Облёт Луны на советском наследии с максимальным комфортом

В статье рассматривается техническая возможность пилотируемого облёта Луны с возвращением на Землю на пониженной (но не первой космической) скорости. Используется двухпусковая схема:

1. РН «Союз‑2» выводит на низкую околоземную орбиту (НОО) корабль «Союз‑МС» с двумя космонавтами. Конфигурация для полёта к МКС, то есть с орбитальным отсеком, где расположен туалет. В СССР лунный корабль Л-1 был без этого элемента комфорта - орбитального отсека там не было.
2. РН «Протон‑М» выводит на НОО разгонный блок ДМ‑03 (кислород/синтин, 18,7 т топлива).
3. Корабль стыкуется на НОО с блоком ДМ через переходник со стороны приборно-агрегатного отсека Союз-МС, после чего связка стартует к Луне.

Особенность миссии – использование собственного топлива корабля Союз-МС (900 кг) для дополнительного торможения перед входом в атмосферу после отделения отработавшего ДМ‑03. Скорость входа получится снизить с ~10,8 км/с до ~9,6 км/с, что требует усиления теплозащиты по образцу советского аппарата «Зонд» (Л1) и приводит к перегрузкам ~6–7 *g*.

1. Исходные данные

1.1. Корабль «Союз‑МС» (2 чел.)

Параметр - Значение

• Полная стартовая масса - 7,00 т
• Масса топлива КТДУ‑80 (НДМГ+АТ) - 0,90 т (Isp = 300 с)
• Масса орбитального отсека (ОО) - 1,20 т
• Масса спускаемого аппарата (СА) + приборно‑агрегатного отсека (ПАО) сухие - ~4,90 т
• Масса СА после отделения ОО и выработки топлива - ~4,90 т

1.2. Разгонный блок ДМ‑03

Параметр - Значение

• Сухая масса - 3,35 т
• Масса топлива (кислород/синтин) - 18,70 т
• Удельный импульс - (Isp) 361 с ⇒ 3538 м/с

1.3. Параметры полёта

Потребный импульс для облёта Луны по траектории свободного возвращения (TLI) – не менее 3,10 км/с (принято минимальное значение для снижения требований к торможению).

2. Последовательность операций (оптимальный алгоритм)

1. Стыковка на НОО – связка «ДМ‑03 + Союз» полной массой 29,05 т.
2. Разгон к Луне – выдача импульса TLI = 3,10 км/с двигателем ДМ‑03.
3. Облёт Луны – полёт по баллистической траектории свободного возвращения. Аналогично траектории полёта Зонд-5 и Артемида-2
4. Перед входом в атмосферу (на подлёте к Земле, за час до начала торможения):
   – отделение орбитального отсека массой 1,20 т (снижает массу тормозимой связки);
   – включение ДМ‑03 для полной выработки оставшегося топлива (торможение);
   – отделение пустого ДМ‑03.
5. Финальное торможение – двигателями «Союза» (900 кг топлива) до расчётной скорости входа.
6. Вход в атмосферу и посадка спускаемого аппарата.

3. Поэтапный расчёт масс и скоростей

3.1. Разгон к Луне (TLI = 3,10 км/с) и облёт Луны по баллистической траектории

Масса до разгона:

m0 = 3,35+18,70+7,00=29,05т

По формуле Циолковского:
m1=m0*exp(3100/3538) = 12,09 т

Из этой массы после разгона:

• ДМ‑03 (сухой 3,35 т + остаток топлива m_ост​
• «Союз» (7,00 т)

Остаток топлива в ДМ‑03 после разгона:
m_ост =12,09−(3,35+7,00)=12,09−10,35=1,74т

3.2. Подготовка к торможению (отделение ОО)

Перед включением тормозных двигателей отделяем орбитальный отсек (1,20 т).
Масса связки «ДМ‑03 + Союз (без ОО)»:

mторм,нач​=12,09−1,20=10,89 т

В неё входят:

