal.ru/i311/1501/b0/1a4ae04ac3eb.jpg)

(http://s017.radikal.ru/i412/1501/b7/8842e5436d6c.jpg)

(http://s017.radikal.ru/i439/1501/ac/32c3d9878910.jpg)

(http://i004.radikal.ru/1501/c8/52ff9657d1e3.jpg)

(http://s019.radikal.ru/i624/1501/18/3007b15e2395.jpg)

На 4 странице резолютивная часть совершенно правильная. Нечего было и спецов грузить.
mihalchuk (http://novosti-kosmonavtiki.ru/forum/user/14324/), Вы вопросами дозаправки предметно занимались или в общетеоретическом плане?

Каждый имеет своё мнение. Хорошо, если его есть чем подпереть. Могу ответить на конкретные вопросы, но не про прошлую жизнь и цвет крови.
Штуцер, где вы видели спецов по орбитальной заправке криогенными компонентами?

Спасибо. О какой топливной паре в принципе идет речь?

ЦитироватьШтуцер пишет:
Спасибо. О какой топливной паре в принципе идет речь?

В контексте - ЖК+ЖМ (метан).

Цитироватьmihalchuk пишет:
В контексте - ЖК+ЖМ (метан).

И есть реальные решения, как это будет храниться на орбите?
Как решены вопросы стыковки, дозапарвки?

ЦитироватьШтуцер пишет:

Цитироватьmihalchuk пишет:
В контексте - ЖК+ЖМ (метан).

И есть реальные решения, как это будет храниться на орбите?
Как решены вопросы стыковки, дозапарвки?

Вы бы ещё спросили, есть ли реальное финансирование? Не вижу нерешаемых проблем.

Цитироватьmihalchuk пишет:
Не вижу нерешаемых проблем.

Конечно. Технократ придерживается той же точки зрения.
Еще один вопрос.
Анализировали, чем будет наддуваться ЖК+ЖМ (метан) на верхних ступенях ракет и на КА?

А вот здесь вижу проблемы. Возможно, азот. Но тут нет места волевым решениям, всё должно определяться оптимизацией при проектировании. Мечта, конечно, наддувать газообразными компонентами. Несбыточная мечта - наддувать бак горючего генераторным газом.

Роскосмос из-за вас перестал финансировать НК

По наддуву - наиболее желательно наддувать нагретыми компонентами. Тогда: во-первых,, сходится баланс. Во-вторых, газы наддува можно использовать, как топливо для разгона. В-третьих, в баках грузового варианта блока после отключения двигателя давление сначала начнёт падать. И упадёт до давления пара (что может быть не очень хорошо с точки зрения прочности.
В баках с наддувом азотом или гелием (или водородом) давление будет также уменьшаться из-за захолаживания газов наддува остатками топлива, уменьшится в разы, но не до давления пара, и не так быстро. Если давление превысит критический уровень, то придётся газы стравливать за борт, и в последнем случае это будут большей частью газы наддува. Но у нас их изрядный запас в грузовых блоках, так что, скорее будет избыток. Собираемые газы будут загрязнены компонентами, поэтому потребуются раздельные системы наддува для баков горючего и окислителя (потому и был упомянут водород). Избытки газов наддува могут быть использованы в термическом двигателе для поддержания орбиты станции или для компенсации вращательных воздействия. Так что если газы наддува, то водород + гелий. Но решающее слово будет сказано при проектировании.

Цитироватьmihalchuk пишет:
По наддуву - наиболее желательно наддувать нагретыми компонентами.

Откуда же возьмется давление перед следующим включением?
В общем, глядя со стороны, Ваша схема умозрительна и не проработана. Соответственно, ее реализуемость - под большим вопросом.

ЦитироватьШтуцер пишет:

Цитироватьmihalchuk пишет:
По наддуву - наиболее желательно наддувать нагретыми компонентами.

Откуда же возьмется давление перед следующим включением?
В общем, глядя со стороны, Ваша схема умозрительна и не проработана. Соответственно, ее реализуемость - под большим вопросом.

И это всё? Там ещё полно вопросов будет. Да, схема не проработана, ну и что?
Если наддувать нагретыми компонентами, то нужно иметь для запуска газовую подушку, пусть - небольшую или ТЭН в баке/присоединённой ёмкости (не обязательно электрический). Это чтобы блок сработал при выведении. При старте в космосе - то же самое. Заметим - первый блок при старте к Луне включается один раз и отрабатывает полностью. Повторное включение требуется для второго блока меньших размеров. Поэтому решения для блоков могут быть и разные. Но есть ещё вариант, который хотелось бы попробовать. Это запуск двигателя при давлении пара в баках. На малом блоке предполагается один маршевый двигатель, значит, нужен и рулевой. Вот его-то и приспособить под этот режим запуска. Конечно, жуть, но движок-то маленький.
Ещё момент: всегда ли возможно такое падение давления? Это же смотря куда мы садиться решили. Там в большинстве случаев можно сделать не более полувитка между включениями. Правда, это лихо смотреться будет...

ОСОБЕННОСТИ ЭКСПЛУАТАЦИИ ХРАНИЛИЩ СПГ В СОСТАВЕ НАЗЕМНОГО ТЕХНОЛОГИЧЕСКОГО ОБОРУДОВАНИЯ РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКИХ КОМПЛЕКСОВ
И.В. Бармин, Н.С. Королев, В.В. Чугунков
МГТУ им. Н.Э. Баумана
sm8@sm8.bmstu.ru
Одним из наиболее масштабных проектов в развитии отечественной космонавтики в настоящее время является создание космодрома «Восточ-ный», на котором осуществляется строительство наземных комплексов для РКН «Союз-2» и в ближайшее время будут построены объекты наземной ин-фраструктуры для РКН «Ангара». На космодроме «Восточный» также наме-чено создание наземных комплексов для семейства РКН сверхтяжелого клас-са и многоразовой ракетно-транспортной системы, у которых ракетные бло-ки первой ступени могут быть оснащены двигательными установками, функ-ционирующими на новом ракетном горючем – сжиженном природном газе (СПГ) в паре с окислителем - жидким кислородом. Применение...

I will most likely be wrong here for writing about this but regarding pressurization of tanks with propellants there is a story saying that on Sineva rockets it is solved with injecting small volume of respective complementary propellant components inside the other component tank generating a nitrogen gas. Sound crazy but from my point of view if it is working do not fix it. I would expect some turbine propellant pump exhaust gas to be injected there but as it is not my field of work I do not dare to either deny or confirm anything. As Sineva has also rocket engine chamber inserted inside the tank someone could also design a engine working cycle around it by using for instance decomposition of hydrazine based propellants to nitrogen, methane and/or hydrogen to pressurize the tank but then you have to pressurize other tank separately somehow. Oxygen and methane (somehow I think methane is smaller problem) are not that good regarding shelf-life of components due to temperature regulation problems and lose but UDMH that Sineva use is not supposedly that space radiation stable too so if long storage is expected its a dead race. I hope this make any sense to those interested in this topic.

ЦитироватьТуфи пишет:
As Sineva has also rocket engine chamber inserted inside the tank

Ага. При этом образуется такой коктейль всякой дряни, который двигатель не захочет кушать. Спасает только то, что это происходит в пределах одного включения и отравленные поверхностные слои топлива все равно отсекаются.
Синева тут не пионер. Любой газогенераторный наддув дает то же самое.

ЦитироватьШтуцер пишет:

ЦитироватьТуфи пишет:
As Sineva has also rocket engine chamber inserted inside the tank

Ага. При этом образуется такой коктейль всякой дряни, который двигатель не захочет кушать. Спасает только то, что это происходит в пределах одного включения и отравленные поверхностные слои топлива все равно отсекаются.
Синева тут не пионер. Любой газогенераторный наддув дает то же самое.

Thank you for reply! :) At least I know that my guess what is going on there are on the right path. It is also as you mentioned it "fire and forget" method. :(

ЦитироватьТуфи пишет:
I will most likely be wrong here for writing about this but regarding pressurization of tanks with propellants there is a story saying that on Sineva rockets it is solved with injecting small volume of respective complementary propellant components inside the other component tank generating a nitrogen gas. Sound crazy but from my point of view if it is working do not fix it. I would expect some turbine propellant pump exhaust gas to be injected there but as it is not my field of work I do not dare to either deny or confirm anything. As Sineva has also rocket engine chamber inserted inside the tank someone could also design a engine working cycle around it by using for instance decomposition of hydrazine based propellants to nitrogen, methane and/or hydrogen to pressurize the tank but then you have to pressurize other tank separately somehow. Oxygen and methane (somehow I think methane is smaller problem) are not that good regarding shelf-life of components due to temperature regulation problems and lose but UDMH that Sineva use is not supposedly that space radiation stable too so if long storage is expected its a dead race. I hope this make any sense to those interested in this topic.

Решение в Синеве - это нетривиальный технический ход, и он себя оправдал. Тут благоприятно то, что компоненты высококипящие и самовоспламеняющиеся. На топливе СН4+О2 можно получить генераторный газ, где приемлемые компоненты Н2+СО будут составлять до 96%, но остальные 4% всё портят. Это в-основном Н2О, и получится твёрдый осадок, который в ж. О2 будет плавать, а в ж. СН4 - тонуть. В любом случае рано или поздно его засосёт в двигатель.

Рогозин об СТН:

Спойлер

21 января 2015, 00:01 | Наука | Иван Чеберко
Россия может отложить освоение Луны
Экспертный совет Дмитрия Рогозина раскритиковал амбициозные планы Роскосмоса по созданию лунного корабля и сверхтяжелой ракеты

Экспертный совет председателя коллегии Военно-промышленной комиссии РФ раскритиковал проект федеральной космической программы на ближайшее десятилетие (ФКП), предложенный Роскосмосом. Совет рассматривал ФКП по поручению вице-премьера Дмитрия Рогозина, курирующего ракетно-космическую отрасль. Вице-премьер хотел получить альтернативное мнение по самому амбициозному и ресурсоемкому проекту ближайших лет — пилотируемому полету к Луне с последующей высадкой на спутник Земли и организацией там обитаемой базы. Для этого в ракетно-космической корпорации «Энергия» уже создается пилотируемый транспортный корабль (ПТК), он должен стартовать в 2021 году без людей, а в 2024 году — с людьми (в орбитальную экспедицию). В 2030 году планируется направить ПТК к Луне — для этого еще предстоит сделать новую ракету-носитель сверхтяжелого класса, способную выводить на орбиту Земли 80-тонный корабль в лунной экипировке.