• ДМ‑03: сухая 3,35 т + остаток 1,74 т = 5,09 т
• Союз без ОО: 7,00 – 1,20 = 5,80 т (включая 0,90 т топлива)

3.3. Торможение ДМ‑03 (выработка остатка)

Конечная масса после выработки всего топлива ДМ‑03:

mпосле ДМ​=3,35(сухой ДМ)+5,80(Союз без ОО)=9,15т

Импульс торможения ДМ‑03:

ΔVСоюз​=(300⋅9,8)⋅ln(4,905,80​)=2940⋅ln(1,1837)=2940⋅0,1686≈496м/с

3.5. Суммарное торможение

ΔVторм​=616+496=1112м/с≈1,11км/с

3.6. Скорость входа в атмосферу

Типичная скорость возврата с облёта Луны при TLI = 3,10 км/с составляет ≈10,78 км/с (эмпирическая зависимость для траектории свободного возвращения).
После торможения:

Vвх​=10,78−1,11=9,67км/с

При уменьшении TLI до минимально возможного 3,05 км/с (что допустимо при точной баллистике) остаток топлива в ДМ‑03 возрастает до 1,92 т, торможение ДМ‑03 даёт 675 м/с, суммарное торможение – 1,17 км/с, а скорость входа снижается до ~9,53 км/с.

Принимаем итоговое значение:

Vвх​≈9,6±0,1 км/с

4. Требования к теплозащите

4.1. Штатный «Союз‑МС»

• Расчётная скорость входа: 7,8 км/с (первая космическая).
• Тепловой поток в лобовой точке: ~200–250 кВт/м².
• Толщина абляционного покрытия (ППК‑1): ~15–20 мм.

4.2. Аналог – КК «Зонд» (Л1, 1968–1970 гг.)

• Скорость входа: 10,6–10,8 км/с (облёт Луны без торможения).
• Максимальный тепловой поток: ~500–600 кВт/м².
• Теплозащита – асботекстолит (толщина до 50 мм), способная кратковременно выдерживать температуру до ~2800 °C.
• Применялся для беспилотных облётов; для пилотируемого варианта требовалось дополнительное бронирование.

4.3. Расчётные условия (9,6 км/с)

• Тепловой поток приблизительно пропорционален V^{3}V3 (для ламинарного режима) или V^{3.15}V3.15 (турбулентный).
• Отношение (9,6 / 7,8)^{3} ≈1,86, т.е. тепловой поток в ~1,9 раза выше штатного.
• Абсолютное значение: ~400–450 кВт/м² – это ниже, чем у «Зонда» (500–600), но всё же выше, чем у серийного «Союза».

Вывод по теплозащите:
Штатная теплозащита «Союза» непригодна. Необходима модернизация по образцу КК «Зонд»:

• увеличение толщины абляционного покрытия до 35–40 мм;
• замена материала на более жаростойкий (асботекстолит или углерод‑фенольная смола);
• усиление теплоизолирующего подслоя.

5. Оценка перегрузок при посадке

5.1. Штатный спуск с МКС (7,8 км/с, α = 0,2–0,25)

Максимальные перегрузки: 3,5–4,0 g (в зависимости от крутизны траектории).

5.2. Спуск со скоростью 9,6 км/с (тот же баллистический коэффициент)

Перегрузка растёт пропорционально квадрату скорости (при одинаковом угле входа):
Отношение (9,6 / 7,8)^2 ≈1,51.
Ожидаемые перегрузки: g4,0×1,51≈6,0g.

При более крутой траектории (для снижения теплового потока) перегрузки могут возрасти до 7–8 g, что допустимо для подготовленных космонавтов (как при спусках «Союза» в аварийных режимах).

5.3. Аналогия с «Зондом» (10,8 км/с)

Беспилотные «Зонды» испытывали перегрузки до 12–14 g на баллистическом спуске. За счёт торможения ДМ-03 из расчёта выше (9,6 км/с) перегрузки снижаются почти вдвое.