Экспертный совет раскритиковал лунный проект Роскосмоса главным образом в вопросах экономической состоятельности.

«Для сверхтяжелого носителя с грузоподъемностью 80–90 т невозможно найти коммерческих нагрузок, — говорится в заключении совета. — Носитель подобной размерности будет стартовать в лучшем случае два раза в год. Из-за необходимости поддерживать инфраструктуру, производственные мощности, коллективы накладные расходы сделают сверхтяжелый носитель очень дорогим. Исторический опыт показывает, что даже успешные проекты сверхтяжелых носителей (такие как SaturnV и «Энергия») были закрыты по экономическим и политическим причинам с приходом очередного кризиса. Ракета, применяемая в лунной программе, должна эксплуатироваться и в качестве коммерческого носителя, что позволит переносить периоды кризисов и уменьшения государственного финансирования».

На начало работ по созданию лунной сверхтяжелой ракеты Роскосмос заложил в проекте ФКП на 2016–2025 годы 214,6 млрд рублей. Притом что основная часть финансирования сверхтяжелого носителя приходится на следующий этап ФКП (2026–2035 годы), когда предполагается создание ракеты грузоподъемностью 160–180 т. С ее помощью можно будет отправить к Луне пилотируемый корабль вместе с посадочным модулем. Создание ракеты подобного класса с нуля может стоить более 1 трлн рублей.

Еще порядка 200 млрд рублей из госбюджета потребуется на создание ПТК: по подсчетам РКК «Энергия», бюджет создания комплекса ПТК (кроме самого корабля он включает ракетный блок аварийного спасения, сборочно-защитный блок и комплекс наземных средств) составляет 160 млрд рублей в ценах 2012 года. Идея создания нового корабля также встретила критику экспертного совета: «Непонятно, для каких целей и задач служит новый корабль — если первый пилотируемый полет запланирован на 2024 год, то куда он будет летать в случае прекращения эксплуатации российского сегмента МКС?»

По мнению экспертов, суммированному в отчете для Дмитрия Рогозина, целесообразность применения одного и того же корабля и для околоземной орбиты, и для Луны далеко не ясна: «Неочевидны преимущества по сравнению с «Союзом» при большей массе, отсутствии бытового отсека, необходимости создания новой ракеты-носителя».

Источник «Известий» в Роскосмосе предположил, что появление отчета экспертного совета сейчас может дать основание для значительной ревизии планов покорения Луны — уже в ближайшее время, когда пройдет решающее обсуждение бюджета ФКП, предложенного Роскосмосом. Тем более что вопрос снижения бюджетов стоит сейчас весьма остро: Минфин требует урезания госрасходов на 10% от ранее согласованных объемов в этом году и как минимум на 10% — в следующем. Секвестр лунных программ может заметно облегчить бюджет ФКП — на 30–40% от запланированных 2,3 трлн рублей на 2016–2025 годы. При этом останутся деньги на решение более утилитарных задач, таких как создание новых спутников связи, навигации, дистанционного зондирования Земли.

— Сверхтяжелый носитель и новый космический корабль — это средства решения каких-то задач, — говорит член-корреспондент Российской академии космонавтики имени Циолковского Андрей Ионин. — А когда задачи четко не сформулированы, нельзя оценивать целесообразность создания тех или иных средств. Государству сверхтяжелый носитель точно не нужен, как и база на Луне, — у государства там задач сегодня нет. Всё, что мы слышали до этого — про возможность добычи там полезных ископаемых и туристических поездок, — пока не вписывается в бизнес-планы.

Читайте далее: http://izvestia.ru/news/582038#ixzz3PQUTqODe (http://izvestia.ru/news/582038#ixzz3PQUTqODe)

[свернуть]

Президенту России
Путину Владимиру Владимировичу
от Михальчука Михаила Владимировича

enextec@mail.ru

                                             Уважаемый г-н Президент!

24.12.2014 мной получено сообщение исх. № А26-09-119963591:
«Ваше обращение в адрес Администрации Президента Российской Федерации, направленное 01.12.2014 г., полученное 02.12.2014 г. в форме электронного документа и зарегистрированное 03.12.2014 г. за № 1199635, рассмотрено. В целях объективного и всестороннего рассмотрения Вашего обращения в Федеральном космическом агентстве были запрошены необходимые документы и материалы. Полученные документы и материалы, необходимые для объективного и всестороннего рассмотрения Вашего обращения, позволяют сделать вывод, что Вам дан ответ по существу поставленных в Вашем обращении вопросов, содержащий правовое обоснование принятого по Вашему обращению решения.»
09.01.15 г. от Федерального космического агентства (Роскосмоса) получено письмо исх. № УСП-12301 от 17.12.14  с двумя приложениями:
   Заключение Центрального научно-исследовательского института машиностроения (ЦНИИмаш);
   Заключение Управления средств выведения и наземной космической инфраструктуры (УСВиНКИ).
   Эти документы посвящены моим предложениям, содержащимся в Технической записке, приложенной к обращению рег. № 1199635 от 03.12.2014, и, по-видимому, это и есть те материалы, которые упоминаются в сообщении исх. № А26-09-119963591.
       Анализ Заключений показал следующее:
1. Технические предложения рассмотрены невнимательно, из-за чего часть Заключения УСВиНКИ посвящена анализу технических идей, не содержащихся в Технической записке и не имеющий ко мне отношения. Текст на 4-й странице Заключения УСВиНКИ имеет смысловой разрыв с текстом на 3-й странице, по-видимому часть текста утрачена при перепечатке начистовую, а само Заключение не имеет подписей (анонимно).
2. Полученные документы не позволяют всесторонне рассмотреть сделанные предложения, так как не охватывают важнейшие вопросы из Технической записки. Проигнорированы концептуальные и методологические вопросы, проектные риски, вопросы стоимости, дополнительные технические возможности.
3. Анализ сделанных замечаний показал, что они не являются решающими возражениями сделанным предложениям. Затронутые в них проблемы либо второстепенны, либо незначительны, либо отсутствуют, а некоторые утверждения — голословны.
4. Авторы Заключений делают выводы по некоторым техническим вопросам, основываясь на представлениях, но непонятно, что это такое.
5. В подходах к проблемным вопросам у авторов Заключений проявляется технобоязнь.
   Ниже приведён подробный разбор Заключений, замечания от их авторов выделены тёмно-синим цветом и взяты в кавычки, орфография сохранена.
   Добавлю, что считаю неудовлетворительным и письмо Роскосмоса, посвящённое моему обращению в адрес Президента от 06.05.2013, рег. № 436541. Единственным значимым итогом этого письма была надежда на то, что в Роскосмосе займутся поставленными вопросами, проведут поиск и сравнительный анализ иных вариантов решения задачи. Из последнего письма мне стало ясно, что ничего подобного не проводилось. На сегодня ситуация поменялась, из семи выдвинутых в обращении против создания сверхтяжёлого носителя (СТН) возражений начал действовать фактор возражения по п.2:
2. Недооценка рисков.
Почти все затраты на СТН являются рисковыми вложениями средств. ...
Причины прекращения использования СТН могут быть следующие:
- прекращение финансирования из-за сокращения доходов бюджета...
Кроме того, начали подтверждаться оценки, сделанные в возражении по п.1 (1. Недооценка экономической нагрузки): затраты на стартовый комплекс 240 млрд. руб., создание носителя — не менее 150 млрд. руб. (по методу К.П.Феоктистова 20*7,5=150, где 7,5  млрд. руб. - указанная стоимость носителя), плюс некоторые затраты на удалённую инфраструктуру хорошо коррелируют с заявкой Роскосмоса — 500  млрд. руб. (http://izvestia.ru/news/575302)
   Статья по приведённому выше адресу ссылается на проект Федеральной космической программы (ФКП) на 2016–2025 годы, и в ней же говорится о предстоящей разработке кислородно-метанового ЖРД для первой ступени СТН (в статье — на природном газе). Если это действительно так, то его тяга должна составить от 300 до 800 тс, и тогда акцентация внимания авторов Заключения УСВиНКИ на сложности и стоимости разработки кислородно-метанового ЖРД тягой 30 тс, при том, что вместо него планируется разработка на порядок более мощного, выглядит странно.
   В связи с вышеизложенным, моё обращение, зарегистрированное 03.12.2014 г. за № 1199635, по прежнему остаётся актуальным. Прошу вернуться к его рассмотрению.


С уважением, Михальчук Михаил Владимирович, инженер
enextec@mail.ru,
19.01.2015


                                            Анализ заключения ЦНИИмаш

   «Рассматриваемая автором схема транспортной операции Земля-Луна по сути является одной из разновидностей так называемых многопусковых схем транспортировки на высокоэнергетические орбиты, при которых элементы отлётного комплекса доставляются на низкую стартовую орбиту раздельно с последующей орбитальной сборкой. ... Понятно, что переход от прямой схемы к многопусковым влечет за собой снижение надёжности. Применительно к пилотируемым полётам на Луну исследовались различные многопусковые схемы, в том числе и с орбитальной дозаправкой.»

   Есть обоснованные сомнения в качестве исследования схем с использованием орбитального заправочного комплекса (ОЗК) в ЦНИИмаш (отсутствие адекватной классификации схем полётов). В этой части Заключения сделано явно некорректное обобщение, после чего свойства многопусковых схем были неоправданно спроецированы на схему с использованием ОЗК. Именно по своей сущности схему с использованием ОЗК нельзя приравнивать к многопусковым из-за ряда существенных отличий. По объективным критериям (критичность этапов, общая надёжность и др.) схема с выведением через ОЗК ближе к одно- или двух-, чем к многопусковой.
Надёжность. Ниже приведена таблица, иллюстрирующая надёжность однопусковой, двухпусковой, и схемы с использованием ОЗК (двухпусковой). При этом учтено, что РН «Ангара» будет отработана в коммерческих пусках, а третья ступень РН «Союз» - в доставке топлива на ОЗК; перелёт к ОЗК технически отработан, а его надёжность поддержана буксиром. Надёжность стыковки двух блоков на лунной орбите оценена оптимистично при условии, что оба блока во время стыковки могут быть активными.

	миссия	предложенная(ОЗК)	двухпусковая	однопуск
	этапыV	"Союз"+"Ангара"	СТН80+СТН80	СТН160
	ступени РН кроме последней	0,995/0,990	0,970/0,970	0,960
	последняя ступень РН	0,990/0,980	0,980/0,980	0,980
	перелёт к ОЗК	0,992/0,990	1,000/1,000	1,000
	запуск ДУ при старте к Луне	0,985	0,985/0,985	0,985
	отработка разгонного блока	0,995	0,995/0,995	0,955
	торможение и выход на лунную орбиту	0,990	0,990/0,990	0,990
	сближение и стыковка на лунной орбите	1,000	0,990	1,000
	общая надёжность	0,911(0,925)	0,842	0,913

   Из таблицы видно, что двухпусковые (а, тем более, многопусковые) схемы значительно уступают в надёжности однопусковой, но двухпусковая с использованием ОЗК — не уступает! Необходимо разобраться в расхождении оценок и сделать ревизию проводившихся в ЦНИИмаш исследований по этой тематике.
   Но важна не только общая надёжность, но и потери, вызываемые нештатными ситуациями.
   В однопусковой схеме при аварии на любом этапе потери 100% матчасти.
   В двухпусковой схеме при аварии первого носителя потери 50% матчасти, при аварии второго — с высокой вероятностью 100%.
   В двухпусковой схеме с использованием ОЗК авария грузового носителя с топливом не влияет на надёжность миссии, но увеличивает среднюю стоимость заправляемого на ОЗК топлива.
   Авария ДУ разгонного блока при включении и на первых секундах полёта даёт возможность вернуть комплекс на ОЗК, слить топливо (при необходимости) и устранить причину отказа. В некоторых случаях придётся заменить только разгонный блок. То есть, с высокой вероятностью речь идёт не о прекращении миссии, а об её отсрочке. Поэтому в таблице приведены два значения общей надёжности для этой схемы — с учётом аварии такого типа и без. В остальном:
   При аварии одного из носителей или недостижении ОЗК теряется соответствующая размеру РН доля полезной нагрузки и 1/15 или 1/6 от матчасти средств выведения для РН «Союз» и РН «Ангара» соответственно. При аварии после начального этапа разгона к Луне потери матчасти — 100%, но вероятность такого исхода невелика (1,5%), и значительно меньше, чем у двухпусковой схемы.

   «Предпочтение отдаётся в настоящее время схемам с автоматической стыковкой блоков (заправленных) отлётного комплекса на низкой околоземной орбите. Сама автоматическая стыковка КА на орбите ИСЗ — достаточно хорошо отработана, и в целом принципиальных и  технических проблем данная схема не выдвигает.»

   Эта часть замечания неконкретна. Трудно представить сборку 160-тонной конструкции на орбите из восьми 20-тонных блоков. Если речь идёт, например, о стыковке двух 80-тонных блоков, то сравнение с моими предложениями некорректно: тогда существенным моментом становится разработка СТН 80-тонной грузоподъёмности, а не стыковка 80-тонных блоков, которая на самом деле ещё не отработана. В такой схеме не будет особых сложностей, только если не считать средства. Тогда для синхронного пуска потребуется два стартовых комплекса СТН, так как на восстановление одного после пуска, установки нового носителя и проведения предпусковых операций потребуется не меньше двух недель. За такое время непременно возникнут проблемы с хранением топлива на уже запущенном орбитальном блоке, не обеспеченном поддерживающими мощностями ОЗК.
   Но, что важнее, такая концепция многопусковой схемы является примитивной и не даёт ничего, кроме решения целевой задачи. Она годится для разовых миссий, не имеющих продолжения, и не имеет перспективы развития.

    «В противоположность этому, схема с дозаправкой представляется весьма проблемной. Среди основных её недостатков можно указать следующие:
1. Технология перекачки больших масс криогенного топлива в условиях невесомости в настоящее время совершенно не освоена, достаточно сложным является и обеспечение длительного хранения криогенного топлива на ОЗК.»

   Это замечание отражает не недостаток предложенной схемы, а недостатки работы ЦНИИмаш. О том, что применение криогенных компонентов для пилотируемых полётов в дальний космос неизбежно, сказано в Технической записке. Важнейшим аргументом в пользу этого является надёжность их длительного хранения и относительная простота заправки.

   «2. Обеспечение оперативности запусков КА к Луне или планетам с заправкой на ОЗК может быть проблематичным по следующим баллистическим соображениям. Эффективный разгон КА с ОИСЗ к Луне или к планете — это манёвр, траектория которого лежит  в плоскости ОИСЗ. Сама эта плоскость (т. е. положение ее линии узлов в плоскости земного экватора) должна быть ориентирована относительно неподвижного пространства в строго определённом направлении, так, чтобы обеспечить встречу КА с намеченным небесным телом. При обычном старте РН с Земли выход в любую стартовую плоскость ОИСЗ обеспечивается за счёт вращения Земли выбором времени старта в любые сутки. Ориентация же плоскости орбиты ОЗК формируется при его создании и далее просто медленно меняется по вполне определённому закону вследствие прецессии. Для оптимальности перелёта необходимо достаточно близкое совпадение этой плоскости (...) с требуемой плоскостью перелета, при этом время старта должно быть оптимальным с точки зрения баллистики перелёта Земля-Луна (планета). Такое сочетание возможно лишь в редких случаях.»

   Авторы Заключения не показали, насколько существенен этот фактор. Прецессия земной орбиты высотой 400 км и наклонением 51,6º составляет -4,7º в сутки (в обратном вращению Земли направлении). Луна движется по орбите со средней угловой скоростью 13,2º в сутки. Это значит, что Луна будет пересекать плоскость ОЗК (две точки пересечения) в среднем раз в ~21 сутки (360/(13,2-4,7)/2). Неточность совмещения составит не более половины периода орбиты ОЗК, т. е., около ¾ часа. За это время Луна уйдёт от наиболее благоприятной точки не более, чем на расстояние своего диаметра, то есть, вполне приемлемую по баллистическим соображениям величину. Для компенсации этой неточности потребуется незначительный запас скорости — 20-30 м/с.
   Как видно из расчётов, имеется возможность для 17 полётов в год, из них около трети — при благоприятных условиях освещённости лунной поверхности. Этих возможностей вполне достаточно для длительной перспективы. К тому же, важность вопроса оперативности запуска не имеет обоснований, а его постановка является забеганием вперёд. Если найдено удачное транспортное решение для полётов на Луну, то в любом случае лучше опираться на него, а уже после составления программы полётов думать о разных вариантах решений тех или иных проблем. Представляется, что для внеочередного оперативного пуска нужно держать СТН в высокой степени готовности, практически — уже на стартовом столе, иначе оперативность пуска не будет сильно отличаться от схемы с использованием ОЗК. А это немалые дополнительные расходы. Кроме того, собираясь в дальний космос, нужно быть готовыми к тому, что это далеко и оперативная помощь будет невозможна.

   «3. Орбита постоянно действующего ОЗК должна быть достаточно высокой и для перехода на неё с опорной орбиты, формируемой носителем, потребуются дополнительные технические решения (использование низко-высотных межорбитальных буксиров или РН с повторным включением ДУ верхней ступени).»

   В том, что полёты на Луну и в дальний космос потребуют дополнительных технических решений и новых технических средств, нет ничего необычного.

   «Проведённые к настоящему времени проектные исследования различных вариантов пилотируемой экспедиции на Луну показывают рациональность ее осуществления в варианте раздельной доставки на окололунную орбиту пилотируемого корабля и посадочно-взлётного комплекса с использованием при этом РН грузоподъёмностью на уровне 80 и более тонн. Использование РН такого класса представляется безальтернативным при реализации в будущем пилотируемых экспедиций на Марс.»

   Этот вариант решает некоторые проблемы, но усугубляет другие тем, что отодвигает их к Луне. Среди новых проблем — потери времени на сближение, стыковку и тестирование посадочно-взлётного комплекса.
   Основной проблемой такого варианта является обеспечение синхронности пусков СТН, а это возможно только после их длительной отработки. В случае отмены пуска второй РН появятся проблемы баллистического характера. Дело в том, что Луна медленно вращается, и плоскость произвольной орбиты может совпадать с намеченным местом посадки не более двух раз в лунный месяц. Исключение составляют экваториальная орбита при посадке на экваторе и полярная при посадке в районе полюсов. Как только ПН от первого пуска будет доставлена на Лунную орбиту, время возможных посадок в заданном районе зафиксируется, и неприбытие второй части комплекса в срок потребует переноса посадки в следующее посадочное окно. А это не всегда будет реально по ресурсным и баллистическим соображениям. Поэтому авторы такой схемы полёта будут вынуждены искать места посадки в экстремальных районах — на экваторе или близко к полюсам. Остальные области Луны окажутся вне зоны охвата, и это при том, что исследовательский этап освоения Луны ещё не завершён.
   В любом случае для первой части комплекса следует предусмотреть ожидание второй части на орбите Луны в течение какого-то приемлемого срока, и для этого потребуются дополнительные ресурсы. Техническая логика говорит о том, что дополнительные ресурсы лучше придать пилотируемому кораблю, а ресурсы посадочно-взлётного комплекса не трогать до начала его миссии. Это повлечёт за собой «постановку телеги впереди лошади» - потребует опережающего пуска пилотируемого корабля, что правильно, но не говорит в пользу схемы.

Анализ заключения УСВиНКИ

   «В п.1 предлагается замена третьих ступеней этих РН с кислородно-керосиновым топливом на третью ступень новой разработки на кислородно-метановом топливе с новым кислородно-метановым ЖРД тягой 30-40 тс. Причём на РН ТК «Ангара А-5» с установкой двух ЖРД тягой 30 тс на ее третьей ступени показали незначительный прирост массы полезного груза (ПГ) 250 кг. При установке трех ЖРД происходит снижение выводимой массы ПГ. Поэтому предложение автора по усилению третьей ступени РН ТК «Ангара А-5» является необоснованным.»

   В Технической записке не было предложения об усилении третьей ступени РН «Ангара-А5». Переход на кислородно-метановое топливо не обосновывался увеличением массы ПГ. Однако, вызывает сомнение то, что авторы Заключения проводили расчёты, опираясь на предложенные в Технической записке параметры ступеней.

   «По предложению о переходе на третьей ступени РН заявленного ряда на криогенную пару кислород-сжиженный метан.
   В настоящее время ОКР по ЖРД на таком топливе не проводится. Планируется проведение НИР с исследованиями кислородно-метанового ЖРД демонстратора малой тяги ~10 тс с изучением проблем, связанных с применением нового топлива. На РН СК «Союз 2.1а» применяется ЖРД открытой схемы РД0110 с тягой 30,38 тс и удельным импульсом J=325 с. Для чего автор взял для сравнения с метановым вариантом третьей ступени этот вариант РН типа «Союз» в обращении ответа нет. В настоящее время эксплуатируется РН СК «Союз-2.1б» с большей на 1т массой ПГ за счёт применения на 3-й ступени высокоэнергетического ЖРД РД0124 с тягой 30 тс и удельным импульсом J=359 с.»

   Насколько мне известно, НИР по метану продолжаются уже более двух десятков лет. Около 10 лет назад в КБХА испытан аналог двигателя РД0110 на метане тягой 23 тс. В настоящее время создание метанового двигателя — это проблема не научная, а техническая. В технической записке не проводилось сравнения метанового варианта 3-й ступени с керосиновой ступенью на основе РД0110 из-за отсутствия надобности в этом. Следует добавить, что для использования в разгонных блоках криогенных компонентов с близкими температурами эксплуатации имеются веские аргументы, и в Роскосмосе должны иметь о них представление.

   «Метановый ЖРД новой разработки незначительно будет превосходить ЖРД РД0124 по удельному импульсу (КБ разработчик рассчитывает на прирост ΔJ ~17 с). ...
   Сроки создания ЖРД такого уровня оптимистически оцениваются 5-8 лет при затратах не менее $1 млрд.»

   17 с — это существенно с учётом того, что ракетный блок будет использоваться повторно. По срокам и стоимости не могу комментировать, не зная источника, который почему-то в расчётах цены использует доллары. Замечу только, что создание СТН потребует разработки новых двигателей существенно большей тяги. Среди предложений по облику СТН, которые получает Роскосмос от предприятий РКП, есть и варианты, использующие метановые маршевые ЖРД.

   «Габариты блоков РН типа «Союз» и «Ангара» вписаны в габариты стартовых сооружений этих РН (башни и площадки обслуживания), что не позволит выйти за размеры и соответственно объёмы топливных баков 3-й ступени без решения вопросов о переделке стартовых сооружений под габариты блоков 3-х ступеней с увеличенными объёмами баков. Оценка энергетических характеристик РН при сохранении объёмов топливных баков 3-й ступени даёт проигрыш по массе ПГ пр на ~450 кг в сравнении с РН «Союз-2.1б» из-за меньшей в 2 раза плотности сжиженного метана, чем керосин, т. е., предложение о модернизации в корне ошибочно. То же касается и РН ТК «Ангара-А5», где снижение массы ПГ приведёт к еще большим потерям.»

   Насколько мне известно, в настоящее время строительство стартового сооружения для РН «Союз» на космодроме «Восточный» достигло этапа заливки бетона на нулевой отметке. Площадок и башни обслуживания в готовом виде ещё нет. Строительство стартового комплекса РН «Ангара» ещё не начато. Само возражение удивляет: доработка площадок и башни под новый диаметр третьей ступени — довольно простая техническая задача на фоне необходимости организации заправки блока новым компонентом. Если же стартовые комплексы спроектированы с трудноизменяемой геометрией этих конструкций, то переделку придётся осуществить с излишними затратами, которые следует отнести на совесть разработчиков ТЗ на проектирование этих стартовых сооружений. Предложение авторов Заключения оставить неизменными объёмы топливных баков и заливать в них другие компоненты не выдерживает критики. Плотность кислородно-метанового топлива на ~15% меньше, чем у кислородно-керосинового, что не должно создать существенных сложностей при адаптации нового блока на СК РН «Союз». Для РН «Ангара» потребуется третья ступень существенно бòльшего размера, чем УРМ-2.

   «Автор обращения предполагает дозаправку использованной ступени в космосе для ее повторного применения со схемой по п.2-п.5 предложений.
   В п.2 предлагается модификация 3-й ступени с увеличенными баками. Данное предложение технически не обосновано, так как требует переделки СК (см. выше) и уменьшит выводимую массу целевого ПГ на увеличенную массу остатков и дополнительную массу конструкции баков. Также потребуется оснащение баков теплоизоляцией для обеспечения хранения криогенных остатков топлива в условиях нагрева конструкции ступени излучением Солнца.»

   Авторы Заключения невнимательно ознакомились с техническими предложениями в обращении, где ясно сказано, что модификация третьей ступени с увеличенными топливными баками по п.2 предполагается одноразовой и не будет нести иного полезного груза кроме топлива в баках. Для дополнительного топлива потребуется оболочка, и наращивание баков для его размещения является наименее массоёмким решением.
   Предложение авторов Заключения о необходимости оснащении блока термоизоляцией не подтверждено расчётами. Начальная масса топлива в баках  ~40 т, конечная ~10 т. 40 т кислородно-метанового топлива — это 48,5 куб. м объёма, что при диаметре цилиндрических баков 3 м будет соответствовать площади миделя 20,6 кв. м при самой неудачной ориентации относительно Солнца. При среднем коэффициенте экспонирования 0,65 и коэффициенте отражения поверхности 0,97 тепловая мощность, аккумулируемая баками, составит 0,56 кВт. За 10 часов орбитального полёта блок примет 20,2 МДж тепла. Это соответствует испарению 190 кг жидкого кислорода, или нагреву всего топлива с баками на 1 ºК. Отсюда следует, что термоизоляция баков не является очевидным решением, топливо может храниться без изоляции сутки и более без потерь.

   «Автор предлагает повторное использование 3-х ступеней означенных РН в качестве РБ. Однако, в этом случае ступень должна быть глубоко модернизирована. В частности, в систему управления должна быть ведена система ориентации вокруг центра масс. Дополнительно установлены ЖРД управления вокруг центра масс с соответствующим запасом топлива. Система электропитания должна обеспечивать новый жизненный цикл ступени, и в нее должны быть введены новые источники. Для стыковки, как с буксиром-перехватчиком, так и с новым ПГ ступень должна быть оснащена блоком стыковки и блоком автономной курсовой ориентации. Для обеспечения времени фазирования при выходе на траекторию полёта к Луне блок должен быть покрыт теплозащитой для сохранности криогенных компонентов топлива.
   Все эти дополнительные системы и агрегаты существенно увеличат массу конструкции ступени и ее прямое назначение для выведения рассчитанных под эту РН ПГ станет нецелесообразным. Стоимость такой ступени при оснащение дополнительными системами сравняется со стоимостью транспортных грузовых кораблей типа «Прогресс».»

   Здесь авторы Заключения выдвигают ряд требований к новым ступеням РН и считают их модернизацией старых. В технической записке ничего не говорилось о модернизации, предполагались ступени новой разработки. Все выдвинутые требования нуждаются в обосновании, существенные из них следует учесть в конструкциях блоков. Ни одна из указанных систем не является очевидной. Всё, что предполагается сделать — это усилить элементы питания для работы маяка и передачи состояния баков (температура, давление), установить такелажные узлы на межбаковом и хвостовом отсеках. Все остальные системы предполагается перенести на буксир орбитального базирования, либо использовать ресурсы пилотируемого корабля. В последнем случае сохранение остатков топлива в баках ступени не обязательно. В полёте к Луне ступени будут находиться в составе отлётного/прилётного лунного комплекса, при этом выстраивание ориентации предполагается средствами ПК. Время автономного фазирования этого комплекса при старте к Луне будет невелико, и в термоизоляции баков разгонной ступени нет необходимости. Другая ступень меньшего размера, играющая роль тормозного блока у Луны должна быть защищена от нагрева.
   Следует заметить избыточность выдвинутых требований: если ступень имеет систему ориентации, то она может развернуть грузовую ступень носом к Солнцу, что уменьшит тепловой поток в ~3 раза, или хвостовой частью к Солнцу, что совсем перекроет поток солнечных лучей и надолго отсрочит относительно небольшой поток тепла от разогретого Солнцем хвостового отсека. Тогда вопрос о масштабной термоизоляции отпадёт.

   «Технически неосуществимым будет сбор остатков топлива, поскольку после выключения ЖРД ступени и отделения ПГ ступень приобретет вращение вокруг центра масс за счёт импульса от системы разделения с ПГ и импульса последействия от ЖРД. Кроме того, для отделения от ПГ на третьей ступени РН типа «Союз» используется дренажный клапан на баке кислорода, который придаёт ступени дополнительную линейную угловую скорость для увода ступени от ПГ.
   Остатки топлива при таком беспорядочном вращении будут фрагментарно в виде паров, отдельных капель и сгустков распределены по всему объёму баков и их стенкам. Некоторая часть останется в топливных трубопроводах и ЖРД. Построить систему для сбора таких остатков в каком-то выделенном по мнению автора месте конструкции ступени представляется нереализуемым.»

   В технической записке не говорилось об отделении ПГ, даже если он есть (случай ПК, доставка топлива предполагает отсутствие этой системы). Следовательно, импульса от системы разделения не будет. Не будет и возмущений от работы системы увода ступени от ПГ. Остаётся импульс последействия ЖРД, он будет направлен вдоль оси ступени, если предусмотреть соответствующее расположение сопел ДУ. Кроме того, останется последействие от момента вращения ТНА двигателя из-за запаздывания его останова, которое придаст ступени некоторое вращение. Но его величина прогнозируема, поэтому нетрудно предусмотреть компенсацию этого возмущения. Отсюда видно, что ожидания авторов Заключения о величинах угловых скоростей ступени после выключения двигателя сильно преувеличены. Однако, в любом случае, нужно уметь перехватывать неориентированные объекты и с большими угловыми возмущениями, иначе риски полётов за пределы низкой земной орбиты сильно возрастут.
   
   «Для сближения и перехвата такой беспорядочно вращающейся конструкции с габаритами 3-й степени РН типа «Союз» и РН «Ангара-А5», предполагаемому буксиру-перехватчику необходимо будет иметь значительные запасы топлива для нейтрализации кинетической энергии вращающейся ступени, а также систему захвата ступени при её хаотической ориентации относительно буксира в момент захвата в автоматическом режиме по п.4, что представляется также технически проблематичным.»

   Данное замечание противоречит основам классической механики. Для устойчивого беспорядочного вращения необходим постоянный приток энергии извне, а его в нашем случае не будет. Ступень довольно быстро перейдёт к стабилизированному вращению, а демпфирующая жидкость в баках погасит угловые скорости в несколько раз.

   «Если даже предположить, что такой захват может быть реализован и буксир перевел ступень и стыковал со станцией, названной автором орбитальный заправочный комплекс (ОЗК), то сколько топлива можно гипотетически извлечь из отработанной ступени?»

   Теоретически можно извлечь 100% топлива.

   «Автор предлагает использовать третьи ступени РН «Союз 2.1а» и «Союз 2.1б», однако не оговаривает, на какой орбите будет находиться ОЗК. В настоящее время РН «Союз 2.1а» летает на орбиты с разными наклонениями, исключающими, например, наклонение МКС (51,6º). Очевидно, что для максимального сбора топлива из отработавших ступеней необходимо выбрать такую орбиту, на которую РН типа «Союз» летает наиболее часто и, чтобы после выведения ПГ третья ступень РН оставалась некоторое время до сближения с перехватчиком на замкнутой орбите без падения на Землю. Наиболее часто, в настоящее время летает на орбиту МКС РН «Союз-ФГ» с кораблями «Прогресс» и «Союз-МС» на наклонение 51,6º. Все остальные пуски РН типа «Союз» идут на другие наклонения и при размещении например, ОЗК на орбите МКС отработавшие ступени с этих орбит перехвачены быть не могут из-за необходимости некомпланарного перехода буксировщика на орбиту отработавшей ступени с этих орбит перехвачены быть не могут из-за необходимости некомпланарного перехода буксировщика на орбиту отработавшей ступени с характеристической скоростью перехода больше 1 км/с. Частота пусков РН «Союз-ФГ» 6-7 пусков в год. Остатки топлива в 3 ступени РН «Союз-ФГ» и РН «Союз-2.1а» 274 кг, заправляемый запас топлива в ступени 22,7 т, т.е., чтобы накопить в ней запас необходимый, например, для полета к Луне с пилотируемым кораблем типа «Союз-МС» только для облета без выхода на орбиту Луны потребуется 12 лет при 7 пусках РН «Союз-2.1а» к МКС в год.»

   Поставленные в этом абзаце проблемы надуманы авторами Заключения и не имеют отношения к технической записке. При этом Авторами заключения был упущен важный момент – за 12 лет при семи пусках к МКС в год можно накопить на орбите более 120 т конструкционных материалов из сплава АМг-6. Эта возможность, а также способ использования сплава рассмотрены в Технической записке, но никак не прокомментированы авторами Заключений.

   «Из данного анализа следует, что предполагаемый автором вариант лунной транспортной системы на основе ОЗК исключительно сложен в сравнении с вариантами систем, использующих «традиционные» многопусковые схемы. Он требует создания и отработки новых технических средств, нуждается в обосновании и эффективность применения схемы полёта «через ОЗК» с учётом указанных выше баллистических проблем.»

   Эти выводы не подтверждаются. Многопусковая схема оказалась менее надёжна и более сложна (значительно большее число критических операций), чем предложенный вариант. Вопросы по баллистике, полагаю, сняты, а необходимость создания и отработки новых технических средств не должна никого пугать. Об эффективности применения предложенной схемы (через ОЗК) в сравнении с использованием СТН сказано в Технической записке.

С уважением,
Михальчук М. В., инженер
19.01.2015

Забавно вот это:

Цитировать№ И-2006 от 16.01.2015 Сообщаем, что Ваше обращение, поступившее в Аппарат Правительства Российской Федерации, рассмотрено и в соответствии со статьей 8 Федерального закона от 2 мая 2006 г. № 59-ФЗ "О порядке рассмотрения обращений граждан Российской Федерации" направлено в Роскосмос. Отдел по работе с обращениями граждан.

Это из АП обращение переслали в Правительство. Правительство переслало в Роскосмос, а затем, подумав...

Цитироватьmihalchuk пишет:
«Если даже предположить, что такой захват может быть реализован и буксир перевел ступень и стыковал со станцией, названной автором орбитальный заправочный комплекс (ОЗК), то сколько топлива можно гипотетически извлечь из отработанной ступени?»

   Теоретически можно извлечь 100% топлива.

Ага. Выпарить бак, потом отвакууммировать.
Вообще, Вам обрисовывают серьезную проблему, а Вы, по незнанию, отмахиваетесь от нее как от элементарной.
Что-то Вы мне Морозова-Технократа стали напоминать. :|

Штуцер, а что бы вы написали в письме (в смысле - как развернули бы ответ)?
Я как-то не заметил, что в заключении было что-то нарисовано. Просто разведение руками и пожимание плечами.

Цитироватьmihalchuk пишет:
Штуцер, а что бы вы написали в письме (в смысле - как развернули бы ответ)?

Да также. В вопросах передачи топлива.

Цитироватьmihalchuk пишет:
Я как-то не заметил, что в заключении было что-то нарисовано.

Они должны иллюстрировать Ваши идеи своими эскизами???  :)  

В заключении УСВИНКИ РАКА. Управление средств выведения и наземной космической
инфраструктуры Российского авиакосмического агентства.  :D  :D  :D
правильно обозначена проблема, и спецам тут все ясно.

Я в курсе проблемы. Может быть решена несколькими способами. И любой можно обругать в письменной форме. Поэтому незачем подставляться, проблем помимо этого ещё море, как и везде. К тому же оптимизация решения зависит от типа системы наддува. Короче: я правильно написал.

ЦитироватьШтуцер пишет:
Они должны иллюстрировать Ваши идеи своими эскизами???

В заключении УСВИНКИ РАКА. Управление средств выведения и наземной космической
инфраструктуры Российского авиакосмического агентства.  :D  
правильно обозначена проблема, и спецам тут все ясно.

Если в УСВиНКИ есть спецы, то не они писали заключение. И не они подписывали.

Цитироватьmihalchuk пишет:
Если в УСВиНКИ есть спецы,

Думаю, что есть. Но я о "спецам тут все ясно".

ЦитироватьШтуцер пишет:

Цитироватьmihalchuk пишет:
Если в УСВиНКИ есть спецы,

Думаю, что есть. Но я о "спецам тут все ясно".

Вот оно что... И что же ясно спецам?

ЦитироватьШтуцер пишет:

Цитироватьmihalchuk пишет:
В двух  удачных случаях созданные СТН («Сатурн-5» и «Спейс Шаттл») не нашли  удачного практического применения и исчерпали себя после некоторого периода эксплуатации.

Господа! Вы меня извините, но так президенту не пишут по сложнейшим техническим вопросам.
По личным - да, возможна любая орфография и синтаксис.

Ха! Ещё как пишут:

ЦитироватьОсновные положения ОСНОВ государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу, утвержденные Президентом Российской Федерации
http://www.federalspace.ru/115/

Цитироватьmihalchuk пишет:

Ха! Ещё как пишут:

ЦитироватьОсновные положения ОСНОВ государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу, утвержденные Президентом Российской Федерации
 http://www.federalspace.ru/115/

Ув. коллеги,

Я уже не в первый раз встречаю в Интернете скептические отзывы о заголовке этого документа, выложенного в сеть Роскосмосом, кстати говоря, после прямого обсуждения целесообразности публикации "Основ политики..." между президентом Путиным, Поповкиным и Сергеем Жуковым во время совещания в Благовещенске. И не могу никак понять, что в данном случае так волнует общественность. Принятый и подписанный документ называется "Основы государственной политики..." . Его публикацию буква в букву сочли в свое время нецелесообразной буквально из-за одного или двух абзацев, содержащих определенные "непопулярные слова". Поэтому взяли текст, изъяли из него эти места и опубликовали как основные положения того документа, который называется "Основы...". Поэтому файл, который лежит на сайте Роскосмоса, и называется "Основные положения Основ...". Возможно, можно было поставить вторые кавычки ("Основные положения "Основ... " ;) , но это уж как там корректоры решили в агентстве. Естественно, документом государственного целеполагания являются "Основы..." , а никакие не "Основные положения Основ...". "Основные положения Основ..." - это только формат публикации, аналогичный ранее выложенным там же "Основным положениям ФКП...". Не более того. Не хочу показаться занудным, но уж эту-то неуклюжесть вполне можно товарищам не инкриминировать...

ЦитироватьKnow How /working пишет:
Ув. коллеги,

Я уже не в первый раз встречаю в Интернете скептические отзывы о заголовке этого документа,

Это Штуцеру вопрос. Для меня терпимо, было бы содержание.

Цитироватьвыложенного в сеть Роскосмосом, кстати говоря, после прямого обсуждения целесообразности публикации "Основ политики..." между президентом Путиным, Поповкиным и Сергеем Жуковым во время совещания в Благовещенске.

Уж не знаю, что что обсуждал 12 апреля уважаемый тов. Жуков в компании столь уважаемых людей, но хронология публикации несколько иная. Сначала было моё обращение к Президенту от 06.05.13, которое начиналось так:

ЦитироватьПрошу Вас скорректировать политику в отношении средств выведения космических аппаратов, как не отвечающую интересам государства. На совещании о перспективах развития космической отрасли, состоявшемся в Благовещенске 12.04.13, были представлены основные положения «Основ политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030–го года и дальнейшую перспективу». Этот документ не опубликован, но в выступлениях Руководителя Роскосмоса и Заместителя председателя правительства были озвучены планы создания сверхтяжёлых носителей (СТН) с грузоподъёмностью (более 50)-75-130-180 т.

Затем, 8 мая 2013 года Президент дал ряд поручений:

ЦитироватьПеречень поручений по итогам совещания о перспективах развития космической отрасли в России
8 мая 2013 года, 10:20

Владимир Путин подписал перечень поручений по итогам совещания о перспективах развития космической отрасли в Российской Федерации, состоявшегося 12 апреля 2013 года в Благовещенске.

Текст документа:
1. Правительству Российской Федерации:
а) подготовить и представить Президенту Российской Федерации предложения по структурированию системы управления ракетно-космической отраслью.
Срок – 1 августа 2013 г.;
б) обеспечить своевременную подготовку проектно-сметной документации на строящиеся объекты космодрома «Восточный» в целях эффективного использования бюджетных ассигнований федерального бюджета.
Доклад – ежегодно, начиная с 2013 года;
...
2. Роскосмосу разместить на своем официальном сайте утверждённые Президентом Российской Федерации Основы государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу, за исключением положений, содержащих сведения, составляющие государственную тайну, и служебную информацию ограниченного распространения.
Срок – 1 июня 2013 г.
Ответственный: Поповкин В.А.

Затем "Основы основ..." стали доступны на сайте Роскосмоса где-то между 20-23 мая.
Надо сказать, что п. б) также может быть связан с обращением - там были приведены оценки создания инфраструктуры. А это был повод задуматься о стоимости строительства космодрома, и тут оказалось, что сметы отсутствуют...

I have a question about the flow of hydrogen gas needed for the pressurization of tank. I know it depends on the tank and flow of propellant from the tank but I am asking for a range or order of magnitude needed. In my work field there are such devices as hydrogen generators but maximum flow I seen is ridiculously small for your purpose if we talk about rocket and barely usable when we speak of propellant transfer from fuel tank in orbit to a tank on a spacecraft docked to it - 1,2 liters per minute at 6,89 bar.

ЦитироватьТуфи пишет:
I have a question about the flow of hydrogen gas needed for the pressurization of tank. I know it depends on the tank and flow of propellant from the tank but I am asking for a range or order of magnitude needed. In my work field there are such devices as hydrogen generators but maximum flow I seen is ridiculously small for your purpose if we talk about rocket and barely usable when we speak of propellant transfer from fuel tank in orbit to a tank on a spacecraft docked to it - 1,2 liters per minute at 6,89 bar.

Думаю, что 3-4 бар будет достаточно, а потребный расход в работающем блоке составит 120 liters per sec.

Цитироватьmihalchuk пишет:

ЦитироватьТуфи пишет:
I have a question about the flow of hydrogen gas needed for the pressurization of tank. I know it depends on the tank and flow of propellant from the tank but I am asking for a range or order of magnitude needed. In my work field there are such devices as hydrogen generators but maximum flow I seen is ridiculously small for your purpose if we talk about rocket and barely usable when we speak of propellant transfer from fuel tank in orbit to a tank on a spacecraft docked to it - 1,2 liters per minute at 6,89 bar.

Думаю, что 3-4 бар будет достаточно, а потребный расход в работающем блоке составит 120 liters per sec.

Thank you for the answer! So we can assume that for making PR stunt or the "Hurray!" type TV show recently popular in the field we already have all technology needed just not space tested and verified. It looks to me that for fuel transfer from "tanker" to spacecraft using hydrogen as pressurization agent made with hydrogen generator you can make such testing mission with little effort. Although it would take several hours to fully transfer fuel on spacecraft like Progress using generators I talked above I think that in my mind there is an idea how better suited one can be made for UDMH and even for N2O4 I have a pretty good idea how it could be done but sadly I believe it could also require Progress modification I presume. Consider testing mission of such profile like tanker (something on the line of what Korolev considered during lunar race) and Progress dock in orbit and transfer fuel from tanker to Progress. Purpose of that? Just a technology demonstration that could vaguely by justified as testing of extending the autonomous Progress mission profile for PR purpose.

(http://s020.radikal.ru/i723/1502/9d/156765e306f3.jpg)

(http://s018.radikal.ru/i514/1502/b3/f5cbca08ad90.jpg)

(http://s012.radikal.ru/i319/1502/5f/5adfc91dc36e.jpg)

(http://s015.radikal.ru/i332/1502/44/cd69fb81bb37.jpg)

Не знаю, может кто подскажет, как увеличить изображение. Так хорошо смотрится в масштабе 200%, но приходится переключаться.

Всё таки поразительное терпение у Роскосмоса.

ЦитироватьPatriot пишет:
Всё таки поразительное терпение у Роскосмоса.

А мне тут на днях в ЦНИИмаше рассказывали, что народ Путину предложения пишет... вот оно к чему оказывается.

Начальнику Управления стратегического планирования
Федерального космического агентства
Ю. Н. Макарову
от Михальчука Михаила Владимировича



[ответ на УСП-1661-ОГ от 20.02.2015]
Предложена оценка надёжности полётов с использованием сложных логистических схем.
Предложено выделить в отдельный класс схему перелёта с использованием ОЗК.
Претензии к надёжности схемы полёта с использованием ОЗК безосновательны.
Баллистические проблемы при использовании ОЗК для полётов к Луне и планетам не являются существенными при выборе варианта развития космонавтики в пользу ОЗК.
Готовность к созданию проекта.

     
                                            Уважаемый Юрий Николаевич!

   Мною получено письмо УСП-1661-ОГ от 20.02.2015, в котором приведены дополнительные замечания к моим ответам, изложенным в письме от 19.01.2015. Они разделены на три группы:

1. Надежность. Выражено сомнение в обоснованности игнорирования процесса доставки топлива на ОЗК при расчёте общей надёжности целевых миссий (в письме шла речь о полётах к Луне) с использованием заправки на ОЗК, а также в обоснованности оценки надёжности отдельных этапов миссии к Луне.
    Приводя оценки надёжности, я полагал, что в Роскосмосе и ЦНИИмаш специалисты в этом вопросе определились с подходом к сложным логистическим схемам. Основания для этого были, так как уже два года, как амбициозные космические планы объявлены в присутствии Президента России. Эти планы включают и лунную базу, где предполагается производство топлива из местного сырья. Если развивать дальше логику подхода к надёжности, изложенную в письме от Роскосмоса, то окажется, что надёжность миссии на лунную базу будет ниже, чем в целинные районы Луны, и связано это будет с тем, что надёжность оборудования лунной базы отличается от 100%. Такой подход нельзя считать корректным, так как запас топлива как на ОЗК, так и на лунной базе будет формироваться заблаговременно незадействованными в миссии средствами. Так как в этом вопросе отсутствует ясность, предлагаю впредь для оценки надёжности миссий учитывать только те события, которые связаны с риском потери целевой полезной нагрузки. При этом следует договориться, что любая цельная часть полезной нагрузки перестаёт считаться целевой в момент выполнения своей задачи.
    Именно такому подходу соответствует таблица расчёта надёжности в моём письме, полученном Вами из Управления Президента Российской Федерации по работе с обращениями граждан и организациями (исх. от 21 января 2015 г. № А26-02-4593311). В двухпусковой схеме с использованием РН-80 потеря посадочно-взлетного комплекса (ПВК) на пути к Луне означает прекращение миссии. Несмотря на то, что при этом теряется часть целевой нагрузки (около половины матчасти, о чём и было сказано в письме), миссия будет сорвана. Нужно будет восполнить утраченное индивидуальное снаряжение, начать цикл подготовки ПВК, что означает перенос сроков и вероятность замены экипажа. Аналогично, такая же ситуация посчитана для миссии через ОЗК – утрата ПВК на пути к ОЗК означает неудачу миссии.
    Если же всё-таки в двухпусковой схеме (как с ОЗК, так и без) исключить из рассмотрения доставку ПВК до точки встречи, то надёжность схем с РН-160 и РН-80 уравняются (0,913), но схема полёта через ОЗК окажется вне конкуренции (расчётная надёжность – 0,996). Этот параметр имеет следующий смысл: надёжность миссии в операциях с экипажем на борту до, включительно, выведения на окололунную орбиту.
    Как я полагаю, причиной этой дискуссии стала неудачная классификация полётных схем, использующаяся в настоящее время. Предлагаю классифицировать схему с выведением через ОЗК, как отдельную от одно- и многопусковых.
    Основания для оценок надёжности отдельных этапов схем не были приведены, так как это увеличило и без того немалый объём письма. Однако, представлялось, что специалисты могут оценить правдоподобность расчётов. Для двух ступеней РН «Союз» надёжность известна, для третьей ступени она принята на уровне блока «И» с учётом того, что газогенератор метанового ЖРД будет работать по сладкой схеме, а ступень – использоваться часто. Для РН «Ангара», как неотработанного изделия, надёжность недостоверна, она взята на уровне надёжности коммерческой РН в предположении, что интенсивная эксплуатация позволит отработать скрытые дефекты технологии и довести надёжность до приемлемого уровня. Надёжность этапа перелёта оценена с использованием опыта полётов на орбитальные станции. РН-80 и РН-160 пока являются гипотетическими, и их надёжность оценить невозможно. Поэтому был принят минимальный уровень надёжности, который мог быть заложен в техническом задании при разумном подходе к затратам. Отдельные значения по составляющим надёжности можно подвергнуть сомнению, но их коррекция не изменить общего результата: претензии к надёжности схемы полёта с использованием ОЗК безосновательны.

    2. Обеспечение оперативности запусков к Луне и планетам при использовании ОЗК. Не возражая моим оценкам о существовании 17 оптимальных дат в год для полётов на Луну с использованием ОЗК, в этом пункте указывается на важность свойства оперативного пуска к Луне, и том, что ОЗК проигрывает в этом вопросе наземному старту. Если моих аргументов оказалось недостаточно, можно рассмотреть вопрос подробнее. При наземном старте оптимальным можно считать каждый день. Насколько это свойство существенно, и при каких условиях? Полагаю, что оно очень существенно для однопусковой схемы. РН для однопусковой схемы будет иметь относительно малый уровень отработки и большой объём контролируемых параметров. Отмена или перенос пуска будут иметь высокую вероятность, особенно в первые годы эксплуатации. Так как на старте будут задействованы большие ресурсы, перенос пуска на большой срок будет означать большие экономические потери.
   В случае пуска с ОЗК ситуация иная, так как в работе комплекса задействуется гораздо меньше систем, чем при пуске с Земли. По сути, нужно будет запустить ракетный блок с ДУ, имеющей в своём составе 3 ЖРД, причём достаточно двух для обеспечения выведения. В такой ситуации вероятность срыва пуска значительно (примерно на два порядка) меньше, чем при пуске с Земли, и баллистические ограничения не являются существенными.
   Для двухпусковой схемы ценность оперативного старта уменьшается, так как при втором пуске он ничего не даёт. Носитель и наземный комплекс должны быть отработаны до высокой надёжности пуска в срок.
   Наличие ОЗК сделает ненужной лунную орбитальную станцию, которая упоминается в письме УСП-1661-ОГ, что упростит задачу полёта к Луне.
   Межпланетные перелёты. Оптимальная ситуация для запуска аппарата на межпланетную траекторию возникает при совпадении плоскости опорной орбиты с плоскостью орбиты планеты в момент, соответствующий возможности перелёта по гомановской траектории. Для орбиты высотой 400 км и наклонением 51° такая ситуация возникает дважды в ~76 суток с примерно равными промежутками времени. Такие промежутки кажутся большими, чтобы быть удобными и не требующими дополнительных затрат топлива. Однако, к вопросу следует подойти и с другой стороны. Нужно сопоставить значимость ОЗК вместе со всей инфраструктурой (хотя бы в единицах стоимости) с программой межпланетных исследований. И тогда окажется, что сегодня этот вопрос неактуален. Если же рассмотреть техническую сторону, то можно увидеть, что третья кислородно-метановая ступень от РН «Союз» может сообщить полезному грузу (масса ~10 т) скорость, ненамного (~200-300 м/с) превышающую вторую космическую. Вопрос сводится к тому, как использовать эту прибавку. Возможно, будут технические сложности в 100%-й заправке блока топливом в условиях невесомости, и, если предусмотреть небольшой недолив, эта прибавка уйдёт. Тогда схема выведения межпланетного аппарата (МА) будет включать три этапа:
1.   Выведение на близкую к предельной эллиптическую орбиту с помощью повторно используемого блока.
2.   Разворот плоскости орбиты в апогее средствами МА.
3.   Разгон в перигее и выведение на межпланетную траекторию с помощью двигательной установки МА.
   В целом же задачи этой темы отличаются большим разнообразием, требуют разных технических подходов и схемных решений, а у баллистиков есть множество способов решения тех или иных задач.
   Подводя итог рассмотрения этого вопроса, можно с уверенностью сказать, что баллистические проблемы при использовании ОЗК для полётов к Луне и планетам решаемы и не являются существенными при выборе варианта развития космонавтики в пользу ОЗК.

По п.3. В этом пункте ставится несколько вопросов на основе развиваемого видения способа снабжения ОЗК топливом с помощью модифицированнной РН «Союз», которое не соответствует моим предложениям. Раскрою их сущность в упрощённом виде.
Выполняется модификация кислородно-метанового блока 3-й ступени РН «Союз» путём наращивания топливных баков для вмещения дополнительного количества топлива. Это количество, по грубым оценкам, составит около 10,5-11 т, что означает около 13 куб. м дополнительного объёма. Описание этого блока приведено в технической записке. После выведения ступени на опорную орбиту, её перехватывает межорбитальный транспортировщик и буксирует к ОЗК. Из баков ступени извлекается возможно большее количество топлива, не менее 95% в виде перелива жидкости, остатки – перегонкой. Предполагаемые потери – менее 1% топлива. Оптимальный способ извлечения остатков предстоит выбрать из нескольких в ходе исследовательской работы. Ожидаемые затраты топлива транспортировщика будут вдвое превышать затраты ПКК «Союз» при перелёте с опорной орбиты к орбитальной станции. Наклонение и высота орбиты ОЗК выбираются из соображений удобства и максимальной эффективности системы.
По замечанию о неиспользовании водорода в транспортной системе. Основания для выбора компонентов топлива изложены в технической записке. Кислородно-метановое топливо позволяет решить все перспективные задачи и представляется разумным с точки зрения цена/достигаемые возможности. Если в дальнейшем найдутся средства и переход на кислородно-водородное топливо будет экономически обоснован, возможен апгрейд транспортной системы под эти компоненты.
По остальным замечаниям п.3.

*   Понятно, что обращение с криогенным топливом на орбите не будет простым занятием. Но как бы ни были серьёзны проблемы транспортировки топлива, их необходимо будет решить. То, что в мировой практике эта проблема не решалась, не является аргументом – у других участников КД не сложилась потребность или отсутствуют предпосылки для такого пути развития.
*   В моём предложении не предполагалась разработка по существу новой РН среднего класса. Не берусь сказать, как будет классифицирована эта РН по правилам проектирования отрасли, и какие дополнительные расходы повлечёт такая классификация, но фактический объём работ предполагает разработку модификации РН «Союз» с заменой третьей ступени. При переходе к такой модификации предполагается полное сохранение конструктива первых двух ступеней, задействование прежних алгоритмов управления до отделения второй ступени, использование прежних зон отчуждения для падения отработанных блоков. Нагрузки (силовые – продольные, изламывающие, аэродинамические и т. д.) не превысят максимальных значений, реализованных в модификациях РН «Союз» под разные ПГ.
*   Для лунной программы фактически придётся создавать новую РН. При этом значительная часть расходов будет иметь причиной то, что в своё время Российское авиационно-космическое агентство пустило процесс разработки РН «Ангара» на самотёк, проигнорировав, в том числе, и мои предложения, означавшие когнитивный поход к созданию этой РН.

Итогом вышесказанного становится то, что возражения по предложенной мной транспортной системе, включающей ОЗК, изложенные в письме Роскосмоса исх. от 17 декабря 2014 г. № УСП-12301-ОГ закрыты моими разъяснениями полностью.

По предложению подготовить совокупный проект с обоснованным техникоэкономическим анализом ОЗК, орбитальных буксировщиков, орбитального завода по переработке отработанных конструкций в полезные космические конструкции. Мои предложения по уровню проработки являются концептуальными, и они замещают концепцию использования РН сверхтяжёлого класса при полётах на Луну и к другим удалённым целям. По моему мнению, концепции, использующие РН СТК нереализуемы практически по причинам, которые я изложил в письме на имя Президента от 06.05.2013, имеющегося в Агентстве. Тем не менее, есть видение схем и технологий, которые могут быть положены в основу реального воплощения концепции с использованием ОЗК. Это значит, что совокупный проект требуемого уровня может быть подготовлен. Согласно РК-98-КТ, создание, производство и эксплуатация комплексов и входящих в них составных частей, систем, агрегатов (приборов) должны проводить по договорам (контрактам) с заказчиком по следующим этапам:
- аванпроект (техническое предложение);
- эскизный проект;
- разработка рабочей документации на опытные изделия комплекса и макеты;
...
Если Роскосмос выступит заказчиком проекта, то проект может быть подготовлен в рамках коммерческой организации «Энергообменные технологии», являющейся инициатором исследований концепции орбитальной заправки. При этом требуется понимание того, в каком состоянии находится организация и какой она имеет уровень компетенции во внутриотраслевых отношениях. Потребуется практически 100% авансирование работ. Замечу, что многие отраслевые предприятия и организации готовят проекты инициативно, однако такие проекты подразумевают активное участие этих предприятий и организаций в их осуществлении. На таких условиях можно попытаться найти средства от третьей стороны, но это потребует дополнительного времени и гарантии генподрядных работ по следующим этапам.
При этом моё участие в подготовке проекта до его всесторонней оценки не будет означать изменение моего мнения относительно перспектив РН СТК.
   

С уважением,
Михальчук М. В., инженер
10.03.2015

(http://s14.radikal.ru/i187/1504/d5/65aecf1b25ca.jpg)

(http://s019.radikal.ru/i603/1504/9b/97bb8f7000d0.jpg)

Уважаемый г-н Президент!

                   Прошу Вас дать указание Руководителю Роскосмоса Игорю Анатольевичу Комарову рассмотреть моё обращение, так как Роскосмос в лице начальника Управления Стратегического планирования Ю. Н. Макарова в нарушение Закона N 59-ФЗ "О порядке рассмотрения обращений граждан Российской Федерации" отказался от переписки со мной.

Обращение находится в приложенном файле.

С уважением,
Михальчук М. В.

_____________________________________________________________________________

Руководителю

Федерального космического агентства

И. А. Комарову
 от Михальчука Михаила Владимировича


                                          Уважаемый Игорь Анатольевич!

       13.04.2015 г. мной получено письмо УСП-3520-ОГ от 13.04.2015 г., в котором Начальником Управления стратегического планирования Ю. Н. Макаровым сообщается о решении Роскосмоса прекратить со мной переписку по итогам рассмотрения моих обращений от 5 марта 2015 г. (вх. ОГ-254) и от 11 марта 2015 г. (вх. ОГ-275). В связи с этим сообщаю следующее.

1. Обращение от 5 марта 2015 г. (н/вх.  ОГ-254) - содержало моё мнение о перспективах пилотируемой космонавтики и носило информационный характер. В нём не было просьб, вопросов и других поводов, требующих ответа. Письмо предназначалось Руководителю Роскосмоса с пометкой «лично», то есть, оно не предназначалось для последующей публикации или рассмотрения широким кругом лиц, так как открытое обсуждение некоторых изложенных в нём моментов могло нанести репутационный ущерб Роскосмосу. Привлечение специалистов ЦНИИмаш к рассмотрению обращения и решение о прекращении переписки по его итогам являются самодеятельностью.
2. Частью обращения от 11 марта 2015 г. (вх. ОГ-275) было предложение, касающееся классификации сложных схем полётов методики оценки их надёжности. Признаков рассмотрения этого предложения в письме УСП-3520-ОГ не обнаружено. Других предложений это обращение не содержит. В письме УСП-3520-ОГ решение о прекращении переписки обосновывается тем, что в очередной раз предлагается использование орбитального заправочного комплекса, что не соответствует действительности.

Из вышесказанного следует, что решение Роскосмоса о прекращении переписки со мной не имеет законных оснований.


Для того, чтобы понять роль обращения вх. ОГ-275 для дальнейших действий, необходимо воспроизвести хронологию:

06 мая 2013 года – обращение, в котором приведено семь доводов против продолжения исследовательских работ по носителю сверхтяжёлого класса (РН СТК) с оценкой их значимости. Это обращение было сделано по итогам совещания 12.04.2013 г. в г. Благовещенске, где было объявлено о планах создания РН СТК.

07 июня 2013 года – ответ на обращение (УСП-4439-ОГ), в котором выражено мнение, что мои доводы основаны на недостаточно достоверной информации и недостаточно аргументированных допущениях, прежде всего в области экономических оценок и рисков.

11 августа 2013 года – обращение с разъяснениями по оценке экономических и технических рисков.

21 ноября 2014 года – повторное обращение с предложением прекратить работы по РН СТК, с приложением в виде технической записки, где указан альтернативный способ достижения целей в космосе. Обращение сделано в связи с раскрытием планов полётов к Луне и суммы затрат на разработку РН СТК, которая оказалась больше ожидаемой.

17 декабря 2014 года – письмо УСП-12301, содержащее заключение ЦНИИмаш и заключение УСВ и НКИ по предложениям, изложенным в технической записке. В этих документах возражения были представлены в виде вопросов и мнений, предложенный способ был рассмотрен изолировано, без сравнения с предлагавшимся Роскосмосом. Одним из главных возражений было то, что предложенная схема по классификации Роскосмоса выглядела многопусковой.

21 января 2015 года – обращение с разъяснениями по всем возражениям из заключений УСП-12301.

20 февраля 2015 года – письмо УСП-1661-ОГ с дополнительными вопросами.

11 марта 2015 года – обращение с разъяснениями по вопросам письма УСП-1661-ОГ.

Таким образом, все возражения Роскосмоса по моему обращению от 21.11.2014 г. закрыты разъяснениями, расчётами, оценками в двух последующих обращениях. Информация, представленная в этих двух обращениях, является новым доводом в пользу рассмотрения моих предложений (п. 1 статьи 5 Федерального закона № 59-ФЗ «О порядке рассмотрения обращений граждан Российской Федерации», так как содержит сведения, о которых Роскосмос ранее не знал или имел неверное представление. В связи с этим прошу повторно рассмотреть моё обращение от 21 ноября 2014 года, с учётом предоставленной новой информации.

При этом следует принять во внимание и новые обстоятельства - итоги состоявшегося 24 февраля 2015 года НТС Роскосмоса, посвящённого разработке РН СТК грузоподъёмностью 80-160 т. НТС констатировал невозможность разработки РН СТК в сегодняшних экономических условиях, то есть, сработал один из семи доводов моего обращения от 06 мая 2013 года. НТС рекомендовал продолжить разработку технологий РН СТК и рассмотреть для полётов на Луну многопусковую схему с использованием предельно форсированного носителя «Ангара А5В» с верхней водородной ступенью грузоподъёмностью 35 т. В связи с этим дальнейшее рассмотрение обращения зависит от того, последует Роскосмос рекомендациям НТС, или примет другие решения.

П. 1 статьи 10 Федерального закона № 59-ФЗ «О порядке рассмотрения обращений граждан Российской Федерации» требует провести «объективное, всестороннее и своевременное рассмотрение обращения, в случае необходимости - с участием гражданина, направившего обращение». Объективность может быть достигнута применением исчерпывающего набора критериев оценки предложений, сделанных в обращении. Всестороннее рассмотрение означает сравнительный анализ сделанных предложений со схемой полётов к Луне, которую рассматривает Роскосмос, при параллельной эксплуатации низкоорбитальной станции и, возможно, параллельной разработке РН СТК. Своевременность рассмотрения предполагает согласование позиций сторон до момента, позволяющего при необходимости провести НТС и внести изменения в ФКП-2025 до объявленного срока представления этого документа в Правительство РФ (10 июня 2015 года).

Прошу также при составлении документов по оценке моих предложений соблюсти минимальные квалификационные требования к ним: указать фамилию, инициалы, должность, учёную степень составителя каждого пункта, а также оценку значимости этого пункта для принятия общего решения.

С уважением,
Михальчук М. В., инженер
20.04.2015

(http://f4.s.qip.ru/mIrA3oH4.jpg)

Как-то так...

Руководителю Федерального космического агентства
И. А. Комарову
от Михальчука Михаила Владимировича


                                         Уважаемый Игорь Анатольевич!

В 2003 году организация «Энергообменные технологии», которую я возглавлял, предложила Роскосмосу (Федеральному авиационно-космическому агентству) к рассмотрению концепцию ракеты-носителя А7, являющейся семиблочной модификацией РН «Ангара». Предложение было сделано в рамках общей концепции развития средств выведения. Итогом рассмотрения концепции стало Заключение ЦНИИмаш № 4447-30 от 28.04.2003, в котором ЦНИИмаш не сделал даже имитацию рассмотрения свойств предлагаемой компоновки, сославшись на то, что схемы перелива рассматривались разработчиком. В последующем идея носителя А7 потеряла актуальность и была забыта. Так как заключение № 4447-30 в целом представляет собой малограмотную писанину, а ответственные работники Агентства в то время не смогли этого понять, есть сомнения, что предлагаемая компоновка изучалась, или что объём исследований по ней был достаточен для исчерпывающих выводов. Об этом говорит и отсутствие к 2003 году заявок на интеллектуальную собственность при том, что схема А7 содержит элементы новизны.
Концепция А7 создавалась из соображения оптимизации производственных и эксплуатационных издержек, и в этом отношении она, возможно, представляет собой совершенство. Исходя из того, что доля стоимости носителя в стоимости пусковых услуг составляет около половины, а доля наземных эксплуатационных расходов – более трети, при создании концепции А7 была выбрана стратегия минимизации производственной и наземной пусковой инфраструктуры. Результат – при существенно большей грузоподъёмности, А7, в отличие от РН «Ангара А5И», имеет один тип двигателя и меньшее число топливных баков, а также несколько преимуществ, указанных ниже.
Сегодня, когда работы по РН «Ангара» дошли до стадии начала подготовки производства, а НТС Роскосмоса рекомендовал подготовить аванпроект по РН «Ангара А5В», компоновка А7 снова становится актуальной. В связи с этим прошу дать задание соответствующим подразделениям Роскосмоса найти сведения о результатах исследований компоновки А7, описание которой прилагаю, и провести предварительный сравнительный анализ с РН «Ангара А5И» и РН «Ангара А5В» в плане отличий в стоимости их производства и эксплуатации. При этом отдельно учесть влияние на стоимость следующих факторов:

1.   Отсутствие на РН А7 верхней ступени.
2.   Меньшее количество баков основного пакета и связанных с ними систем (измерения, управления, наддува и т. д) и приборов.
3.   Конструктивные упрощения из-за уменьшения количества баков: уменьшение числа днищ (наиболее трудоёмких в изготовлении частей), суммарной длины топливных трубопроводов и кабельной сети.
4.   Отсутствия у боковых модулей межбаковых отсеков.
5.   Упрощение технологии изготовления и очистки баков боковых модулей за счёт их гладкостенной конструкции.
6.   Упрощение изготовления и эксплуатации РН из-за сокращения числа заправочных разъёмов до одного на каждый компонент топлива.
7.   Использование на боковых модулях упрощённых двигателей без карданного подвеса (при управлении разнотягом достаточно качания всего двух камер двигателей на боковых модулях в одной плоскости).
8.   Упрощение обслуживания на старте из-за меньшей высоты РН (незначительно – для РН «Ангара А5И» и существенно для РН «Ангара А5В»).

Концепция А7 предлагалась в 2-х вариантах – с унифицированным и увеличенным диаметром центрального блока. Сегодня, в связи с освоением диаметра 3,6 м для УРМ-2, было бы удобно применить его на ЦБ А7, что позволит сделать все модули одной длины. В любом случае, предлагаю до окончания стоимостного анализа по пп. 1-8 вопросы конкретного воплощения идеи (стоимость системы перелива, способ крепления и отделения модулей и т. д.) не поднимать. Эти вопросы решаемы, но сложны в оценке, а факторы, приведённые выше, легко посчитать в период подготовки производства, когда выполняется калькуляция технологических операций. Полученная информация позволит лучше понять возможности технологии перелива компонентов топлива между модулями и получить ценовые ориентиры по её возможной реализации. Не исключено, что появится и повод поработать с особенностями Технического задания на стартовый комплекс для ракет семейства «Ангара» на космодроме Восточный.
Добавлю, что преимущества А7 могут быть частично реализованы в РН с пятиблочным пакетом (рис. 3), при этом система перелива имеет некоторые упрощения. Такая РН, включающая блок «И», по моим подсчётам, может выводить на ~4 т больше, чем РН «Ангара А5И». В целом же три способа – верхняя водородная ступень, перелив компонентов и форсирование двигателей на 10% в течение первых 40 с с момента старта дают в отдельности примерно одинаковый прирост грузоподъёмности.



С уважением,
Михальчук М. В.
08.06.2015

Приложение – на 4 л.


 

                                                           Описание РН А7
   А7 – трёхступенчатая ракета-носитель, состоящая из семи модулей, собранных по схеме «пакет». Один из модулей – центральный двухбаковый, шесть остальных – однобаковые, четыре из которых имеют в своём составе бак горючего, и два – бак окислителя (рис. 1). Топливная пара – керосин + ж.кислород. Тип ЖРД на всех блоках – РД-191. Для обеспечения двигателей топливом РН оснащена системой перелива компонентов между блоками, схема которой приведена на рисунке 2. Порядок отделения боковых модулей: 1 ступень – 2 модуля окислителя, 2 ступень – остальные 4 модуля.
   Грузоподъёмность А7 составляет 36-40 т и имеет возможности к увеличению. Разброс величины грузоподъёмности обусловлен особенностями исполнения РН: степенью расширения сопла центрального модуля, циклограммой расхода топлива по модулям, а также массовым совершенством боковых модулей. Чувствительность грузоподъёмности А7 к массовому совершенству конструкции модулей 2-й ступени до 2,5 раз ниже, чем у РН «Ангара А5И» к массовому совершенству боковых модулей. Кроме того, у А7 имеет смысл установка на центральном блоке выдвижного соплового насадка, в то время, как его использование на РН «Ангара А5И» не даёт существенного эффекта.
   А7 при тяговооружённости 1,4 может быть уведена от старта при отказе сразу двух двигателей на первых секундах полёта. Это даёт возможность увеличения грузоподъёмности путём наращивания стартовой массы под расчётный случай отказа только одного двигателя. Такому решению будет способствовать возможность аварийного сброса модулей первой ступени, последствия падения которых будут существенно менее разрушительны, чем в случае двухбаковых модулей.
А7 не требует глубокого дросселирования ЖРД центрального модуля в полёте и форсирования всех двигателей на старте.

(http://s017.radikal.ru/i405/1507/48/615e3f7dd28e.jpg)
(http://s019.radikal.ru/i616/1507/d9/059cfe2ca167.jpg)
(http://s020.radikal.ru/i709/1507/7b/30c506e707e1.jpg)

(http://s57.radikal.ru/i156/1507/e6/793a3d3e5f0b.jpg)
(http://s018.radikal.ru/i506/1507/6d/79a928f45a8c.jpg)
(http://s019.radikal.ru/i632/1507/01/5a6206514d55.jpg)
(http://s019.radikal.ru/i625/1507/8d/9792d1c661a7.jpg)
(http://s019.radikal.ru/i639/1507/46/6c4850e77b7e.jpg)

Какие замечательные ответы получаются....)

извиняюсь

Цитироватьстр 3
Плесецк, дальность падения отделяющейся части (ОЧ) РБ первой ступени составляет 850 км. При повышении (за счет перелива) рабочего запаса топлива второй ступени до 85 % от стартового, дальность падения ОЧ РБ первой ступени сократится до 730 км, а при доведении запаса до 95 % - до 660 км. Привязка на местности показывает, что при 95 % переливе ОЧ первой ступени падают в 15 км от г. Ухта, а при 85 % переливе - в густонаселенном районе в  междуречье рек Ижма и Печора.

что-то про густонаселенный район междуречье рек Ижма и Печора (дальше Ухты) на 730 км не понятно и на  около 850 км есть Вуктыл (про падение при первом запуске А5 (http://www.komiinform.ru/news/119076/))
а если другие % ?

Замечательный ответ. mihalchuk, что же Вы, батенька, им полную документацию по переливу не представили? :-D

pnetmon, либо в этих случаях ужас ужасней либо, надо считать, эффект от переливания слишком незначителен для внедрения.

и ведь отвечают! :)