Итоговый диапазон перегрузок:

Nz = 6-7g

6. Сравнение расчёта

сравнение

7. Техническое заключение

1. Двухпусковая схема (РН «Союз‑2» + РН «Протон‑М» с ДМ‑03) позволяет осуществить пилотируемый облёт Луны на корабле «Союз‑МС» с использованием собственного топлива корабля для дополнительного торможения.
2. Оптимальный алгоритм включает:
   – разгон к Луне (TLI = 3,05–3,10 км/с) двигателем ДМ‑03;
   – отделение орбитального отсека перед входом в атмосферу;
   – выработку остатка топлива ДМ‑03 (торможение ~0,62 км/с);
   – финальное торможение двигателями «Союза» (0,50 км/с).
3. Скорость входа в атмосферу составляет ≈9,6 км/с – значительно ниже, чем при классическом облёте (10,8 км/с), но выше штатной для «Союза».
4. Теплозащита должна быть усилена до уровня КК «Зонд» (асботекстолит толщиной 35–40 мм или другая дополнительная теплозащита).
5. Перегрузки при посадке ожидаются в диапазоне 6–7 g, что допустимо для подготовленных космонавтов.
6. Дополнительные задачи - доставка кубсатов и тестовых спутников системы "Рассвет" Бюро 1440 на окололунную орбиту для испытания лазерной связи с группировкой "Рассвет" на околоземной орбите. В дальнейшем эти спутники будут использованы для связи с АМС при посадке, когда Луна находится за радиогоризонтом.

Таким образом, предложенная конфигурация является технически реализуемой при существующих носителях и требует лишь умеренной модернизации спускаемого аппарата «Союз‑МС».

При наличии политической и управленческой ВОЛИ такой облёт Луны может быть осуществлён в течении 2026 года. Все технические возможности у Роскосмоса есть.

8. Оценка затрат

На основе анализа текущих расчётных данных и открытых источников о стоимости пусков российских ракет, можно составить следующую смету для гипотетической миссии по облёту Луны по расчёту выше.

1. Запуск РН «Союз-2» $35–48.5 млн Выведение корабля «Союз МС» на НОО. Стоимость может варьироваться в зависимости от модификации носителя и условий контракта .

1. Запуск РН «Союз-2» $35–48.5 млн Выведение корабля «Союз МС» на НОО. Стоимость может варьироваться в зависимости от модификации носителя и условий контракта .
2. Запуск РН «Протон-М» ~$65 млн Выведение разгонного блока ДМ-03 на НОО. Это устоявшаяся цена на коммерческом рынке .
3. Изготовление КК «Союз МС» ~$30–40 млн Оценка. Реальная стоимость может быть выше из-за необходимости модернизации теплозащиты.
4. Изготовление РБ ДМ-03 ~$15–20 млн Оценка. Стоимость серийного разгонного блока.
5. Подготовка и управление полётом ~$50–70 млн Включает работу Центра управления полётами, полигонные службы (Байконур), наземную инфраструктуру, медицинское обеспечение.
6. Страхование ~$30–50 млн Обязательный риск для пилотируемой миссии (страхуются пуски, корабль, ответственность).
7. Прочие расходы ~$10–20 млн Транспортировка, топливо, амортизация оборудования.

Итого (приблизительно) ~$240–360 млн ~20–30 млрд рублей по текущему курсу.

1. Основная стоимость — это пуски ракет: почти $100–115 млн уходят на выведение связки «Союз + ДМ-03» на орбиту.
2. Модернизация теплозащиты КК "Союз МС" под вход в атмосферу со скоростью ~9,6 км/с (по расчёту выше) неизбежно увеличит стоимость корабля.

Для сравнения - запуск КК Орион для облёта Луны по программе Артемида-2 оценивают примерно в $4 млрд:

1. ракета-носитель Space Launch System стоимостью $2,2-2,5 млрд
2. корабль Orion — $1 млрд
3. наземная инфраструктура свыше $500 млн.

продолжение: