1. КОММЕРЦИАЛИЗАЦИЯ МИКРО РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКОГО
КОМПЛЕКСА

1. В современных условиях считается, что выгоднее использовать средние и тяжелые ракето-носители для снижения удельных затрат по запуску спутников в космос. При этом не учитываются все сопутствующие факторы.

2. Техническое предложения по Rocket and Space Complex Microline-Universal (Demonstrator) – Poster 1 настоящего сайта – разрабатывалось с целью обеспечения окупаемости проекта и получения дохода от эксплуатации комплекса.
Комплекс состоит из:
- ракеты-носителя LV-50-X, стартовая масса около 350 кг,
- орбитера USC-50-X, масса 50 кг,
- пускового контейнера.
Все элементы многоразового использования.
Максимальная высота полета орбитера до 140 км, дальность полета до приземления 640 км.

Бизнес-задачи:
- запуск университетских (а также государственных, ведомственных, частных) приборов для исследования верхней границы плотной атмосферы / нижней границы космического пространства, приборы массой 5-10 кг запускаются на высоту 59-59 км,
- вывод на суборбитальную траекторию полета орбитера USC-50-X с приборами и съемочной аппаратурой для проведения исследований нижней границы космоса на высоте около 130 км, дальность 630 км в суборбитальном полете, по отдельным заказам,
- продажа на мировом рынке комплектующих:
* жидкостной ракетный двигатель малой тяги RD-100N COSMOS, тягой 100 N, как спутниковый и рулевой для микроракет и беспилотных ракетных самолетов,
* маршевый жидкостной ракетный двигатель RD-05, тягой 5000 N, как двигатель для орбитеров и беспилотных ракетных самолетов, как рулевой двигатель для малых ракет-носителей, как апогейный двигатель.

3. Описание потребителей нового товара.
Продукция и услуги по проекту:

3.1. Запуск спутников, аэрокосмических аппаратов и приборов на орбиту и по суборбитальной траектории.
3.1.1. Обслуживание университетом мира:
- запуск приборов на высоты 59-69 км;
- запуск приборов на высоту 130 км;
- пролет атмосферы от 130 км и до приземления.
В настоящее время такого обслуживания для университетов в мире нет. Имеются только отдельные случаи, когда ноно- пикоспутников передаются на борт The International Space Station (ISS), откуда запускаются в космическое пространство, или идут попутным грузом на традиционных ракетах-носителях.
Для запуска приборов в атмосфере на большую высоту могут использоваться метеорологические аэрозонды и стратостаты, но, обычно высоты полета не превышают 30-40 км. Диапазон от высоты 40 км и до космического пространства остается практически недоступным для исследований.
Новая пусковая услуга открывает новые возможности для исследователей: в выбранном диапазоне высот (59-130 км) конкурентов, не использующих ракеты-носители, нет.
3.1.2. Оценка конкурентов.
В настоящее время в мире наблюдается попытка разработать и довести до эксплуатации целый ряд легчайших ракет-носителей класса метеорологических ракет. Однако, пока ни одна из них не внедрена: испытательные пуски в 2017 году прошли, например, для японской ракеты МОМО, американской Vector. Эти ракеты значительно превышают массу ракеты носителя проекта Microline-Universal LV-50-X (около 360 кг), которая исчисляется в тоннах. Следовательно, и их стоимость и стоимость пуска значительно выше предлагаемого проекта – они рассчитаны на микроспутники для более высоких орбит.
Метеорологические и геофизические ракеты могут использоваться для исследования верхних слоев атмосферы (высоты 40-100 км). Они сравнительно дешевые, но не являются многоразовыми.
Кроме того, ракеты, вылетающие в космическое пространство за черту 100 км (180-250 км) дорогие и массивные – полная масса советских метеорологических твердотопливных ракет типа МР-12, МР-20 и МР-25 составляла 1485 - 1620 кг. Масса выводимой аппаратуры 50-100 кг. Это другой класс ракет, другое более дорогое оборудование и другая стоимость вывода приборов в космос.
Геофизические ракеты могут выполнять задачи по проекту (геофизические, физические, астрофизические, химические и медико-биологических исследований верхних слоев атмосферы и близлежащего космоса). Но они рассчитана на высоты от 100 км до 1500 км. Например, Black Brant — канадская метеорологическая ракета. До 2010 года запущено около 800 ракет. Масса ракета минимальной конфигурации 730 кг для высоты до 225 км, нагрузка 68 килограмм – это другой класс ракет и другая, слушком высокая для университетов, стоимость запуска.
Можно констатировать, что в своем микро классе LV-50-Х не имеет конкурентов, а при запуске USC-50-X комплекс вне конкуренции.
Рынок для такого комплекса имеется: это рынок стратостатов, метеорологических и геофизических ракет. При этом предлагается услуга суборбитального полета USC-50-X на большую дальность (более 600 км), которую могут обеспечить только сравнительно большие и дорогие геофизические ракеты.
Этот рынок можно ограничить наличием в мире университетов – среди лучших по данным 2010 годы 12000 университетов (данные исследований Webometrics).

Если предположить, что только тридцатая часть университетов захочет вывести на высоту исследовательские приборы, то можно ориентироваться на 365 запусков в год.

При средней стоимость ракетно-космического комплекса с его запуском $ 200 000 с учетом его многоразовости, стоимость вывода груза 5 кг (стоимость создания комплекса и стоимость изготовления комплекса при его многоразовости распределяются на 365 первых пусков) составит 4000 долларов. При необходимости получить доход 100 % и вернуть затраты в первый год эта стоимость для отдельного университета составит $ 14500, что не является критической суммой, она значительно ниже стоимости вывода 1 кг груза любой ракетой-носителем (от 10000 $/кг, т.е. потенциально $ 50000).
За год эксплуатации комплекс за счет услуг пусков позволит вернуть затраты на проект (около 5 млн.), изготовление одного комплекса и даст дополнительный доход на уровне $ 1 млн.
Все дальнейшие пуски по сниженной для университетов стоимости 10000 $/кг позволят изготавливать на каждый год новый комплекс и принесут дополнительный доход на уровне $ 3,45 млн ежегодно.
Это лучший показатель конкурентоспособности.

3.2. Продажа двигателей.
Дополнительный доход может быть получен от продажи жидкосных ракетных двигателей.
3.2.1. RD-100N COCMOS – двигатель для корректировки орбит микроспутников, прежде всего – дистанционного зондирования Земли.
В 2016 году был запущен в космос 221 аппарат, из них 50 массами примерно 100-2000 кг, где могут быть установлены двигатели RD-100N COCMOS.
Можно ориентироваться на хорошую службу маркетинга и подписание заказов на треть спутников – примерно 15 спутников, куда могут быть проданы RD-100N COCMOS по цене около $ 0,05 млн.
Стоимость разработки двигателя $ 0,4 млн., изготовление каждого комплекта с баками и системами $ 0,03 млн при продажной стоимости $ 0,05 млн.
Для 15 спутников в год продажная стоимость составит $ 0,75 млн. При этом частично возвращается стоимость разработки проекта ($ 0,2 млн) двигателя и стоимость изготовления 15 комплектов двигателя $ 0,45 млн. Дополнительный доход в первый год $ 0,1 млн.
Во второй год при тех же условиях доход $ 0,1 млн.
С третьего года и далее при тех же условиях дополнительный доход составит $ 0,3 млн.
То есть проект окупится за два года и будет давать стабильный доход, без учета использования двигателя в составе комплекса Microline-Universal.
Стоимость космической двигательной установки RD-100N COCMOS с двухрежимным двигателем на уровне $ 0,05 млн конкурентоспособна, при общей минимальной стоимости микроспутника ДЗЗ, навигации, океанографии массой от 100 кг и более на минимальном уровне $ 16 млн. В настоящее время серийных двигателей для космических аппаратов нет. Эту нишу может занять RD-100N COCMOS, реальных конкурентов нет, все комплектуюит сптуники двигателями собственной разработки, которые не попадают на мировой рынок.
3.2.2. RD-05 – двигатель для ракет-носителей в качестве рулевого, апогейных аппаратов, космических двигателей для массивных спутников более 2 тонн.
Из анализа пусков 2016 года:
- 85 пусков ракет-носителей (нужно добиться продажи RD-05 для первой и второй ступеней на 10 ракет-носителей, по четыре на каждую ступень);
- на половине ракет-носителей был установлен разгонный блок, RD-100 может быть установлен на 5-ти носителях;
- запущены тяжелые геостационарные спутники связи – хотя бы на одном может стоять RD-05 для коррекции орбиты.
Итого: всего за год можно продать 86 RD-05 с баками, системами подачи топлива и автоматикой.
Стоимость RD-05 в изготовлении может составлять $ 0,5 млн, продажная стоимость $ 0,7 млн. Доход в год около $ 60,2 млн.
Стоимость проекта двигателя $ 2,8 млн. За год проект окупается, дополнительный годовой доход (за вычетом стоимости проекта и стоимости изготовления) может составить $ 14,4 млн – без учета дохода от ракеты-носителя LV-50-X.
Со второго года максимальный дополнительный доход от продажи RD-100 может составлять около $ 17,2 млн. Двухрежимный многоразовый двигатель конкурентоспособный.
Для обеспечения коммерческого успеха необходимо внедряться в проекты ракет-носителей, апогейных ступеней спутников ведущих космических компаний мира.

Потенциальный ежегодный доход от реализации проекта может достигать $ 20,95 млн.
Проект может полностью окупиться через два года после его внедрения (время на выполнение проекта два-три года, полная стоимость в целом до $ 5 млн при поэтапном финансировании).
Время получения и возврата инвестиций составляет до 5 лет.
Инвестиции начинают возвращаться с третьего года от момента начала финансирования проекта.
Это прогнозы без учета рисков для одного из вариантов финансирования проекта.

Примечание. Дополнительные средства получаются от туризма: 365 пусков в год, 300 туристов на каждом пуске, доход от каждого туриста около $ 100. В год около $ 10,95 млн.
Т.е. максимально возможный доход по первому этапу проекта в год с учетом туризма на уровне $ 31,9 млн.

Для достижения экономического показателя необходимо четкое планирование, высокая финансовая дисциплина, активная работа маркетинговой службы, которая должна начаться с первого дня финансирования проекта, и к моменту первого пуска ракеты-носителя должна обеспечить полный объем заказов на услуги и продукцию по проекту. Коммерческий результат определяется экономическим проектом ракетно-космического комплекса, за которым уже потом должен следовать технический проект. Следует понять: размер не важен, результат обеспечивается комплексным инженерным подходом - с учетом реалий бизнеса.

Проект ради проекта, ракета ради создания ракеты, спутник для его запуска в космос без цели, космодром, который может быть не нужным  - это не наш подход к делу.

Our ideas and projects:

1. Коммерциализация микро ракетно-космического комплекса
2. Optimization of technical solutions for creation of a rocket space launch complex and its components
3. Ideology of optimum rocket propulsion system on the parameters of rocket:

    а) “Cold” liquid rocket engine 

    в) Исследование возможности создания не химического реактивного двигателя с применением СВЧ-излучения  (Левенко А. С., Лукин К. А., Паук О. Л., Дрозденко А. С.) Дополнение 17-07-2021

4. Использование технологии самораспространяющегося высокотемпературного синтеза для изготовления жаропрочных деталей ракетных двигателей и обтекателя орбитера

5. Orbiter: technology for space

6. ...The use of public-private partnerships offers perhaps the best approach. By Steven Kosiak.

7. Кластерная орбитальная группировка «New Space». Альтернативное мнение (Левенко А. С.)

8. Управление городом Циндао с использованием космического и наземного мониторингов как элемент электронного правительства 

9. Космопорт: обеспечение минимальных полей отчуждения при запуске многоразовой ракеты-носителя 

Conceptual Design of Ukrainian Reusable Single-Stage Rocket with Vertical Takeoff & Landing Capability

Rocket Space Complex Trident-UA 

10. Новый проект космического ракетного комплекса с многоразовым использованием - Science & Space LLC. Дополнение 01.01.22.

11. Тенденции развития китайской науки и образования, связанные с космическими исследованиями в интересах коммерциализации (Alexander Levenko)

2. Optimization of technical solutions for creation of a rocket space launch complex and its components

3. Ideology of optimum rocket propulsion system on the parameters of rocket

а) “Cold” liquid rocket engine

  в) Исследование возможности создания не химического реактивного двигателя с применением СВЧ-излучения

(Левенко А. С., Лукин К. А., Паук О. Л., Дрозденко А. С.)

Представлены результаты исследований возможности создания не химического реактивного двигателя с СВЧ-нагревом рабочего вещества, выбор варианта структуры исследований, оценка происходящих процессов, в результате которых может быть создан двигатель.

INVESTIGATION OF THE POSSIBILITY OF CREATING A NON-CHEMICAL JET PROPULSION WITH USE OF MICROWAVE RADIATION

Presented are the results of research into the feasibility of creating a non-chemical jet engine with microwave heating of a working substance, choosing a variant of the research structure, evaluating the processes that occur, as a result of which an engine can be created.

ВВЕДЕНИЕ. ПОСТАВКА ЗАДАЧИ.
Необходимость разработки не химического реактивного/ракетного двигателя назрела давно: коэффициент полезного действия химического двигателя крайне мал, основной параметр – скорость истечения газа из сопла, ограничена параметрами давления и энергетики сжигаемых топлив, а они не безграничны.
Получены хорошие результаты при создании не химических космических плазменных двигателей микроскопической тяги, измеряемой граммами.
Давно проводятся исследования создания жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) большой тяги в сотни тонн силы с ядерным реактором, в котором в качестве охладителя используется протекающий через реактор водород, нагреваемый при этом, и который может подаваться в сопло двигателя.
Оба технических варианта имеют недостатки:
- плазменный двигатель в качестве маршевого с тягой в сотни тонн;
- ядерный двигатель превращает водород в радиоактивное вещество, и такой ЖРД использовать проблематично из-за опасности радиоактивного заражения.
По этим же причинам на основе полученных технических результатов не должен создаваться реактивный двигатель для атмосферных летательных аппаратов (исключение – российский аппарат «Буревестник»: в этой стране никого не интересует загрязнение собственной территории радиоактивным газом).
Разрабатываются варианты ракетных двигателей большой тяги с применением магнитогидродинамического метода ускорения (МГДУ) частично ионизированной плазмы в сопле обычного ракетного двигателя, где плазма создается в результате горения компонентов с высокой температурой. Но такие двигатели имеют все недостатки химических, и они только частично повышают коэффициент полезного действия, утилизируя неиспользуемые обычно свойства плазмы. Хотя, этот вариант может иметь перспективы.
Авторы рассматривает вариант, лишенный указанных недостатков.
Для этого выбрана следующая структура проведения исследований:
- исследование свойств простого рабочего химического вещества, жидкого в исходном состоянии, с минимальной атомной массой;
- исследование подачи такого жидкого вещества в двигатель при возможно более высоком давлении в двигателе;
- нагрев жидкого рабочего вещества с его переходом в состояние газа;
- нагрев газа до температуры около 3000 оК с частичной ионизацией (ограничение по возможности использования конструкционных материалов), без использования химических и ядерных источников;
- истечение частично ионизованного газа в виде низкотемпературной плазмы высокого давления через сопло Лаваля;
- использование МГД-генератора (МГДГ) для получения энергии за счет истекающих через сопло частично ионизированных газов;- использование энергии МГДГ дли изменения вектора тяги реактивного двигателя.Структура объектов исследований представлена на схеме рис. 1. 

Рис. 1. Структура блоков проведения исследований возможности создания нехимического реактивного двигателя с СВЧ-нагревом рабочего вещества

ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ
В настоящем исследовании в качестве исходных данных можно использовать ряд технических требований к не химическому реактивному двигателю:
- экологическая безопасность протекающих процессов и газообразных продуктов истечения из сопла двигателя;
- возможность автономного использования в ракете-носителе и в космическом аппарате;
- автономное получения энергии в результате использования частично ионизированного рабочего вещества.
Применяемые технологии, вещества и материалы должны быть доступными для использования в технике.
Задаются параметры:
Р - требуемая тяга двигателя 100000 кгс;
w3 - скорость истечения газообразного гелия из сопла 5000 м/с
р2 - давление внутри двигателя 100 кгс/см2;
Т2 - температура внутри двигателя 3000 оК;
Необходимо задать расход гелия в таком двигателе:
G = Р•g/ w3 = 196,2 кг/с – уточняется при конструировании конкретного двигателя.
При времени работы двигателя 6 минут (360 с) требуемое количество гелия составляет 70,632 т.
Знергопитание двигательной установки на старте и на активном участке полета обеспечивается дистанционно (например, передачей СВЧ через пространство или другим способом), в полете – частично за счет работы МГД-генератора, в космическом аппарате возможно использование бортовой электростанции большой мощености.
Исследование двигателя с дожигание водорода в двухконтурном варианте рассматривается дополнительно на втором этапе исследований (атмосферный двигатель). Задача настоящих исследований: определение возможности создания космического нехимического маршевого двигателя большой тяги для космического полета на основе известных физических принципов и инженерных решений. В этом варианте нет жестких требований по минимизации массы и габаритов.

ПОЛУЧЕННЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ
Исследования позволили сделать первый шаг в выборе концепции создания технических средств, из которых может состоять нехимический универсальный реактивный двигатель большой тяги.

Блок 1. Рабочее вещество
Основное требование к веществу:
- минимальный молекулярный вес и простая химическая формула;
- доступность;
- исходное состояние – жидкость;
- стабильность в исходном состоянии.
Исходя из двуединой задачи:
- возможность дожигания вещества, нагретого до частичной ионизации, в атмосферном кислороде;
- полная инертность при использовании в космическом пространстве –
таких веществ имеется два. Для движения в атмосфере водород (молекулярный вес μН = 2,016 г/моль), в космическом пространстве – гелий (молекулярный вес μНе = 4,003 г/моль).
Свойства водорода в качестве рабочего тела двигателей различный типов, в том числе ракетных и реактивных, хорошо изучены. Он может быть использован в двухконтурном ракетно-реактивном двигателе с дожиганием ионизированного водорода о втором контуре (первый контур – ракетный двигатель): контуре прямоточного воздушно-реактивного двигателя при движении в атмосфере. Это тема исследований второго этапа с целью обеспечения универсальности нехимического реактивного двигателя.
Необходимо рассмотреть возможность использования гелия в качестве рабочего тела для космического реактивного двигателя.
Задача:
- применить гелий в жидком агрегатном состоянии;
- нагреть гелий внешним источником энергии до перехода в частично ионизированный газ;
- разогреть газообразный гелий путем сталкивания атомов с частичной ионизацией до температуры около 3000 оК.
Эти процессы должны происходить при давлениях на уровне 100 кгс/см2.
Свойства гелия.
Природный гелий на Земле практически полностью состоит из тяжелого нуклида 4Н (полученного в результате распада тяжелых радиоактивных элементов), что и определяет его свойства. Реликтовый изотоп 3Н, захваченный Землей из космоса, в исследованиях может не учитываться.
Жидкий гелий – жидкость, кипящая при температуре 4,2 оК, плотность ρне0 при нормальном атмосферном давлении составляет 0,13 г/см³.
Выше температуры 2,17 оК гелий является обычной криожидкостью и кипит с выделение пузырьков газа. то есть кипит, выделяя пузырьки газа.
Выше температуры 4 оК гелий по физическим свойствам относится к фазе Не-I.
Как и другие криожидкости, гелий хранят в сосудах Дьюара. Гелий в них всегда хранится под небольшим давлением.
Гелий не переливается, как обычные жидкости: используются сифоны.
Гелий имеет очень низкую теплоту испарения (в 20 раз меньше, чем у водорода), но высокую теплопроводность, что очень выгодно для его нагрева внешним СВЧ-излучением: высокая теплопроводность позволяет быстрее прогревать объем гелия. Однако, при этом следует обеспечивать высокую степень теплозащиты емкости с гелием от несанкционированного внешнего нагрева.
Плотность газообразного гелия при 0 оС и нормальном атмосферном давлении составляет 0,000173 кг/см3. С увеличением давления плотность гелия увеличивается пропорционально увеличению давления в пределах до 100 кгс/см2.
С повышением температуры температуропроводность и кинематическая вязкость увеличиваются, но с повышением давления – уменьшаются. В нашем варианте она может быть принята стабильной.
Теплопроводность гелия при атмосферном давлении и температурах до 6000 оК известна.
Теплопроводность жидкого гелия известна.
Теплоемкость жидкого гелия в зависимости от температуры известна.
Теплопроводность гелия в зависимости от давления и температуры: теплопроводность гелия имеет слабую тенденцию к возрастанию с увеличением давления.
Не взрывоопасен. Имеет высокую проникающую способность, что не приводит к взрывам, но требует высокой герметичности емкостей даже по металлу.
Известные свойства гелия в различных агрегатных состояниях [1 - 8] позволяют его использовать в реактивном двигателе в качестве рабочего тела реактивного двигателя с СВЧ-нагревом.
При температуре жидкого гелия:

Блок 2. Система подачи рабочего вещества в двигатель под действием высокого давления
В качестве системы подачи рабочего вещества в двигателе может быть использована простейшая система выдавливания жидкого гелия из расходной емкости более высоким давлением сжатого газообразного гелия.
В ракетной технике достигнута рабочая величина сжатого газа гелия до давления 360 кгс/см2. Можно использовать давление на уровне 270 кгс/см2 (емкости для такого давления из титанового сплава изготавливает ЮМЗ, могут изготавливаться более легкие тонкостенные металлические конструкции емкостей с их упрочнением намоткой углеродной нити) – при рабочем давлении 100 кгс/см2 обеспечивается запас по падению давления при расходовании газа до давления сжатого гелия 120 кгс/см2. Регулятор давления поддерживает подачу рабочего вещества в камеру двигателя под давлением 100 кгс/см2.
При достижении нижнего допустимого уровня давления в расходной емкости питания, в эту емкость может дополнительно подкачиваться электропомпой жидкий гелий из емкости жидкого гелия с прохождением жидкости через газогенератор с электрическим подогревом.
Предполагается разделять в емкостях жидкий и газообразный гелий мембраной для исключения перемешивания жидкости и газа.
Расчет энергии давления.
Оценивается величина энергии, которой обладает газ под давлением в расходном баке вытеснения жидкого рабочего тела в двигатель.

Где:
c ̂v = 3/2 – константа для одноатомного газа;
n = m/M = 17658 моль - количество вещества, m = 70632 кг, M = 4 кг/моль– молекулярная масса вещества;
R = 8,3144598(48) Дж⁄(моль∙К) - универсальная газовая постоянная;
T = 293 оК;
N = 6,021•1023 моль-1 – количество молекул (атомов гелия);
k = 1,380 648 52•10−23 Дж•К−1 – постоянная Больцмана.
P — давление в емкости сжатого гелия = 270 кгс/см2 - 120 кгс/см2 (26477955 - 11767980 Па).
Энергия сжатого газа гелия (U∑) определяет скорость истечения газа из сопла двигателя при отсутствии нагрева газа в двигателе и добавляется к энергии, обеспечивающей нагрев газа до рабочей температуры. Вместе с энергией, вырабатываемой МГД-генератором, является фактором энергообеспечения двигателя.

Блок 3. Нагрев жидкого рабочего вещества для его перехода в состояние газа
В процессе нагрева жидкости необходима унификация с системой нагрева полученного газа до его частичной ионизации.
Для этих двух процессов предполагается использовать СВЧ-устройства.
Нагрев жидкости для перехода в газообразное состояние осуществляется на известных принципах, используемых, например, в быту, для разогрева продуктов [17]. Отличия:
- высокое давление (уровень 100 кгс/см2);
- проточная система (жидкость поступает постоянно и постоянно истекает полученный газ);
- для охлаждения СВЧ-устройства используется жидкий гелий перед его поступлением в камеру нагрева.
СВЧ-нагрев отличается от традиционных систем нагрева за счет того, что тепло не должно поступать в обход нагреву окружающего газа и теплоизоляции в нагреваемом материале, а может напрямую подключаться в объем материала.
Преобразование электромагнитной энергии в тепловую энергию осуществляется в связи электромагнитных свойств, и в принципе зависит от материала, температуры и частоты. В процессе нагрева используется лишь одна частота.
Для того чтобы описать любой нагреваемый материал необходимы три параметра, а именно: электрическая проводимость, магнитная проницаемость и абсолютная диэлектрическая проницаемость. Для абсолютной диэлектрической проницаемости часто используют устаревшее название диэлектрическая константа (ДК) или диэлектрическая проницаемость или коэффициент потерь.
Возможная схема конструкции для СВЧ-нагрева жидкого и газообразного гелия представлена на рис. 2.

Рис. 2. Схема реактивного двигателя с нагревом рабочего вещества СВЧ-излучением: 1 – первый контур СВЧ-устройства нагрева жидкого гелия до его перехода в газообразное состояние; 2 – второй контур СВЧ-устройства для нагрева газообразного гелия до рабочей температуры с частичной ионизацией газа и камера двигателя; 3 – критическое сечение сопла Лаваля; 4 – сопло Лаваля.

СВЧ нагрев жидкости высокой плотности (под давлением).
СВЧ устройство непрерывного действия.
Принято допущение, что в единицу времени нагревается объем в соответствии с массовым расходом рабочего вещества в двигателе: 196,2 кг гелия за 1 секунду при давлении 100 кгс/см2. Нагрев осуществляется от температуры 2,17 оК до температуры 4,2 оК.
Процесс нагрева жидкого гелия происходит в объеме, гелий которого является охладителем СВЧ-устройств первого и второго контуров нагрева.
Может применяться цилиндровый многомодовый аппликатор [17].
Рабочее вещество в заданный отрезок времени (1 с) нагревается одновременно по всему объему. Во внутренней части объема рабочего вещества образуется высокая температура, так как поверхность соприкасается с более холодной внешней средой и, тем самым, охлаждается. Внутренняя среда оказывает теплоизолирующее действие, так как соседние молекулы имеют такую же температуру. Распределение температуры является противоположным по отношению к традиционному нагреву. Этот эффект является желаемым, так как поверхность сохраняет свое прежнее состояние, а тепло во внутренней части может аккумулироваться быстрее.
Скоростью распространения СВЧ является скорость света в вакууме. Если СВЧ-источник включен, то он непосредственно присутствует в нагреваемом теле и сразу же начинает преобразование энергии. При быстром отключении процесс нагрева сразу прекращается. Не существует длительных процессов нагрева и охлаждения.
Неполярные материалы (например, воздух, тефлон, кварцевое стекло) не могут преобразовывать энергию и не нагреваются. СВЧ проникают через эти материалы, но не ослабевают при этом (нет преобразовании энергии). Нагреваемое вещество (жидкий гелий), которое в состоянии провести преобразование энергии, рассматривается в качестве «нагревателя», так как вещество само по себе представляет источник нагрева. Металлический корпус СВЧ-камеры служит для того чтобы направлять СВЧ назад на материал, так, чтобы не терялась СВЧ-энергия.
Проведен оценочный расчет необходимой энергии нагрева жидкого гелия с температурой 4,2 оК для его перехода в газообразное состояние с температурой 4,2 оК (под высоким давлением 100 кгс/см2).

Блок 4. Нагрев газообразного рабочего вещества до требуемой температуры с его частичной ионизацией
Нагрев с частичной ионизацией газообразного гелия осуществляется второй ступенью СВЧ-устройства, которая может существовать последовательно с первой ступенью или объединяться конструктивно в одну рабочую камеру.
Известны исследования низкотемпературной плазмы с частичной ионизацией газа. В нашем случает, имеется существенное отличие: частично ионизированный газ находится не в разряженном состоянии, или при давлении на уровне в 1-2 атмосферы, а имеет высокую плотность под давлением на уровне 100 кгс/см2.
Кроме этого – мы исследуем проточные систему, в которой время пребывания вещества в камере двигателя ограничено расходом рабочего вещества.
Энергию ионизации газообразного гелия принято считать 24,58 эВ.
Проведен оценочный расчет необходимой энергии нагрева газа высокой плотности (под высоким давлением 100 кгс/см2) от температуры 4,2 оК до температуры 3000 оК.

Оценка требуемой мощности СВЧ-нагревателей гелия в нехимическом ракетном двигателе (идеальный процесс).
Оценивается потребление тепла со стороны нагрузки (гелия) при нагревании:
- (1) нагрев жидкого гелия;
- (2) нагрев газообразного гелия.

Потребляемая мощность за это время составляет:
N360 = 1082732,4 Мвт ≈ 1082,7 ГВт
КПД СВЧ-устройства можно принять равным 100 %.
В отличие от нагрева теплопередачей, СВЧ-нагрев имеет меньшую на 30-50% потребляемую мощность ≈ 541, 35 ГВт за 6 минут.

Предварительные выводы.
1. Расчет необходимой мощность микроволновых нагревателей необходимо производить для конкретной конструкции.
2. При использовании экспериментальных малогабаритных МГД-генераторов космического назначения, которые могут стартовать с поверхности Земли, достигнута мощность 600 МВт (в час) или 0,17 МВт в секунду.
В рассматриваемом варианте двигательная установка с тягой на уровне 100 т должна собираться на околоземной орбите и не иметь ограничений по размерам и массе конструкции. В этом случае возможна передача требуемой энергии дистанционно с поверхности Земли, Луны, от мощных космических электростанций. Бортовой МГДГ несет только вспомогательную функцию и обеспечивает управление отклонения вектора тяги двигателя. Следует учесть, что будут потери, но они могут быть компенсированы отсутствием необходимости выводить земные материальные ресурсы в космос.
3. При передаче энергии на борт космического аппарата она может накапливаться в резонаторе. Это позволит решить следующую проблему: нагрев инертного газа высокочастотным микроволновым излучением в проточном варианте двигателя (непрерывная подача рабочего вещества в двигатель) имеет не достаточную интенсивность, непрерывный нагрев с образованием частично ионизированного газа проблематичен.
Накопление получаемой энергии в резонаторе и создание электрических импульсов, мощность которых на порядок выше стационарного режима, позволяет создать импульсный космический двигатель. При импульсе большой мощности в инертном газе образуется высокотемпературный нагрев и частичное образование плазмы. Ионизированный газ высокого давления и температуры поступает в сопло Лаваля.
В таком варианте заданные параметры двигателя могут быть получены в рассматриваемой схеме.

Блок 5. Истечение частично ионизированного газообразного рабочего вещества через сопло Лаваля с необходимой скоростью и созданием требуемой тяги двигателя
Внутренняя камера двигателя с полученный горячим газом представляет собой емкость, куда подается газ из второй ступени СВЧ-устройства. Эта емкость аналогична по назначению камере сгорания ЖРД.
Расчет объема камеры, ее геометрические характеристики, в том числе геометрия камеры, сопла, длина сопла, диаметр критического сечения для истечения газа через сопло Лаваля, рассчитываются по известным зависимостям расчета сопла Лаваля. Исходные параметры: давление в камере 100 кгс/см2, расход гелия при температуре 3000 оК.
Критерии:
– истечение газа на срезе сопла двигателя со скоростью 5000 м/с;
- тяга двигателя 100000 кгс.
Газ под давление поступает в сопло, при движении и увеличении проходного сечения сопла его плотность падает, скорость движения увеличивается. От начального давления на уровне 100 кгс/см2 давление на срезе сопла может быть принято на уровне 0,005 кгс/см2: давление на срезе сопла будет определяться расчетом требуемой длины сопла для обеспечения работы МГД-генератора, идеальный вариант с давлением на срезе сопла равным 0 приводит к практически бесконечной длине сопла, что невозможно и нецелесообразно.
В результате СВЧ-нагрева предполагается получить в камере двигателя состояние вещества, аналогичное получаемому в процессе химической реакции в камере сгорания компонентов жидкостного ракетного двигателя при температуре около 3000 оК.
Создание блока сопла Лаваля технически осуществимо. Проведение дополнительных исследований не требуется.

Блок 6. Использование частично ионизированного движущегося по соплу газа для создания ЭДС в МГД-генераторе
Теория и практика создания МГД-генераторов на основе ЖРД известны давно [9-12,16]. В условиях снижения масс и габаритов, что важно для летательных аппаратов, возможность создания МГД-генератора в комбинации с конструкцией сопла Лаваля осуществима: снижение массы и габаритов в настоящих условиях обеспечивается использованием современных мощных постоянных магнитов на основе редкоземельных элементов без использования ферромагнитов.
СВЧ-генератор электроэнергии на основе ракетного двигателя.
Создание МГД-генераторов на основе ракетных двигателей давно известно [9] и находит применение для производства электроэнергии в космосе (кратковременно и очень большой мощности, например 5000 МВт), а также в наземных газовых электростанциях, где в камере аналога ракетного двигателя сгорает с атмосферным кислородом природный газ.
Работа магнитогидродинамических (МГД) преобразователей видов энергии основана на принципах магнитной гидродинамики.
МГД-преобразователь (МГДП) является электроэнергетическим (или электротермо- динамическим) устройством, в котором в соответствии с закономерностями магнитной гидродинамики происходит прямое преобразование тепловой и (или) кинетической энергии электропроводящей среды (рабочего тела) в электрическую постоянного (или переменного) тока (МГД-генератор - МГДГ). Поэтому далее используется термин МГДГ.
Принцип действия МГДГ основан на законе электромагнитной индукции Майкла Фарадея. При движении электропроводящей среды с электропроводностью σ [См/м] со скоростью v [м/c] вдоль оси канала прямоугольного сечения в магнитном поле с индукцией B [Тл], направленном вдоль оси «z», в каждой ее точке возникает локальная э.д.с. (индуцированное поле) v×B [В/м], а на электродах, расположенных на расстоянии h друг от друга, э.д.с. величиной v⋅B⋅h (рисунок 3).
При подключении электродов МГДГ к нагрузке (внешней сети) в электропроводящей среде, обычно это низкотемпературная плазма, потечет ток плотностью j [А/м2 ], а в цепи - полный ток Iэ порядка j⋅a⋅L, где a – ширина электродов в канале в направлении B, L – их длина (рисунок 5). Между электродами - анодом с потенциалом ϕа и катодом с ϕк возникнет разность потенциалов Vэ=ϕа-ϕк, а в плазме – электрическое поле
E ≈ Vэ/h [В/м], направленное против индуцированного v×B. Плотность тока в плазме определяется обобщенным законом Ома:
j + j×β = σ×(E+v×B) - с эффективным (или действующим) полем E*=E+v×B.
β - параметр Холла для электронов

Рис. 3. Схема кондукционного МГДГ с фарадеевским линейным каналом: 1 – источник рабочего тела, 2 - сопло, 3 –МГД-канал, 4 – электромагнит, 5 – электроды, 6 – диффузор

При протекании тока в магнитном поле в плазме возникает электромагнитная или пондеромоторная (сила Ампера) плотностью F=j×B [Н/м3].
Пример исследованного варианта фарадеевского МГДГ. При h~a~1 м, длине канала 7 м (число калибров κ = L/h = 7), σ ~ 20 См/м, v ~ 1000 м/с, B ~ 3 Тл, достигаются следующие параметры (при коэффициенте электрической нагрузки 0,7: э.д.с. ~3 кВ, напряжение на электродах Vэ ~2.1 кВ, ток Iэ ~ 140 кА, электрическая мощность Nэ ~300 МВт (в час).
В нашем случае МГДГ открытого цикла, постоянного тока, с использованием в качестве рабочего тела инертного газа - гелия.
Используется принцип жидкостного ракетного двигателя с выбросом рабочего тела в пространство. Типичная схема представлена на рис. 4 [9].

Рис. 4. Схема МГДГ на ракетном жидкостном двигателе.

В качестве рабочих тел такого типа получили распространение в расчетах и экспериментах одно- и двухатомные газы, в том числе и водород - H,, нагреваемые в высокотемпературных устройствах. Уровень достигаемых температур – до 3000 оК при давлениях до 100 кгс/см2, электропроводностей высокоскоростных потоков равновесной плазмы – до 50 См/м. Это полностью соответствует выбранному направлению исследований.
К.п.д. различных МГДГ представлены на рис. 5.

Рис. 5. Зависимость локального электрического к.п.д. различных МГДГ от коэффициента нагрузки k:
1 – фарадеевский МГДГ, 2 – холловский (β = 3), 3 – диагональный (сериесный) (β = 2, tgα = 1/β)

Следует учитывать, что создание МГДГ не самоцель: необходимо создать реактивный двигатель с требуемой тягой, а в МГДГ происходит торможение плазмы, то есть снижение скорость движения ионизированного газа. Поэтому не следует достигать максимальных величин электрического к.п.д. МГДГ (достаточно 15 %), а газ может быть только частично ионизированным – что и есть в практике создания МШДГ на основе ЖРД.
Ионизация газов в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя изучена. Например, в двигателе на основе топлива «75%-ный этанол + газ кислород» с избытком окислителя при давлении около 30 кгс/см2 и температурах 3000 ± 200 оК генерация заряженных частиц определяет их концентрацию:
- электроны 0,484•1015 - 0,6147•1017, Ne, м-3;
- объемная концентрация отрицательных ионов по водороду (максимальная величина, можно принять суммарной по всем входящим веществам) 0,366•1016, N, м-3.
Ионизация газообразного Не в СВЧ может дать примерно того же порядка объемную концентрацию отрицательно заряженных частиц для работы МГДГ.
Известные данные и испытанные аналоги подтверждают правильность выбора и возможность использования МГДГ для энергообеспечения СВЧ-устройств нехимического реактивного двигателя с рабочим веществом гелием.
Создание МГДГ на основе частично ионизированного гелия с температурой около 3000 оК, скорость истечения газа через сопло длиной до 7 м со скоростью 5000 м/с возможно мощностью Nэ > 1500 МВт (в час).
Параметры уточняются при создании конструкции. Требуемая полная мощность не менее 3000 МВт (за секунду.)
Возможен вариант передачи энергии на расстоянии: в космическом пространстве энергия передается без потерь, при передаче с поверхности Земли диапазон частот 100 МГц – 10 ГГ радиопрозрачен.

Блок 7. Отклонение вектора тяги реактивного двигателя изменением направления истечения частично ионизированного газа в магнитном поле
Управление полетом реактивного аппарата осуществляется различными методами. В условиях габаритного космического аппарата наиболее целесообразным является отклонение вектора тяги двигателя для создания момента сил между вектором и центром масс аппарата. При этом желательно обойтись без механических устройств, например, отклоняющих сопло от продольной оси двигателя.
В таком случае вектор тяги может изменяться впрыскиванием газа под давлением через специальные клапаны в закритическую часть сопла Лаваля – такой вариант применялся в украинской разработке твердотопливного двигателя первой ступени баллистической ракеты комплекса РСМ-52 ЗД65. Но в этом варианте теряется энергетика, клапаны не могут использоваться долговременно (достигнутый результат 6-11 секунд), даже при их изготовлении из вольфрама.
Известен другой принцип, применимый в реактивных ракетных двигателях с частично ионизацией истекающих из сопла газов: отклонение ионизированного газа под воздействие электромагнитного поля.
Такой принцип известен, описан и запатентован [13-15]. Он может применятся при наличии на борту летательного аппарата МГДГ, установленного на сопловом блоке двигателя.
Наиболее близким по технической сущности является устройство управления потоком электронов в кинескопе: осуществляется воздействие на поток заряженных частиц (электронов), вылетающих из электронной пушки; используется магнитного поля отклоняющей системы, состоящей из вертикальных и горизонтальных отклоняющих катушек, воздействующих на поток электронов магнитным полем и заставляющих поток электронов отклоняться в двух плоскостях (вверх-вниз и вправо-влево).
В реактивном двигателе истекающий из камеры сгорания поток газов при температуре около 3000 °К в камере сгорания до 420 °К на выходном срезе сопла является ионизированным до состояния плазмы за счет воздействия температуры, т.е. состоящим из положительно заряженных ионов и электронов. При воздействии на ионизированный поток электромагнитами управления поток положительных ионов будет отклоняться в сторону отрицательного полюса магнита. Масса ионов в потоке на несколько порядков выше массы электронов. Вследствие этого направление вектора тяги определяется направлением потока ионов относительно оси сопла под воздействием на него электромагнитов управления.
Управление вектором тяги двигателя достигается отклонением относительно оси симметрии сопла Лаваля истекающего из камеры двигателя потока плазмы вследствие изменения напряженности электромагнитного поля, которое создается электромагнитами управления.
Вариант схемы конструкции представлен на рис. 6 (из описания патента [15]). Управление может летательным аппаратом осуществляться по тангажу, рысканию и крену (вертикальное отклонение, горизонтальное отклонение, вращение летательного аппарата относительно продольной оси).
Управление по тангажу осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления поз. 2 (1) и (2) - положительного значения, а на электромагниты (3) и (4) - отрицательного значения: истекающий поток будет отклоняться относительно оси симметрии летательного аппарата в сторону сечения III.
Управление по рысканью осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления (3) и (4) - положительного значения, а на электромагниты (7) и (8) - отрицательного значения: истекающий поток будет отклоняться относительно оси симметрии летательного аппарата в сторону сечения IV.
Управление по крену осуществляется подачей командных сигналов системы управления на электромагниты управления, расположенные в плоскости симметрии I-III, (1) и (5) - положительного значения, а на электромагниты (2) и (6) – отрицательного значения. Аналогично управление производится с использованием электромагнитов (3), (4), (7), (8), расположенных в плоскости симметрии II-IV.
Вследствие этого истекающий поток будет закручиваться против часовой стрелки относительно продольной оси симметрии Летательного аппарата: его корпус также будет поворачиваться на определенный угол против часовой стрелки вокруг продольной оси симметрии.

Рис. 6. Принципиальная схема конструкции отклонения вектора тяги реактивного двигателя отклонением потока плазмы, истекающей из сопла двигателя: 1 – сопло, 2 – электромагниты управления,
3 – сопло, 4 – МГДГ, 5 – выпрямитель для переменного тока, 6 – стабилизатор.

Электромагниты (1) – (8) на схеме не показаны.
Создание подобной системы управления полетом космического аппарата с реактивным двигателем, имеющим в своем составе МГДГ, возможно и конструктивно осуществимо.

ВЫВОДЫ И ОЦЕНКА РЕЗУЛЬТАТОВ ИССЛЕДОВАНИЙ.
1. Теоретически создание нехимического реактивного двигателя большой тяги на основе СВЧ-нагрева и МГДГ возможно.
2. Проблемой в создании СВЧ-реактивного двигателя является соблюдение баланса энергии нагрева атомов гелия при их сталкивании под воздействие СВЧ-излучения и получаемой энергии за счет движения частично ионизированной плазмы в МГДГ (в струе газа отбирается частично энергия только ионизированных частиц, что позволяет достигать эффекта реактивного движения газа по соплу Лаваля).
Этот баланс является достаточно «хрупким» и основывается на разности уровня энергий физики движения заряженных частиц в ньютоновском мире, а также физики нагрева вещества за счет столкновения атомов под воздействием СВЧ-излучения в микромире элементарных частиц с переходом на освобожденную энергию атома.
Получаемая в МГДГ энергия должна превосходить потребляемую на нагрев атомов СВЧ-излучением. Дополнительно используется энергия движения газа за счет его подачи под давлением – эта энергия теоретически позволяет получить изменение баланса в сторону увеличения энергии МГД-генератора по сравнению с потребляемой энергией СВЧ-устройства на нагрев газа с его частичной ионизацией.
3. При конструктивной невозможности на современном технологическом уровне создать бортовое энергообеспечение достаточной мощности для СВЧ-устройства космического аппарата за счет использования МГДГ, энергия может подаваться на космический аппарат дистанционно.
Возможен вариант дистанционной передачи микроволнового излучения с поверхности Земли. Частично электроэнергия будет вырабатываться бортовым МГД-генератором для питания систем двигателя, в том числе для отклонения вектора тяги двигателя.
В таком варианте возможен космический межпланетный полет с энергопитанием с поверхности Земли, планет, Луны, точек Лагранжа между Землей и Луной или специально созданных орбитальных электростанций большой мощности кратковременного действия. Межпланетные перелеты будут сокращены во времени: астронавты не потеряют работоспособность, будут менее подвергаться воздействию космического излучения, не будет последствий от отсутствия фонового магнитного поля Земли (что важно для всех земных высокоорганизованных форм жизни), будут менее подвержены воздействию со стороны мутировавших в космическом пространстве грибов, плесени и других микроорганизмов.
Теоретически, конечная скорость полета от 8 км/с на орбите Земли при скорости истечения газа из сопла двигателя 5000 м/с и расходе массы 70 тонн при массовом коэффициенте на уровне 0,5, время разгона 6 минут, по идеальной формуле Циолковского составит:

Следует провести исследования возможности передачи энергии для космического двигателя с поверхности Земли при радиопрозрачности земной атмосферы для микроволнового излучения на частотах 300 МГц - 10 ГГц.
4. При наличии избытка бортовой электроэнергии дополнительно в сопле двигателя может быть установлен ускоритель запряженных частиц - МГДУ, который позволит дополнительно увеличивать скорость движения ионизированных частиц газа в сопле Лаваля. Этот метод может повысить основной параметр реактивного двигателя – скорость истечения газов из сопла Лаваля или удельный импульс двигателя.
5. Необходимо исследовать импульсный вариант двигателя с накоплением энергии и газоразрядным образованием частично ионизированного инертного газа под большим давлением с высокой температурой. Требуется продолжение теоретических исследований и проведение экспериментов с получением дополнительных результатов.
6. В настоящем исследовании не рассматривалась конкретная конструкция реактивного двигателя с нагревом и ионизацией рабочего вещества, а также не рассматривалась возможность создания реактивного двигателя малой тяги.

ВОЗМОЖНЫЙ ВАРИАНТ ПРИМЕНЕНИЯ РЕЗУЛЬТАТОВ ИССЛЕДОВАНИЙ
Результаты, полученные в ходе исследований позволяют прогнозировать использование двигателя с условным названием Microwave-100-MHD-Vector в лунной программе. А именно – в создании транспортного космического челнока для доставки грузов с орбиту Земли на орбиту Луны, а также для осуществления дежурства в точке Лагранжа с целью выполнения эвакуации лунного персонала в критических условиях.
Разработано техническое предложение по проектированию такого транспортного челнока с условным названием Space Cruiser Lagrange (ISI). Параметры крейсера подобраны по результатам исследований, проведенных в 1960-1962 годах в США (проект Sea Dragon) по лунной программе: тогда уже было определено, что на Луну необходимо за один рейс доставить не менее 500 тонн груза. То же самое показывают современные исследования.
Space Cruiser Lagrange доставляется с поверхности Земли с помощью лунной транспортной ракеты-носителя «Moon Express» (техническое предложение ISI), и выводится на круговую околоземную орбиту высотой 350 км. На околоземной орбите Cruiser стыкуется с лунным грузом массой до 650 тонн (лунный груз в космос также доставляется водородно-кислородной РН «Moon Express»).
Cruiser транспортирует лунный груз и оставляет его на лунной орбите, после чего перемещается в точку Лагранжа (точка либрации L1 между Луной и Землей, в 58 000 км от Луны), и остается там на космическом дежурстве.
Cruiser выполняет функцию спасательной станции, если потребуется быстро эвакуировать людей с поверхности Луны. Он имеет стыковочные узлы для приема космических кораблей.
Имея собственную атомную электростанцию, Cruiser дистанционно передает на Луну и космические аппараты микроволновую энергию: силовая энергетическая установка в режиме дежурства передает микроволновую энергию. на Луну и космические аппараты. В режиме работы двигпателя, Cruiser получает в течение около 6 минут энергию с поверхности Земли, или космических объектов.
Габариты Cruiser:
- диаметр 18,5 м;
- длина 52,7 м.
Масса крейсера 650 тонн.
Двигательная установка комбинированная:
- маршевый импульсный ракетный двигатель тягой 100 тонн силы на основе микроволнового нагрева рабочего тела (гелий или водород) с изменяемым вектором тяги, располагается в исходном положении под обтекателем в носовой части;
- электрические двигатели ориентации: сильноточные магнитодинамические ракетные двигатели.
Срок эксплуатации крейсера в космическом пространстве 30 лет.
На рис. 8 показана схема крейсера. Приемо-передающие антенные СВЧ-энергии на рисунке показаны условно.

Рис 8. На рисунке: 1 - Rocket engine Microwave-100-MHD-Vector; 2 - Antenna-transformer for receiving (transmitting) microwave energy; 3 - Electromagnetic equipment; 4 - Maintenance-free nuclear power plant 1 GW; 5 - Electric high-current magnetodynamic rocket engine for orientation; 6 - High pressure tanks with liquefied gases; 7 - Electromagnetic protection equipment; 8 - External rotary protective casing (material with uranium-238); 9 - Rotating living box (with artificial gravity); 10 - Working and technical boxes; 11 – Gateway; 12 - Docking bay with space vehicles.

Последняя информация: ученым Institute of Technological Sciences, Wuhan University, Wuhan, China - Dan Ye, Jun Li, and Jau Tang, удалось использовать ионизированный СВЧ-излечением атмосферный воздух для реактивного двигателя самолета (Dan Ye, Jun Li, and Jau Tang. Jet propulsion by microwave air plasma in the atmosphere // AIP Advances 10, 055002 (2020); https://doi.org/10.1063/5.0005814 - Published Online: 5 May 2020).

Ученые Institute of Technological Sciences, Wuhan University, Wuhan 430072, China [Dan Ye, Jun Li, and Jau Tang, Jet propulsion by microwave air plasma in the atmosphere, May 1, 2020 // AIP Advances 10, 055002 (2020)] экспериментально подтвердили возможность создания реактивного двигателя с нагревом атмосферного воздуха СВЧ-излучением. Воздух ионизируется. Осуществлена линейная регулировка тяги прототипа двигателя.
В эксперименте использовался магнетрон мощностью 1 кВт с рабочей частотой 2,45 ГГц (высокотемпературная плазма высокого давления, микроволновой генератор с ионизационной камерой 2,45 ГГц). Достигнута тяга 10 Н при мощности 400 Вт.
При использовании мощности 310 кВт (батарея электромобиля Tesla Model S) тяга гипотетического плазменного двигателя может достигать 8500 Н.
В случае обеспечении линейной зависимости, теоретически тяга 100 т рассматриваемого реактивного двигателя, при использовании воздуха, может обеспечиваться мощностью 40 ГВт (установленная мощность Запорожской АЭС составляет 4,35 ГВт). Использование гелия с более низкой плотностью, чем атмосферный воздух – в космических условиях – требует меньшей мощности. Теоретические исследования необходимо продолжить.

Библиография.
1. Варгафтик Н. Б. Справочник по теплофизическим свойствам газов и жидкостей.
2. Чиркин В. С. Теплофизические свойства материалов ядерной техники.
3. Физические величины. Справочник / А. П. Бабичев, Н. А. Бабушкина, А. М. Братковский и др.; Под ред. И. С. Григорьева, Е. З. Мейлихова. — М.: Энергоатомиздат, 1991. - 1232 с.
4. Термодинамические свойства гелия / Сычев В. В., Вассерман А. А., Козлов А. Д. и др. – М.: Изд-во стандартов, 1984. – 320 с.
5. Акулов Л. А, Борзенко Е. И, Новотельнов В. Н., Зайцев А. В. Теплофизические свойства криопродуктов. – СПб.: Политехника, 2001. – 243 с.
6. Зайцев А. В. и др. Расчет теплофизических свойств гелия на линии насыщения с повышенной точностью / А. В. Зайцев, В. Н. Кудашов, Н. В. Кудашова // Научный журнал НИУ ИТМО. Серия «Холодильная техника и кондиционирование», 2014. - № 1. Электронный ресурс: http://www.refrigeration.ihbt.ifmo.ru/.
7. Базиев Д. Х. Свойства жидкого гелия в рамках единой теории физики / Физика конденсированного состояния. Серия: Естественные и технические науки, № 3, март, 2012.
8. Подольский А. Г., Лубяный Л. З., Оверко Н. Е. Свойства веществ при низких температурах / Справочное пособие для студентов специальности 8.090507 «Криогенная техника и технология». – Харьков: Харьков НТУ «ХПИ», 2003. – 124 с.
9. Панченко В. П. Низкотемпературная плазма как рабочее тело МГД-преобразователей энергии. Учебное пособие. Часть 1. Равновесная плазма. М.: МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2002 – 58 с.; Часть 2. Неравновесная плазма. М.: МГТУ им. Н. Э. Баумана, 2002 – 68 с.
10. Магнитогидродинамическое преобразование энергии. Физико-технические аспекты. Под ред. В. А. Кириллина и А. Е. Шейндлина. - М.: Наука, 1983. - 368 с.
11. Бреев В. В., Губарев А. В., Панченко В. П. Сверхзвуковые МГД-генераторы. - М.: Энергоатом- издат, 1988. - 240 с.
12. Пути ученого. Е. П. Велихов / Малюта Д. Д., Панченко В. П. Создание импульсных МГД-генераторов. - М.: РНЦ Курчатовский институт, 2007. - С. 141-146.
13. Рудинский А. В., Ягодников Д. А. Моделирование неравномерного течения и параметров электромагнитного поля в камере жидкостного ракетного двигателя при наличии пристеночного слоя // Наука и Образование. МГТУ им. Н.Э. Баумана. Электрон. журн. 2015. № 04. - С. 141–154.
14. Морозов А. В. Численное моделирование электромагнитного управления вектором тяги плазменного двигателя. Специальность 01.02.05 – Механика жидкости, газа и плазмы. Автореферат диссертации на соискание ученой степени доктора физико-математических наук. На правах рукописи. – М. – 2013. – 23 с.
15. Устройство управления вектором тяги Реактивного двигателя. Патент российской Федерации RU 2527798 C2. Опубликовано: 10.09.2014, Бюл. № 25.
16. Бреев В. В., Губарев А. В., Лебедев В. В., В. П. Панченко. К расчету оптимального МГД генератора. Алгоритм инженерного расчета. Часть 1. ИАЭ-2389. – М.: ИАЭ, 1974. – 20 с.
17. Иван Именохоев, Ханс Виндсхаймер, Роланд Вайтц, Надя Кинтсель, Хорст Лин. Технология СВЧ-нагрева: потенциал и границы - http://www.linn.de.

17-07-2021 on The 12th International Conference on Mechanical and Aerospace Engineering (ACMAE 2021, Athens, Greece, July 16-19, 2021) presented a report: Lukin K. A., Levenko A. S. Conceptual design of universal non-chemical space rocket propulsor based on a gas heating and ionization by microwave radiation.

Research is ongoing.

4. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ТЕХНОЛОГИИ САМОРАСПРОСТРАНЯЮЩЕГОСЯ ВЫСОКОТЕМПЕРАТУРНОГО СИНТЕЗА ДЛЯ ИЗГОТОВЛЕНИЯ ЖАРОПРОЧНЫХ ДЕТАЛЕЙ РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

И ОБТЕКАТЕЛЯ ОРБИТЕРА 

(по Техническим предложениям НИИ индустриализации космического пространства)

Создание гиперзвуковых орбитеров с ракетными двигателями невозможно без применения сверхжаростойких (тугоплавких) материалов и покрытий, позволяющих осуществлять многоразовое и долговременное использования технических средств.
Военная техника ХХ века позволяла создавать одноразовые системы, в которых применялись доступные материалы: вольфрам и некоторые другие тугоплавкие металлы, а также графит с тугоплавким покрытием в критических сечениях ракетных двигателей, абляционное (испаряющееся) покрытие или испаряющийся графит в головных частях боевых термоядерных блоков.
Многоразовое использование можно обеспечить применением материалов, температура плавления которых приближается к 4000 градусов по Цельсию для носовых частей орбитеров, испытывающих аэродинамический нагрев. Детали ракетных двигателей, например – вкладышей критического сечения сопла, находится практически в тех же условиях.
Кроме этого необходимы тонкие сверхизносостойкие покрытия, обладающие низким коэффициентом трения при их обтекании плазмой – для достижения повышения плотности поверхностей и высокой чистоты обработки поверхностей. Покрытия могут иметь меньшую температуру плавления, так как теплопередача через них осуществляется в более массивные детали.
Жаростойкость известных металлов и их сплавов известны. Данные по металлам приведены в таблице

Наиболее жаропрочными являются сплавы на основе вольфрама, выдерживающие длительные нагрузки при температурах до 2200 оС, а кратковременные — до 2750 оС.

Но и его температура плавления недостаточна. Для получения вольфрамовых сплавов вольфрам легируют молибденом, рением, медью, никелем, железом, серебром и другими металлами, оксидами (например, ThO2), карбидами (например, TaC) и другими соединениями, которые вводят в вольфрам для повышения его жаропрочности и пластичности (при температурах до 500 °C), улучшения обрабатываемости, а также обеспечения необходимого комплекса физических свойств.
Эти сплавы получают методами порошковой металлургии или сплавлением компонентов в дуговых и электроннолучевых печах.
Основными вольфрамовыми сплавами с однофазной структурой твердого раствора являются сплавы W с Mo (до 50 %) и Re (до 30 %).
Искусственные дисперсные системы на основе вольфрама с 0,5–2 % ThO2 и 0,3–0,5 % TaC отличаются рекордно высокими показателями жаропрочности (при 2200 °C — в 2–3 раза большими, чем у нелегированного вольфрама).
Псевдосплавы вольфрама с нерастворяющимися в нем медью и серебром (вводимыми раздельно или вместе в количестве от 5 до 40 %) имеют гетерогенную структуру, состоящую из зерен вольфрама, окруженных прослойками меди и серебра или их сплава. Эти материалы сочетают высокую твердость, жаропрочность, износостойкость. Вольфрам, пропитанный серебром и медью, применялся для вкладышей критического сечения и неохлаждаемых сопел ракетных двигателей.

Однако, имеется негативный опыт применения вольфрама и его псевдосплавов в твердотопливных ракетных двигателях: в системе перепуска газов из камеры сгорания в закритическую часть сопла вольфрамовые клапаны выдерживали всего 11 секунд. В конструкции вкладышей сопла вольфрам заменили углеродом, для повышения износостойкости на поверхность углеродной детали наносилось покрытие.
Известно, что для тугоплавких металлов и их сплавов соотношение температуры эксплуатации соотносится с температурой плавления на 0,8. Это учитывается при проектировании ракетной техники. Сфера применения тугоплавких металлов и их сплавов: 

Тем не менее, конструкции из таких материалов плохо приспособлены для многоразового использования.

Необходимы иные материалы и покрытия – технологичные, имеющие требуемые физические и механические свойства.
Порошковая металлургия подсказала поиск необходимого варианта. Порошковая технология самораспространяющегося высокотемпературного синтеза жаростойких материалов с температурой эксплуатации более 2500 оС и кратковременно более 3000 оС не требует постоянного подвода энергии для поддержания процесса синтеза материала.
Такая технология известна с 1967 года (открытие сделано в СССР), и ее нужно внедрять в ракетную технику! Пока эта технология не получила большого распространения.
Процесс самораспространяющегося высокотемпературного синтеза (СВС) или беспламенного горения твердых веществ и материалов основан на экзотермической химической реакции взаимодействия исходных реагентов. Продуктом горения могут быть твердые химические соединения (карбиды, нитриды, бориды, оксиды и т.п.) и материалы на их основе. Основными реагентами в процессах СВС являются порошки металлов и неметаллов, температура для проведения синтеза обеспечивается самим процессом горения.
Используется простое малогабаритное оборудование, реализуются большие скорости процесса. К настоящему времени создано около 100 конкретных разновидностей технологии СВС, позволивших синтезировать свыше тысячи веществ и материалов, наносить покрытия, сваривать детали.

Наиболее интересны карбиты и менее жаростойкие, но обладающие уникальными свойствами, нитриды металлов.
Например, для получения карбида титана, готовят смесь порошков титана и углерода (сажи), которую зажигают (инициируют) раскаленной вольфрамовой спиралью.
В месте зажигания под действием высокой температуры спирали инициируется реакция взаимодействия между порошком титана и сажей с образованием карбида титана. При этом выделяется большое количество тепла, которое дает высокую температуру.
Раскаленный продукт прогревает и зажигает соседний слой смеси порошка, в котором, в свою очередь, проходит реакция синтеза карбида титана с выделением большого количества тепла.
По исходной смеси порошков начинает самораспространяться реакция синтеза карбида титана в виде ярко светящейся волны горения. За волной горения остается раскаленный продукт TiC, который постепенно остывает. После остывания получается спеченная масса карбида титана.
Наиболее жаростойкие из известных материалов:
- карбид тантала-гафния Ta4HfC5, температура плавления 3990 °C (для справки: температура плавления вольфрам 3422 оС);
- карбид гафния HfC температура плавления 3890±150 °C.
Теоретически предсказан материал HfN0.38C0.51, карбид нитрида гафния, температура плавления которого порядка 4161 °С (4435 °К).

НИИ индустриализации космического пространства предложил технологию изготовления деталей точной формы методом самораспространяющегося синтеза.
Для этого используются известные смеси порошков и разбирающиеся многоразовые формы из галогенида кальция с покрытием поверхностей формы нитридом металла. После получения готовой детали требуется только чистовая обработка с полировкой поверхностей.
Температура в камере сгорания жидкостного ракетного двигателя около 3250 градусов по Цельсию. Полученные по предлагаемой технологии детали могут долговременно эксплуатироваться при этой температуре.
В Технических предложениях НИИ индустриализации космического пространства выбором компонентов топлива температура в камере сгорания снижена до 2100 градусов. При такой температуре с использованием карбида и покрытия деталей нитридом титана (температура долговременной эксплуатации 2344 градуса) двигатель можно эксплуатировать бесконечно долго.
Аэродинамический нагрев, по проведенным исследованиям для предлагаемых моделей орбитеров, достигает 2958 градусов по Цельсию. Носовой сферический обтекатель орбитера, как и с сопловой вкладыш ракетного двигателя, также может быть изготовлен по технологии самораспространяющегося синтеза.
Технология достаточно дешевая, энергетических затрат на получение готовых деталей практически нет, время на изготовление кратковременное. Этим технология выгодно отличается от производства деталей на 3-D принтерах.

.

5. ORBITER: TECHNOLOGY FOR SPACE

I. Technology of Self-propagating high-temperature synthesis (SHS)

The technology is used for the manufacture of heat-resistant, high-strength parts and coatings for the construction of the orbiter (Project 2016QD-Ukraine-006).
А) The nasal spherical fairing of the orbiter body is made of Ta4HfC5 pseudo-alloy (tantalum-hafnium carbide), as well as details of rocket engines.
Manufacturing technology of powder pseudo-alloys (solid solutions).
A mixture of powders fills a special form and is then ignited by a tungsten filament. Further, the synthesis process occurs without an external supply of energy.
The tantalum-hafnium carbide nasal spherical fairing can be operated for a long time at a temperature of 3192 °C under conditions of aerodynamic heating. Corundum Hardness.
В) Coating structures with titanium nitride (TiN).
Titanium nitride deposited on the surface of the part by cathodic deposition in a nitrogen medium forms a strong hermetic coating operating at a temperature of 2334 °C, surface hardness at the level of Сorundum, friction coefficient at the level of Teflon.

II. The manufacturing technology of Carbon Fibre reinforced carbon (CFRC)

The technology is used to manufacture the outer casing of the orbiter and spherical high-pressure ball tanks for fuel and gas components.
А) The aerodynamic housing of the orbiter is made by laying out the material according to the layout with the subsequent processing steps until the formation of CFRC.
The case is operated at temperatures of -273 °C ÷ +3000 °C. The outer surface of the housing is hardened and sealed with a titanium nitride coating.
В) Spherical high-pressure tanks for storing gases and liquids are made of thin-walled stainless steel - 0.5 mm thick layer, followed by winding of the carbon thread and processing to obtain the outer surface from CFRC. Operating pressure up to 400 kgf/cm2. Operating temperature -273 оС ÷ +3000 оС.

III. The technology of using "cold" liquid rocket engines

Technology applied to orbiter rocket engines.
А) Use of refractory materials with operating temperatures up to 3192 °C in combustion chambers and liners of critical section; carbon-carbon constructions of nozzle nozzles coated with titanium nitride with an operating temperature of 2334 °C; selection of highly efficient fuel components with a combustion temperature of 2100 °C - allows you to create liquid-propellant rocket engines with unlimited service life.
В) Two-mode engines: main mode marching, two fuel components are used, 100 % of thrust; additional mode - one-component hydrogen peroxide of high concentration, 30 % thrust. In outer space, hydrogen peroxide is quickly gelled and used in an engine to repeatedly launch when flying in outer space, like a helium rocket engine.

IV. The technology of manufacturing multilayer membranes

The technology is used for tanks with fuel components and gases for operation in zero gravity and in conditions of orbiter maneuvers during flight.
А) Three-layer flexible membranes are made of polyurethane-teflon-aluminum foil for pressure purposes and in conditions of high purity of hydrogen peroxide operation. Teflon - (C2F4) n, polytetrafluoroethylene, PTFE.
Operating temperature -70 оС ÷ +270 оС.

V. Manufacturing technology of heat-protective felt

The technology is used for internal thermal insulation of the orbiter casing in order to reduce heat transfer from the outer surface of the casing undergoing aerodynamic heating to indoor units.
А) An artificial felt is made from super-thin basalt fibers (diameter 0.5 - 3 microns) in the form of a non-woven material of the required thickness and size. The temperature decreases for indoor units to a level not exceeding 50 °C.
Felt operating temperature -269 оС ÷ +600 оС.

VI. Technology of full-scale tests of the orbiter in operating conditions

The technology is used for operational tests of the orbiter in the conditions of the earth without flight in space. Fixing the orbiter on the surface of the asteroid, taking soil samples, mining, loading the soil into the orbiter.
А) Tests in the aquatic environment of space vehicles are used to train astronauts in spacesuits in water pools. In a normal situation, the orbiter floats with the engine running in the sea under water, shifts the outer hull, uses the internal devices to examine the bottom surface, fixes itself on the bottom, takes soil samples, in the regular version it pops up with the engine starting.
An cosmic readiness test.

* Note. It is possible to operate the orbiter under water in order to search for minerals to obtain an economic effect.

VII. Manufacturing technology of telescopic transformic mechanisms

The technology is used to manufacture sliding orbiter elements for mounting on the surface of the asteroid, to feed instruments and mechanisms to the required distance from the orbiter, to adjust the center of mass with the outer case shifted.
А) Telescopic cylinders, rack and pinion gears and helical gears, tapes that take the form of thin-walled pipes in a free state are used.

6. ...THE USE OF PUBLIC-PRIVATE PARTNERSHIPS OFFERS PERHAPS THE BEST APPROACH.

In coming years, constellations composed of large numbers of small, less complex, and less costly satellites are likely to become progressively more cost-effective relative to constellations made up of small numbers of large, more complex, and more expensive satellites. Movement in this direction, which is already clearly visible in commercial space, is the result of a variety of factors, including continued improvements in the miniaturization of computers, sensors, and other technologies and, even more importantly, reductions in space launch costs.
While it would be hazardous to assume that launch costs for satellites will be cut dramatically in the near future, it seems likely that at least some significant further reductions will be achieved, given the success of efforts to reduce those costs in recent years and the number and maturity of ongoing efforts focused on this goal. Because launch costs presently account for a far higher share of overall lifecycle costs for small, less expensive satellites than for large, costly satellites, these reductions are likely to improve the overall cost-effectiveness of the former more than the latter.
The dispersion of space assets among large constellations of small satellites also offers an important means of complicating a potential adversary’s task of attacking space-based assets. However, this advantage is by no means a panacea, given the variety of anti-satellite capabilities being developed and potential countermeasures available. More compelling is the opportunity small-satellite capabilities offer as a means of constituting a substantial wartime reserve.
Taken together, recent and projected trends in commercial constellation design, miniaturization, launch costs, and anti-satellite capabilities fall short of supporting a dramatic near-term reorientation of U.S. space capabilities. However, those trends do suggest that now is an appropriate time for the U.S. military and intelligence community to at least modestly increase their investment in small satellite capabilities—both as a hedge and to create options. Specifically, they should:
• Commit to the development and deployment of one or more constellations composed of large numbers of small and relatively low-cost satellites, including the use of hosted or specially modified payloads on dispersed constellations of small commercial satellites, in order to gain greater familiarity with the operation of such constellations.
• Acquire a modest reserve of small satellites, focusing on expanding the replenishment pool needed by large constellations of small satellites due to their frequent and routine replenishment requirements.
• Provide greater support for the development of more efficient and cost-effective space launch vehicles—particularly small launch vehicles—as well as a more agile and survivable space launch capability.
Altogether, implementing these recommendations would likely require half a billion dollars a year initially, growing to perhaps $1-2 billion annually within five years. In the context of a national defense budget exceeding $700 billion, finding funding of this magnitude, while not simple—given other budgetary pressures—should prove manageable. And such an expenditure would place the U.S. military and intelligence community in a far better position to effectively respond to and exploit changes in the space environment driven by improvements in small satellite capabilities—whether those changes, ultimately, turn out to be more evolutionary or revolutionary in nature... (Read more on the site: https://www.cnas.org/publications/reports/small-satellites-in-the-emerging-space-environment)

Small Satellites in the Emerging Space Environment.
Implications for U.S. National Security–Related Space Plans and Programs.
By Steven Kosiak.

Center for a New American Security

7. КЛАСТЕРНАЯ ОРБИТАЛЬНАЯ ГРУППИРОВКА «NEW SPACE».
АЛЬТЕРНАТИВНОЕ МНЕНИЕ

В современных условиях индустриализации космического пространства целесообразно изменить представление об искусственных спутниках Земли и их группировках. Определяющим должен стать фактор функциональной эффективности в сочетании с оптимальной стоимостью отдельного спутника и стоимости запуска, формирования околоземной группировки.
Запуск отдельного исследовательского спутника должен стать исключением, а не правилом.
Кластерная орбитальная группировка по своему построению может и должна принципиально повторять конструкцию сложного механизма или, что предпочтительнее – компьютера, так как перспективные космические аппараты будут состоять больше из программного обеспечения, чем из набора деталей: каждый спутник в этом «компьютере» выполняет свою функцию.
Спутник в программно-техническом комплексе (ПТК) орбитальной группировки теряет свою самостоятельность, но система из нескольких спутников обеспечивает более эффективную работу такого ПТК на орбите Земли.
ПТК в перспективе можно ремонтировать, обслуживать с помощью орбитеров – маневрирующих на орбитах многоразовых летательных аппаратов. Отдельные спутник возвращать на Землю для модернизации.
Ниже представляется возможный вариант универсальной орбитальной группировки дистанционного зондирования Земли и низкоорбитальной пакетной связи.

На рисунке:
S-MC – спутник управления и низкоорбитальной связи;
S-O1, S-O2 – спутники оптического диапазона ДЗЗ;
S-R1, S-R2 – радиолокационные спутники ДЗЗ;
ЦУП – главный центр управления полетом;
ЦУП-1 – ряд центров управления полетом, разнесенные территориально для обслуживания потребителей услуг космической группировки спутников.

Группировка может иметь целевое назначение: обслуживание мелких фермерских хозяйств и страховых компаний, страхующие фермерские кредиты; поиск и обслуживание морских судов; управление ресурсопользованием; контроль протекания чрезвычайных ситуаций в процессе их ликвидации и пр.
Дополнительно:
- предоставление данных для ситуационных центров управления территориями;
- организация пакетной связи (Интернет);
- исследования тропосферы и пр.
Группировка может осуществлять съемку небольших участков.
Возможно, с целью уменьшения габаритов съемочной аппаратуры спутника в видимом спектре (разрешение на местности 8-10 м) путем синтезирования изображений при обработке с высокоточными данными радарной съемки (разрешение на местности 2 м) доведение видовой съемки до разрешения на местности до 2 м.
Управление спутниками дистанционного зондирования Землли (ДЗЗ) на орбите осуществляется спутником управления (низкоорбитальной связи):
- загрузка заданий для полезной нагрузки (съемка территорий);
- управление корректировкой орбиты спутника ДЗЗ (при необходимости);
- визуальное наблюдение спутником управления остальных спутников в группировке (дистанционное зондирование космического пространства – ДЗК).
Спутник управления осуществляет двухстороннюю связь с наземным ЦУП и спутниками ДЗЗ. Таким образом снижается зона отсутствия связи со спутниками ДЗЗ с Земли.
Движение спутников по указанной на рисунке схеме предусматривает непрерывную съемку всеми спутниками одновременно для последующей обработки в наземном ЦУП с совмещением изображений от всех спутников.
В группировке спутники ДЗЗ более простой конструкции, чем традиционные единичные: обеспечивается съемка Земли и сброс данных на наземные станции приема (односторонняя связь).
Спутники радиолокационного зондирования земли (два спутника) по сути являются одним: первый спутник только облучает поверхность, активный, второй принимает отраженный сигнал, пассивный спутник. Это позволяет сделать спутники малогабаритными.
Все пять спутников имеют массу примерно 50 кг.
Конструкция подобных спутников уже опробована множеством производителей малых спутников на основе развития конструкции CubeSat. При малой стоимости (в десятки раз стоимость меньше, чем в «традиционных» конструкциях), спутники полноценные функционально. Пример на рисунке ниже.

Возможные технические характеристики спутников:

Спутник управления и низкоорбитальной связи S-MC.
Многодиапазонный прием и передача данных. В том числе Интернет (IoT).
Мониторинг движения спутников ДЗЗ (AIS, VDES) в оптическом диапазоне (телекамера с трансляцией в Интернет).
Спутник в пространстве не ориентирован и не поддерживает высоту орбиты.
Спутник содержит:
- антенную систему;
- аккумулятор;
- солнечные панели;
- VHF / UHF трансивер [прием 9,6 кбит / с (ОВЧ), передача 9,6 кбит / с (УВЧ)], выходная мощность 100 Вт;
- бортовой компьютер.
Конструкция спутника модульная, содержит 16 модулей.
Габариты корпуса спутника с максимальным размером 50 см.
Масса до 40 кг.

Спутник ДЗЗ оптического диапазона S-О1 (S-О2).
Спутник в пространстве ориентирован и поддерживает высоту орбиты.
Спутник содержит:
- антенную систему;
- аккумулятор;
- солнечные панели;
- VHF / UHF трансивер [прием 9,6 кбит / с (ОВЧ), передача 9,6 кбит / с (УВЧ)], выходная мощность 100 Вт;
- бортовой компьютер;
- аппаратуру для съемки поверхности Земли в видимом спектре / многоспектральные изображения – возможно GSD 0,5 - 30 м (по требованиям технического задания на разработку);
- систему магнитной ориентации в пространстве;
- инерционную систему обеспечения ориентации в пространстве;
- двигательную установку для поддержания высоты орбиты (имеет твердотопливный газогенератор азота многократного запуска).
Конструкция спутника модульная, содержит 2х16 модулей (тандем двух 16 модульных конструкций).
Габариты корпуса спутника с максимальным размером 50 см.
Масса до 55 кг.
Примечание. На спутнике может устанавливаться дополнительный прибор для изучения тропосферы Земли.

Спутник радиолокационного зондирования Земли.
Спутник в пространстве ориентирован и поддерживает высоту орбиты.
Спутник содержит:
- антенную систему;
- аккумулятор;
- солнечные панели;
- VHF / UHF трансивер [прием 9,6 кбит / с (ОВЧ), передача 9,6 кбит / с (УВЧ)], выходная мощность 100 Вт;
- бортовой компьютер;
- аппаратуру для съемки поверхности Земли радиолокатором - GSD 2-30 м (по требованию технического задания на разработку);
- систему магнитной ориентации в пространстве;
- инерционную систему обеспечения ориентации в пространстве;
- двигательную установку для поддержания высоты орбиты (имеет твердотопливный газогенератор азота многократного запуска).
Конструкция спутника модульная, содержит 2х16 модулей (тандем двух 16 модульных конструкций).
Габариты корпуса спутника с максимальным размером 50 см.
Масса до 50 кг.

ЦУП.
ЦУП предназначен для связи со спутниками на низкой околоземной орбите (LEO), в коммерческих полосах частот. Охватываемые полосы частот: S-диапазон, UHF и VHF.
Наземная станция состоит из антенны и стойки, в которой размещены приемопередатчик, устройство управления ротором и компьютер, что делает систему очень компактной.
Приемопередатчик использует радиосвязь, определяемую программным обеспечением, возможна быстрая перенастройки модуляции / кодирования / скорости передачи данных на ходу.
Наземный антенный комплекс VHF / UHF / S- диапазонов.

Технические характеристики подобраны на основе данных разработчиков малых спутников.

А. С. Левенко

8. УПРАВЛЕНИЕ ГОРОДОМ ЦИНДАО С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ КОСМИЧЕСКОГО И НАЗЕМНОГО МОНИТОРИНГОВ КАК ЭЛЕМЕНТ ЭЛЕКТРОННОГО ПРАВИТЕЛЬСТВА 

Представленный на сайте Project 2017QD-Ukraina-003/2017QD-Ukraina-014 предполагает создание Ситуационного центра управления развитием города Qingdao во всех направлениях: экономика, экология, социальное развитие. Возможное внедрение в практику управления городом в реальном времени, прежде всего, повысит благополучие горожан и является темой коммерциализации городского управления в их интересах.

1. Qingdao
Qingdao официально признан городом с наилучшими условиями для жизни населения в Китае.
В городе проживает 5,775 млн человек (всего в городском округе 9,5 мил человек), и по плану развития уровень урбанизации возрастет до 75 %. Это требует особого подхода к планированию развития города и управлению городскими процессами.
Город стремится преодолеть системные барьеры, которые препятствуют общему развитию шести районов и четырех городских уездов. Обеспечивается общая интеграция градостроительства, инфраструктуры, городского управления и социальных обязательств. Центр города является административной, культурной, современной сервисной отраслью и высококлассным производством. Чтобы расширить масштаб центрального городского района и сформировать городскую инфраструктуру Jiaozhou Bay, планируется включить Jimo с его Технопарками и Jiazhou в центральный городской район.

Особое внимание уделяется развитию Laoshan, Huangdao и Chengyang для достижения общей урбанизации Qingdao и ускорения развития высокотехнологичной промышленности, современной сферы услуг, морской промышленности и экономики, основанной на аэропортах, для продвижения вперед в развитии урбанизации сельской местности. Кроме того, город занимается общим планированием и строительством городских районов и сельских общин для координации и укрепления старого города и реконструкции старой сельской местности.
На основе общего развития Qingdao город стремится ускорить строительство городских районов в городах Большого Qingdao (Jiazhou, Jiaonan, Jimo, Pingdu, Laixi и других), ключевых кластерах и крупных центральных городах и эффективно подключаться к центральным городским районам через удобную сеть транспорта. Центры городов служат основой для переселения и для размещения населения сельской миграции при урбанизации.
Учитывая все это, а также то, что Qingdao является одном из основных центров Китая по развитию и внедрению новых технологий (в перспективе Qingdao – New Shanghai), очевидна необходимость внедрения в городе о новой технологии управления территорией города.

2. Ситуационный центр моделирования
Для управления территориями в мире уже применяются Ситуационные Центры моделирования.
По назначению системы ситуационного моделирования можно подразделить на три основных класса:
1) системы ситуационного отображения информации:
• ситуационные центры отображения;
• распределенные системы ситуационного отображения информации;
2) системы динамического моделирования ситуаций:
• специализированные,
• адаптивные;
3) аналитические ситуационные системы:
• системы ситуационного управления,
• автореферирующие системы,
• аналитические ситуационные центры,
• экспертные системы реального времени.
Ситуационный центр может обеспечить управление в режиме реального времени или в режиме, близком к режиму реального времени.
Основной задачей ситуационных центров отображения является построение наглядных образов ситуаций, которые возникают в предметной области, для принятия управленческих решений. Ситуационный центр отображения обязательно включает в себя:
а) оперативный состав, решающий некоторую совокупность задач;
б) системы сбора, обработки, доставки и отображения оперативной информации о состоянии подсистем инфраструктуры города;
в) информационные модели и картины сложных, комплексных, динамических ситуаций реального мира;
г) ситуационные залы управления (наблюдения), оснащенные вычислительной средой.
Динамическое моделирование (имитация) ситуаций, возможно путем решения прямой задачи (специализированные системы) – задание исходных данных с последующим анализом возникающих ситуаций в системах ситуационного отображения информации и аналитических ситуационных системах; обратной задачи (адаптивные системы) – по описанию возможных ситуаций, их связей и очередности возникновения с помощью имитационного (динамического) моделирования определить исходные данные.
Аналитические ситуационные системы, в частности системы ситуационного управления, реализуют принцип, который предполагает, что количество состояний системы велико, число возможных решений и ситуаций ограничено, а решение принимается в зависимости от ситуации, т.е. на основании исходных данных необходимо определить ситуацию и принять соответствующее решение.
Аналитические ситуационные центры являются системой оперативной аналитической обработки большого количества взаимосвязанной информации.
Для Правительства Qingdao на первом этапе создания Фабрики Пространственных Данных с Ситуационным Центром Управления Территорией города Qingdao возможно создание аналитической системы ситуационного управления с ситуационным центром отображения информации.

3. Структура ситуационного центра
В самом общем виде ситуационным центром (комнатой или залом) можно назвать помещение, где наблюдается текущая и анализируется возможная ситуация. Такое помещение оборудуется всеми средствами наблюдения, сбора необходимой информации и связи. На первом этапе развития проекта Ситуационный Центр Управления Территорией города Qingdao располагается в помещении будущей Фабрики Пространственных Данных, которая готовит для него текущую информацию. Ситуационный Центр Фабрики является структурой Ситуационного Центра Правительства Qingdao, дистанционно удаленной и связанной с помещением отображения информации в здании муниципалитета Правительства Qingdao.
На первом этапе развития проекта операторы системы отображения информации располагаются в Qingdao Municipal Science and Technology Bureau.
Фабрика Пространственных Данных (Spatial Data Factory) располагается на территории Harbin Institute Technology Science Park, Qingdao (Jimo) в специально созданном для этого Предприятии.
После отработки систем Ситуационного Центра Управления Территорией города Qingdao для Правительства Qingdao Ситуационный центр полностью переносится в здание муниципалитета для эксплуатации (второй этап развития проекта).
Фабрика Пространственных Данных (Spatial Data Factory) на период эксплуатации Ситуационного Центра Управления Территорией города Qingdao дистанционного обеспечивает Центр текущей информацией через систему всепогодных сенсоров различного назначения, а также данными космического мониторинга территории города.
Возможные определения Ситуационного Центра: "техническое" – помещение, оснащенное мощной и современной презентационной техникой; "программное" – среда, которая позволяет проводить анализ с помощью множества различных программ и информационных технологий с использованием высокопроизводительной компьютерной техники. Все в комплексе представляет собой Аналитический центр сбора, обработки и анализа объективной информации об инфраструктуре города с целью обеспечения поддержки принятия решений с визуализацией необходимой информации.
Структура ситуационного центра, как и любой информационной системы, включает в себя функциональную структуру и различные виды обеспечения (информационного, математического, технического, организационного, кадрового и т.д.).
Функциональная структура Ситуационного Центра обязательно предусматривает наличие базовых модулей, которые отвечают за имитационное моделирование процессов на территории города в их взаимодействии.
Информационная инфраструктура, состоящая из совокупности программ и информационных потоков, обеспечивает функционирование базовых модулей и среды визуализации Ситуационного Центра. Отличительной чертой любого ситуационного центра является наличие в нем геоинформационной системы с космическими картами местности.
В мире Ситуационные Центры обычно используются для обеспечения глав государств, силовых ведомств, армейских штабов, руководителей областей и городов, а также корпораций.
Первый ситуационный центр для главных лиц государства был создан под руководством Стаффорда Бира в конце 1970-х годов. В настоящий момент в мире существует около 300 ситуационных центров, используемых правительствами различных стран, а также руководителями крупных корпораций. Президента США обслуживают пять ситуационных центров. Несколько десятков ситуационных центров существует в Европе, например в Норвегии их десять. Один из самых технически оснащенных ситуационных центров находится в распоряжении правительства Германии и служит для углубленного анализа социальных, экономических и политических проблем.
В Украине Главный ситуационный центр имеется в распоряжении главы совета национальной обороны и безопасности. Имеется ситуационный центр совета безопасности Российской Федерации.
Функционирует и ситуационный центр президента России. Это программно-мультимедийный комплекс: три экрана размером 1,5 × 2,0 м, более десятка рабочих станций (студий нелинейного монтажа, графических станций, компьютеров для подготовки презентаций), мощный сервер, который хранит информацию, а также набор различных инструментальных средств, позволяющих обрабатывать информацию и представлять ее президенту. При анализе ситуации президентом материал оперативно дополняется новыми данными, компьютер обрабатывает информацию и визуализирует на экране результаты моделирования. На их основе вырабатываются решения, которые доводятся до исполнителей средствами того же ситуационного центра. Такой центр оперативно оправдан, но технически устарел: появились новые средства получения, обработки и визуализации информации, доступные современному Китаю.

Ситуационный центр Президента России 

4. Классификация ситуаций и обеспечение Ситуационного Центра
Все происходящие процессы характеризуются текущими ситуациями. В общем виде ситуации могут быть классифицированы (структура выше).

Ситуация всегда представляет собой некую оценку (анализ, обобщение) множества данных: ситуация есть оценка (анализ, обобщение) совокупности характеристик объектов системы и связей между ними, которые находятся в постоянных и причинно-следственных отношениях, зависящих от произошедших событий и протекающих процессов.
По назначению ситуационная система можно подразделить на три основных класса: системы ситуационного отображения информации, системы динамического моделирования ситуаций и аналитические ситуационные системы.
Типичными для ситуационных систем отображения информации являются задачи наблюдения на большом участке земной поверхности; управления динамическими объектами; наблюдения за сложными технологическими процессами (например, на атомных электростанциях); управления крупными транспортными узлами и пр. Основная задача отображения информации - строить наглядные образы ситуаций, возникающих в предметной области, на основе которых оперативный состав принимает управляющие решения.
Обеспечение Ситуационного Центра может рассматриваться на нескольких уровнях:
- научно-математическое,
- инженерное,
- программное,
- техническое.
Научно-математический уровень представляет собой совокупность научных теорий, методов, алгоритмов, исследований и разработок, необходимых для реализации других уровней.
Инженерный уровень представляет совокупность конкретные аппаратно-программные средства, а также необходимые технологические и конструкторские расчеты, модели технических устройств и помещений, спецификации программ, алгоритмы работы.
Программный и технический уровни содержат технические обеспечение, необходимое для реализации поставленных на верхних уровнях задач и функций.
Все уровни содержат обязательные компоненты:
- измерительный (сенсорная среда: онлайн данные со спутников, систем наземного наблюдения, антенн, датчиков и пр.);
- информационный (ситуационная или имитационная модель среды, содержащая всю статистическую и медленно изменяющуюся информацию);
- среда информационной поддержки (системы связи, компьютерные «облака» информации и пр.);
- среда аппаратной поддержки (технические средства, серверы, компьютеры и пр.);
- среда визуализации (видеоэкраны представления информации и пр.);
- оперативный состав (специально обученные и имеющие допуск к работе с секретной информацией операторы систем Ситуационного Центра).
Ситуационный Центр Управления Территорией города Qingdao обеспечивает контроль отклонений от имеющегося текущего положения существующих ситуаций (мониторинг, в том числе спутниковый, с визуализацией данных на космических картах Qingdao) по направлениям в пределах функциональных обязанностей Департаментов Правительства города Qingdao. По полученной информации Правительство принимает управленческие решения и информирует об этом все свои структуры и исполнительные органы входящих в состав города агломераций.

Вариант оформления ситуационного центра 

5. Задачи Ситуационного Центра 
На первом этапе осуществления проекта предлагается объединить все задачи Ситуационного Центра в три основные направления:
- Социум,
- Экология,
- Промышленность и сельское хозяйство.
Окончательно выбор задач определяется Правительством Qingdao в Техническом задании, которое будет выдаваться специально созданному Предприятию в Harbin Institute Technology Science Park, Qingdao (Jimo).
Предполагается одновременная демонстрация данных на трех тематических дисплеях (ориентировочный размер до 2 х 3 м).

5.1. Социум.
5.1.1. Транспорт
1. Беспилотный общественный городской транспорт.
Беспилотный автотранспорт предполагает движение беспилотных автобусов (электромобилей) между городами Большого Qingdao по автотрассам.
Положение автобуса контролируется спутниковыми навигационными чипами (например, коммерческая космическая система спутников низкоорбитальной навигации Orbcomm, USA), основывается на данных глобальных систем GPS и китайской BeiDou Navigation Satellite System. Автоматическое управление движением осуществляется на основании пассивной локации пространства (шумовые локаторы по проекту профессора Лукина Константина Александровича).
Данные по беспроводной сети поступают в Фабрику Пространственных Данных (для расшифровки локационного зондирования пространства) и в Ситуационный Центр, где контролируются операторами – диспетчерами автодорожного движения.
2. Регулирование автодорожного движения
Регулирование выполняется в автоматизированном режиме операторами – диспетчерами автодорожного движения по данным уличных телекамер и другой наземной телеметрической информации.
Параллельно ведется съемка дорог города из космоса: набирается статистика загруженности улиц в разные временные периоды для принятия решений по:
- расширению магистралей;
- перераспределению транспортных средств на магистралях;
- строительству новых магистралей исходя из загруженности отдельных направлений.
3. Метро
Осуществляется контроль движения поездов метро с целью своевременного перераспределения перемещений горожан в разные временные периоды. Информация поступает с камер наблюдения и датчиков движения поездов. Регулируется пассажиропоток на автобусах, графики движения которых подстраиваются под режим работы метро.

4. Железнодорожный транспорт
Контролируется безаварийное движение поездов и выполнения времени расписания. Контролируется график движения автобусов и метро с привязкой к моментам прибытия поездов.
5. Авиатранспорт.
Проводится визуальный контроль за состоянием аэродромов по данным космической съемки.
5.1.2. Строительство жилых микрорайонов (жилые дома, объекты социального значения).
Контроль осуществляется по данным космической съемки раз в сутки. Выявляются простои в строительстве и темпы строительства.
Определяются нарушения, например – несанкционированные свалки мусора.

5.1.3. Состояние пляжей, парков, зон отдыха.
Контроль ведется ежесуточно по данным космической съемки и данным уличных телекамер. Оценивается состояние территории и нарушения, например, свалки мусора.
5.1.4. Состояние университетов, школ и других социально значимых объектов.
Контроль ведется ежесуточно по данным космической съемки и данным уличных телекамер. Оценивается состояние территории и нарушения, например, свалки мусора.
5.1.5. Состояние мостов.
Контроль ведется ежесуточно по данным космической съемки и данным тепловой локации. Определяется дистанционно целостность конструкций.
И другое.

5.2. Экология.
5.2.1. Оценка состояния прибрежных зон моря, заливов и рек.
Оценка ведется ежедневно по данным космической съемки. Определяется нарушение законодательства по использованию прибрежных зон.
5.2.2. Контроль использования природных ресурсов.
Оценка ведется ежедневно по данным космической съемки. Определяется нарушение законодательства по использованию ресурсов.
5.2.3. Контроль зеленых насаждений в городе.
Оценка ведется ежедневно по данным космической съемки. Определяется нарушение законодательства по зеленым насаждениям.
5.2.4. Обнаружение стоков загрязненных вод в водные бассейны (реки, заливы, море).
Оценка ведется ежедневно по данным космической съемки. Определяется нарушение экологического законодательства.
5.2.5. Контроль состояния загрязнения воздуха.
Контроль ведется ежедневно по данным датчиков постов гидрометеорологического и экологического наблюдения.
5.2.6. Контроль состояния вод в бассейнах реки моря.
Оценка ведется ежедневно по данным космической съемки. Предотвращаются экологические бедствия.
5.2.7. Контроль протекания чрезвычайных природных и техногенных процессов.
Оценка ведется ежедневно по данным космической съемки и он лайн по наземным данным.
И другое.
5.3. Промышленность и сельское хозяйство.
5.3.1. Промышленность.
1. Контроль строительства и эксплуатации промышленных предприятий.
Оценка ведется ежедневно по данным космической съемки. Определяются нарушения и предотвращаются техногенные катастрофы.
2. Морские порты.
Оценка ведется ежедневно по данным космической съемки. Определяются нарушения и предотвращаются техногенные катастрофы.
Определяется наличие в гаванях судов, выявляются сбросы трюмных вод в море, контролируется график движения судов и их прибытия/убытия в/из портов города.
5.3.2. Сельское хозяйство.
Оценка изменений статистических данных ведется ежедневно по данным космической съемки. Контролируются границы и размеры сельскохозяйственных угодий, состояние виноградников, посевов зерновых, прогнозируется урожай.
И другое.

6. Планировка Ситуационного Центра Фабрики Пространственных Данных (Spatial Data Factory) Harbin Institute Technology Science Park, Qingdao (Jimo)
Для функционирования Предприятия в Harbin Institute Technology Science Park выделяется территория в промышленной зоне Qingdao. На первом этапе выполнения проекта Ситуационный Центр располагается в украинском Представительстве «Qingdao Aerospace Center». Планировка представлена ниже.

Представительства украинских организаций и предприятий: Национальный Центр Испытаний и Управления Космических Средств Государственного космического агентства Украины, Институт индустриализации космического пространства,
Аэрокосмическое агентство «Магеллан», Ltd.
Справа – учебный центр Филиала НЦУИКС «Днепрокосмос» с Ситуационным Центром.

Оборудование отображения информации (известный возможный вариант) представлено ниже на схеме.

1. Интерактивная доска (изображения и действия на ней могут дублироваться на большом экране).
2. Фронтальные громкоговорители.
3. Экран на раме или с электроприводом.
4. Инфракрасные излучатели системы синхроперевода.
5. Плазменные мониторы для членов Правительства Qingdao.
6. Громкоговорители окружающего звука.
7. Рейковая стойка с оборудованием.
8. Мультимедиа проектор.
9. Главный микшерский пульт.
10. Сенсорный экран системы управления комплексом.
11. Пульт переводчика.
12. Радиомикрофоны.
13. Микрофонный пульт специалиста.
14. Микрофонный пульт руководителя.
15. Микрофоны докладчика.
16. Документ-камера для демонстрации на большом экране бумажных документов.
17. Интерфейсы для подключения компьютера докладчика.
18. Усилители мощности.

This is paragraph text. Double click here to edit and add your own text.

7. Понятие Электронного Правительства (мировая тенденция).
Практически каждая европейская страна имеет документ самого высокого уровня, в котором определяется национальная политика по построению информационного общества. При этом подразумевается, что создание такого общества повышает конкурентоспособность всей страны, улучшает качество жизни населения, дает возможность увеличить темпы развития и перехода на передовые экономические, торговые, технологические позиции. Среди многих направлений развития информационного общества особое внимание в последнее время уделяется проблеме электронного правительства.
Электронное правительство — это правительство, в котором вся совокупность как внутренних, так и внешних связей и процессов поддерживается и обеспечивается соответствующими информационно-компьютерными технологиями. Иными словами, необходимым условием перехода к электронному правительству является широкая информатизация всех процессов, имеющих место в обычной деятельности министерств, ведомств, местных органов исполнительной власти, причем как внутренних, так и внешних.
В этом случае появляется реальная возможность обеспечить информационное, функциональное взаимодействие правительства с каждым гражданином, каждым субъектом управления. Учитывая некоторую ограниченность технократического подхода, все же можно утверждать: именно использование компьютерных технологий позволит реализовать декларативное утверждение о том, что государственный аппарат находится на службе у народа. Условно вся совокупность отношений государственного аппарата делится на три основные группы:
- межведомственные отношения;
- отношения с бизнесом;
- отношения с гражданами.
По аналогии с электронной коммерцией получила распространение такая классификация: G2G — «правительство — правительство»; G2B — «правительство — бизнес»; G2C — «правительство — граждане».
При этом под термином «правительство» понимаются властные структуры всех уровней: от кабинета министров до районных государственных администраций. Рассмотрим подходы к реализации идеи построения электронного правительства в различных странах.
Информационные потоки между различными правительственными ведомствами различного уровня иерархии характеризуются насыщенностью и сложностью. Для повышения эффективности межведомственной работы сейчас используются компьютерные системы. Практически в каждой стране создаются компьютерные интегрированные информационно-аналитические системы, которые предназначены, прежде всего для организации межведомственного информационного взаимодействия в электронном виде, обеспечения аналитической поддержки принятия решений на основе использования современных математических методов и информационных технологий.
При разработке Электронного Правительства необходимо понимать, что прежде всего речь идет об информатизации всех управленческих процессов в органах государственной власти всех уровней, об информатизации межведомственных взаимоотношений, о создании компьютерных систем, способных поддерживать все функции взаимодействия этих органов с населением и бизнес структурами.
Актуальность формирования инфраструктуры пространственных данных Spatial Data Infrastructure (SDI) определяется проблемой расширения использования цифровых пространственных данных в Программах устойчивого развития территорий. Объем геопространственных данных и географического знания на базе спутниковых исследований быстро растет; геоданные и цифровая картография на их основе являются частью управленческой деятельности, позволяющей правительственным органам представить данные по регионам с привязкой к местоположению.
Для централизации управления ресурсами геоданных требуется обеспечение территории инфраструктурой пространственных данных с целью доступа к картографическим традиционным и электронным ресурсам, метаданным в различных схемах, имеющим координатную и/или географическую привязку и к внешним информационным объектам, доступным по стандартным протоколам (объекты специализированных геоинформационных систем, ресурсы публичных web-серверов, ресурсы международных сообществ).
Решение этой проблемы осуществляется путем формирования особой поисковой и обменной среды со специфическими инструментами поиска информации по стандартизованным описаниям (метаданным), а также по электронной карте путем указания на ней интересующей области.
Стандарты метаданных для использования в SDI разрабатываются как для международного, так и для национального уровней.
Исследование и развитие глобальных, региональных и национальных инфраструктур геопространственных данных очень актуально. Наиболее существенными инициативами в этом направлении являлись международные программы: INSPIRE (Infrastructure for Spatial Information in Europe), NSDI (National Spatial Data Infrastructure), GSDI (Global Spatial Data Infrastructure) и GMES (Global Monitoring for Environment and Security). Национальная программа Spatial Data Infrastructure в США была начата Распоряжением Президента Клинтона от 13 апреля 1994 г «Координация в области получения и доступа к данным: национальная инфраструктура пространственных данных». FGDC (Федеральный комитет по географическим данным США) - координатор программы, в которой участвуют 18 министерств.
Аналогичный проект создавалcя в Китае: Geospatial Data Infrastructure.
Новую фазу активной разработки инфраструктуры SDI вызвало формирование Global SDI Association и выдвинутая в последнее время инициатива Европейской Комиссии: INSPIRE - Infrastructure for Spatial Information in Europe (http://www.inspire.org), развивающая European Spatial Data Infrastructure (ESDI). Национальные инфраструктуры (National SDI) формализуют структуру и процесс организации, использования и распределения геопространственных данных для широкого спектра приложений и пользователей внутри страны.
Концепция NSDI была признана всего несколько лет назад. Такие страны, как Великобритания, Австралия, Новая Зеландия, Япония, Корея и Канада разрабатывают свои NSDI и вслед за ними - более 60 других стран.
В соответствии с принимаемыми на государственном и международном уровне концепциями Spatial Data Infrastructure активно развиваются инициативы по созданию глобальной GSDI (Global SDI). GSDI представляет собой иерархическую систему, имеющую национальный, региональный и муниципальный уровни.

Создание Ситуационного Центра Управления Территорией города Qingdao по своей сути является элементом будущей системы Электронного Правительства Китая.

9. КОСМОПОРТ: ОБЕСПЕЧЕНИЕ МИНИМАЛЬНЫХ ПОЛЕЙ  ОТЧУЖДЕНИЯ ПРИ ЗАПУСКЕ МНОГОРАЗОВОЙ РАКЕТЫ-НОСИТЕЛЯ

Сначала прописная истина.
«Гравитационный разворот обычно используется при выведении аппарата на орбиту и при посадке с орбиты. Благодаря тому, что ракета постоянно поворачивается в направлении движения, гравитационный разворот позволяет минимизировать гравитационные и аэродинамические потери, затраты на изменение направления движения, а также поперечные нагрузки на аппарат.
В рамках этих ограничений нужно найти такую траекторию, которая позволит вывести аппарат на орбиту с минимальными затратами топлива.
В простейшем случае можно сначала взлететь вертикально вверх на нужную высоту, а потом начать набор горизонтальной скорости. Но вертикальный подъём невыгоден из-за гравитационных потерь, а ждать замедления ракеты в апогее невыгодно из-за эффекта Оберта.
Вместо этого гораздо эффективнее сразу ускоряться в нужном направлении до тех пор, пока ракета не приобретёт необходимый начальный импульс, причём ракета всё время должна быть повёрнута в направлении движения, чтобы вся тяга шла на разгон, без потерь на управление (т. е. на изменение направления движения), а также чтобы уменьшить сопротивление воздуха и вызванные им поперечные нагрузки на ракету.
Для этого в самом начале полёта ракета немного, на несколько градусов наклоняется в сторону своей будущей орбиты. Суммарная сила тяжести и тяги ускоряет ракету не прямо по направлению движения, а немного ближе к горизонту. Система управления разворачивает ракету в направлении движения, постоянно поддерживая нулевой угол атаки, в результате чего ракета летит по дуге, приближаясь к орбите. В тот момент, когда апогей траектории достигает будущей орбиты, двигатель отключается и ракета летит по инерции по баллистической траектории. В районе апогея двигатель включается еще раз, и ракета набирает необходимую орбитальную скорость» (Wikipedia).
Главная проблема заключается в том, что ракетчики, воспитанные во времена «холодной войны» в ракетах-носителях видят баллистическую ракету. И главным критерием остается достижение максимальных параметров все той же баллистической ракеты.
Вот пример наиболее эффективной траектории полета ракеты-носителя по программе «Морской старт»:

При достижении высоты полета около 200 км дальность падения ступеней и отделяемых частей от 849-1074 км до 4951 км.

Запуск в океане не накладывает ограничений на зоны падения ступеней.

В этом варианте разницы между стартом межконтинентальной баллистической ракеты и ракеты-носителя нет.
А если задаться целью превратить одноразовую супердорогую ракету-носитель в многоразовую со снижением стоимости?
Пример стартов Falcon-9 показывает возможность и целесообразность приземления хотя бы перовой ступени ракеты-носителя для повторного использования. Дальность приземления первой ступени не критична в условиях США (практически нет ограничений по дальности), но здравый смысл подсказал, что на суше дальность должна быть в пределах 100 км, в варианте с посадкой на плавающую платформу дальность до 300 км. В случае вывода спутника на геостационарную орбиту дальность при посадке на плавающую платформу 660 км. Что значительно меньше, чем в варианте «Морского старта»!
Для достижения таких параметров первая ступень летит по более крутой траектории, уже близкой к вертикали: налицо гравитационные потери, возможное замедление в апогее, перегрузки для второй ступени, которая должна «вывернуть» на заданную траекторию круговой орбиты. Да еще и лишний запас топлива: для работы маршевых двигателей ступени в течение около 40 с.

Да, это не выгодно – с точки зрения узкого специалиста по расчету траектории полета, но выгодно для всего комплекса! Шаг в сторону от траектории термоядерной баллистической ракеты обеспечил новое качество использования ракет-носителей.
Что это означает практически?
Прежде всего, страны, не имеющие возможности запускать ракеты-носители по «традиционной траектории» вполне могут обеспечить зону падения/приземления в пределах 100 км.
И это не зависит от класса ракеты-носителя. Для Технического предложения Лунной ракеты (Poster 8 https://institutespaceindustrialization.webstarts.com) расчет показал возможность приземления первой ступени ракеты-носителя со стартовым весом 10989 тонн на расстоянии 70 км от точки старта.
Эффективная коммерциализация пусковых услуг с повторным использованием ступеней и обеспечением безопасности пусков обуславливается комплексным проектированием с достижением конечного экономического эффекта с некоторыми потерями в техническом совершенстве ракеты-носителя – что не является ни главным, ни определяющим.
И это дает возможность осуществлять пуски в условиях территориальных ограничений, как в Украине.

This is paragraph text. Double click here to edit and add your own text.

В июне 2020 года Institute of Space Industrialization (ISI) приступил к разработке демонстратора-тренажера одноступенчатого ракетного аппарата вертикального взлета и посадки D-2X-UA. Аппарат планируется запустить на Павлоградском артиллерийско-ракетном полигоне Государственного предприятия "Производственное объединение "Южный машиностроительный завод им. А. М. Макарова". После вылета на высоту 60 км с аппарата стартует микро-ракета с фемтоспутником на эллиптическую околоземную орбиту. Аппарат приземлится с работающими двигателями в точке старта.

В конструкции демонстратора будут использованы узлы серийного изготовления для ракеты-носителя "Зенит-2" и других ракет. 

По результатам проведенной научно-исследовательской работы будет подготовлено Техническое задание на разработку одноступенчатого многоразового ракетного носителя вертикальной посадки XXXL (Big Size) для доставки на низкие орбиты Земли 10-20 т полезного груза и возврата космических аппаратов на Землю. Стартовая масса около 1700 т. Тяга кластерного четырехкамерного жидкостного ракетного двигателя 2000 тс. Компоненты топлива: RP-1 / LOX.

Могут использоваться камеры по проекту Государственного предприятия "Конструкторское бюро "Южное" им. М. К Янгеля" РД880.1 тягой 500 тс. Возможен старт ракетного аппарата в акватории Черного моря из полузатопленного состояния (аналог старта баллистических ракет подводных лодок).

Создание XXXL может стать продолжением эволюции украинской ракеты-носителя времен СССР Zenit-2.

Техническая идея 26 декабря 2020 г. в виде доклада  представлена на международной конференции "2020 The 11th Asia Conference on Mechanical and Aerospace Engineering (ACMAE 2020), Chengdu, China, Dec 25 - Dec 27 (http://confsys.iconf.org): 

МE16 - "Conceptual Design of Ukrainian Reusable Single-Stage Rocket with Vertical Takeoff & Landing Capability" by Lukin K. A., Prisiazhnyi V. I., Mitikov Yu. A., Levenko A. S.,Lukin S. K., Pauk O. L.

Rocket Space Complex Trident-UA
Institute of Space Industrialization (ISI)

The studies carried out make it possible to create the Rocket Space Complex Trident-UA with a two-stage vehicle - a launch vehicle for launching into space the USC-1000-X-M reusable orbiter.
The engines of the first and second stages are started simultaneously - a thrust of 80 tf is created.
Steering is carried out in the second stage, the combustion chambers of the engine are deflected by the control actuators up to ± 30 degrees.
The combustion chambers are RD-10, the thrust of the combustion chamber is 10 tf.
Cluster first and second stage engines. At the first stage, the combustion chambers are fixed motionless.
Fuel: 98-99.9% hydrogen peroxide and ethanol.
The tanks of the first stage are made of steel, with internal reinforcement cables.
Second-stage tanks in the form of high-pressure ball-cylinders with internal membranes. Membranes separate gas and liquid cavities.
A high-pressure nitrogen balloon (190 kgf/cm2) is located in the second stage and provides pressure in the fuel tanks of both stages. After separating the first stage, the nitrogen pressure is increased by additionally installed gas generators (gas generators operate on the decomposition of sodium azide with the release of nitrogen).
The launch of the launch vehicle is fiery dynamic: the first stage is placed in a launch container with a small amount of water - when the engines are running, the water evaporates and pushes the launch vehicle at a speed of at least 6 m/s. This simplifies the initial flight control and increases the energy of the Rocket Space Complex.
The first stage descends by parachute and is captured by a helicopter.
The parameters of the Rocket Space Complex are given in the table.

The second stage LV is equipped with a radar system for
orientation and guidance during landing. When descending, the fall of the second stage is stabilized by a braking parachute. Then landing parachutes are used. Before touching the ground, the engines reduce the landing speed to "0".

Orientation and guidance system for landing LV (second stage).
The main function of the Orientation and guidance system (OGS) for landing LV are as follows:
• Measurement of the vehicle coordinates and velocity vector;
• Estimation and prediction of the vehicle terminal trajectory;
• Comparison of the predicted and theoretical trajectories and estimation of the corrections;
• Transfer of the correction values to the actuators;
• Real-time 3D imaging of the landing surface and space volume above it.
The OGS suggested is to be capable of all whether and day & night operation in harsh environment, such as dust, sand and snow storms, etc. That is why a microwave high resolution multifunction radar system might be put into the basis of that system and it is the most appropriate sensor for providing of the above performance. However, other standard and readily available sensors will be used as well. Actually, the OGS to be developed for the vertical soft landing of the LV will include (along with the above multifunction radar) a standard GPS receiver, gyroscope based inertial system, optical imaging sensors and actuators.
The most challenging part of the OGS is design of the microwave multifunction radar system. It should provide realization of all above functions, an, at the same time, fit the available space and geometry. To meet the above requirements, we suggest a microwave collocated MIMO Noise Radar concept. Noise Radar uses random noise waveform to ensure its jamming/interference resistance and high range resolution. ‘MIMO’ is abbreviation for ‘Multiple Input Multiple Output’ radar system. MIMO concept will be applied for realization of the following multifunction operational mode, providing:
(1) Real-time 3D imaging based on 2D aperture synthesis and wideband noise radar;
(2) Monopulse radar mode for detection a beacon signal placed at the landing area and its position measurement using digital beam forming (DBF) technique;
(3) Altimeter mode for measurement of the landing Demonstrator altitude using wideband noise radar and DBF technique.
The concept of such a radar has been elaborated in LNDES IRE NASU for 2D and 3D imaging ground based Synthetic Aperture Radar. It has been implemented and tested in Ka-band for L-shaped antenna array and time division of the Transmit (Tx) and Receive (Rx) channels. However, to speed up the data acquisition and image formation process we are planning to use multichannel receivers, while topology of the L-shaped antenna array will be transformed to antenna arrays of cylindrical geometry. Here a simplified option of MIMO system is shown which uses four MISO radars: Multiple Input and Single Output, i.e. a single transmitter and arch-like antenna array. Performing joint signal processing for all four MISO radars one may implement one of available options for this geometry MIMO radar system aiming realization of 3D and 2D imaging and through DBF – Monopulse radar mode, while altimeter function comes out as a gratis from this design: with 1 GHz bandwidth of the noise signal Power Spectral Bandwidth (PSD) the accuracy of altitude estimate is about 15 cm. The second option may be compound of the Receive and Transmit arch-like antenna arrays. These arches should be of 1 fourth of the rocket circle and place in alternating fashion. The latter option requires more transmitters, but it may help in providing better performance of sensitivity and angular resolution of the imaging radar.

Conceptual Design of Ukrainian Reusable Single-Stage Rocket with Vertical Takeoff & Landing Capability

Lukin K. A. (1), Prisiazhnyi V. I. (2), Mitikov Y. A.(3), Levenko A. S. (2), Lukin S. K. (1), Pauk O. L. (4)

1Laboratory for Nonlinear Dynamics of Electronic Systems, LNDES at O. Ya. Usykov Institute for Radiophysics and Electronics, National Academy of Sciences of Ukraine (IRE NASU), Kharkov, Ukraine
2National Space Facilities Control and Test Center, State Space Agency of Ukraine (NSFCTC, SSAU), Kyiv, Ukraine
3Oles Honchar Dnipro National University, Dnipro, Ukraine
4State Enterprise Production Association ‘Yuzhny Machine-Building Plant’ named after A.M.Makarov’ (‘YUZHMASH’), Dnipro, Ukraine

E-mail: lukin.konstantin@gmail.com

Abstract. In the paper we briefly describe conceptual design of Ukrainian reusable single-stage rocket demonstrator. The main objective consists in design, development and trials of a series of ‘Grasshopper’ demonstrators equipped with both the jet propulsion engine set and microwave/optical vision and measurement systems for the performing and control of its soft landing at the starting point. The greatest advantages of our design consist in availability of the results of previous developments of rocket engines and guiding systems for ‘Yuzhmash’ space ships, as well as advanced technique for real-time microwave 3D imaging using random/noise signals and MIMO radar operation mode with FPGA -based signal processing.

MIMO stands for Multiple Input Multiple Output
FPGA stands for Field Programmable Gates Array

1. Introduction
Successful launches by the private company Space-X (USA) in 2020 of spacecrafts with the return of the reusable first stage of the Falcon-9 Launch Vehicle (LV) has confirmed the stable trend of private space companies to the reuse of the LV stages saved due to soft landing after its mission is completed. This topic has been studied for quite a long period of time aiming its practical implementation. For example: apart from SpaceX and other US space companies, two private Chinese companies are testing their rockets with a reusable first LV stage that returns to Earth by soft and vertically oriented landing: ‘Space Transportation’ (NKSPACE) and ‘LinkSpace’ (based on ‘NewLine-1’ LV).
In addition to being reusable, the vertical landing method reduces the size of the exclusion ground areas, does not leave carrier rockets in outer space, and the spacecraft launched into orbit can be returned by the carrier after its mission is completed. This is especially important for providing cost-effective spacecraft launches accounting the following:
- reduction of the LV cost due to its reuse;

- prevention of fines for non-working units left in their orbits (this tendency is currently being worked out with the aim of reducing the debris in outer space);
- abandoning of the old XXth century spaceports, since for the launch and landing of such a rocket vehicle only a small size concrete pad is needed, which makes the rocket launch possible even in a relatively populated country, such as Ukraine.
There are a lot of R&D projects of such systems: New Shepard (USA) - 12 launches, the start of the New Shepard 4 (NS4) model was planned for 2020; ‘Kanko-maru’ (Japan) - project; ‘Mod’ (Armadillo Aerospace, USA). McDonnell Douglas DC-X (USA), for example, has made 12 flights since 1992. The Space-X company is also engaged in such developments: ‘Grasshopper’ for Falcon 9, ‘Starhopper’ for ‘Starship’/‘Superheavy’.
In the paper we briefly describe conceptual design of Ukrainian reusable single-stage rocket demonstrator. The main objective consists in design, development and trials of a series of ‘Grasshopper’ demonstrators equipped with both the jet propulsion engine set and microwave/optical vision and measurement systems for the performing and control of its soft landing at the starting point. The greatest advantages of our design consist in availability of the results of previous developments of rocket engines [1], and guiding systems for space ships, as well as advanced technique for microwave real-time 3D imaging using random/noise signals and MIMO radar operation mode with FPGA-based signal processing. The maximal height of the flights/jumps will depend on the jet propulsion available and will growth with advancing of the demonstrator.

2. Description of the Reusable Rocket based on RD-8 Engine
It should be noted that current achievements including reusability and vertical take-off and landing of rocket vehicles, are based on the twentieth century worldwide experience. So, for example, the possibility of reuse of the Zenit-2 LV (Ukraine) was considered at the stage of its design (11K77 rocket, a Soviet two-stage medium-class launch vehicle, design started in 1977), the possibility of reuse use was considered by the international company S7 Space, etc. Just about that rocket Mr. Elon Musk, the Space-X owner, said in his interview to CNN in 2017: “Zenit, it is probably the best launcher after ours”.
Moreover, a long-standing Soviet-era partner of ‘Yuzhnoye Design Bureau’ the ‘Mechanical Engineering Design Bureau’ named after V. P. Makeev [2], in Miass city, Russia, has been working on this topic independently since 1992. Its reusable rocket ‘Crown’ has undergone many changes (shown in Fig.1) but has not yet been brought to its completion stage.

Figure. 1. Evolution of the ‘Corona’ Launch Vehicle design with vertical start and landing

Ukrainian experience in design and manufacturing of Launch Vehicles is illustrated in Fig.2.

Figure 2. The evolution of the Launch Vehicle design in Ukraine

Our primary task is to assess a possibility of creating a reusable rocket demonstrator in Ukraine. Therefore, not a full-fledged project, similar to the above ‘Corona’ LV, is to be considered first, but the suggested Demonstrators of reusable rocket, hereinafter named as D-X-UA and D-2X-UA. The latter one will have a much larger fuel tank to provide a higher flight altitude.
It is seen from Fig. 2 that the rocket engine RD-8 is the most suitable for design and manufacturing of Reusable Rocket Demonstrators D-X-UA and D-2X-UA. The rocket engine RD-8 is under serial production in Ukraine as the steering engine for the ‘Zenit’ launch vehicle [3], 11D513.
Its main performances are presented in the Table below:

The D-Х-UA rocket should automatically take off vertically up to 300 m height and, with the running engines, land back at the launch point according to the calculations of flight ballistics and possible corrections of the trajectory on its terminal part.
The D-2X-UA with an increased fuel reserve should take off up to 62 km altitude and launch a micro-launch vehicle with a femto-satellite into an elliptical orbit (the Rockoon principle is to be implemented), and after that land back at the launch point using both a parachute system and a working rocket engine, provided corrections of the trajectory of its terminal part with the help of orientation and guidance system.

3. Orientation and guidance system for landing vehicles D-X-UA и D-2X-UA
The main function of the Orientation and guidance system (OGS) for D-X-UA и D-2X-UA landing vehicles are as follows:
• Measurement of the vehicle coordinates and velocity vector;
• Estimation and prediction of the vehicle terminal trajectory;
• Comparison of the predicted and theoretical trajectories and estimation of the corrections;
• Transfer of the correction values to the actuators;
• Real-time 3D imaging of the landing surface and space volume above it.
The OGS suggested is to be capable of all whether and day & night operation in harsh environment, such as dust, sand and snow storms, etc. That is why a microwave high resolution multifunction radar system should be put into the basis of that system and it is the most appropriate sensor for providing of the above performance (Fig.3 and Fig.4).

Figure 3. Side-view (upper raw) and top view (lower raw) of the reusable single-stage rocket demonstrator D-Х-UA

Figure 4. Side-view (upper raw) and top view (lower raw) of reusable single-stage rocket demonstrator D-2Х-UA

1 – Transition Section with landing supports; 
2 – Launch Engine RD-8;
3 – Payload fairing with maximal diameter of 3.7 m.

Microwave sensors of orientation and guidance system are depicted as green and red arcs of different lengths: Tx and Rx are transmitter and receiver, respectively, of microwave visual system for the landing coordinates measurement and elaboration of the control information for guiding/landing system
In addition, other standard and readily available sensors will be used as well. Actually, the OGS to be developed for the vertical soft landing of the D-X-UA and D-2X-UA rockets will include (along with the above multifunction radar) a standard GPS receiver, gyroscope based inertial system, optical imaging sensors and actuators.
The most challenging part of the OGS is design of the microwave multifunction radar system. It should provide realization of all above functions, an, at the same time, fit the available space and geometry. To meet the above requirements, we suggest a microwave collocated MIMO Noise Radar concept. Noise Radar uses random noise waveform to ensure its jamming/interference resistance and high range resolution. ‘MIMO’ is abbreviation for ‘Multiple Input Multiple Output’ radar system. MIMO concept will be applied for realization of the following multifunction operational mode, providing:
(1) Real-time 3D imaging based on 2D aperture synthesis and wideband noise radar;
(2) Monopulse radar mode for detection of a beacon signal placed at the landing area and its position measurement using digital beam forming (DBF) technique;
(3) Altimeter mode for measurement of the landing Demonstrator altitude using wideband noise radar and DBF technique.
The concept of such a radar has been elaborated in LNDES IRE NASU for 2D and 3D imaging ground based Synthetic Aperture Radar [4,5]. It has been implemented and tested in Ka-band for L shaped antenna array and time division of the Transmit (Tx) and Receive (Rx) channels [6]. However, to speed up the data acquisition and image formation process we are planning to use multichannel receivers [7], while topology of the L-shaped antenna array will be transformed to antenna arrays of circular geometry as it is shown in Fig.3 and Fig.4. Here a simplified option of MIMO system is shown which uses four MISO radars: Multiple Input and Single Output, i.e. a single transmitter (red) and arch-like antenna array (green). Performing joint signal processing for all four MISO radars one may implement one of available options for this geometry MIMO radar system aiming realization of 3D and 2D imaging and through DBF – Monopulse radar mode, while altimeter function comes out as a gratis from this design: with 1 GHz bandwidth of the noise signal Power Spectral Bandwidth (PSD) the accuracy of altitude estimate is about 15 cm. The second option may be compound of the Receive and Transmit arch-like antenna arrays. These arches should be of 1 fourth of the rocket circle and place in alternating fashion. The latter option requires more transmitters, but it may help in providing better performance of sensitivity and angular resolution of the imaging radar.

4. Conclusions
1. The results presented in the paper should be considered as the first stage of feasibility study focused on implementation in Ukraine of a ‘Zenit-2’ type launch vehicle with reusable first stage.
2. As the main sensor for the Orientation and Guidance System of the Demonstrator we suggested a microwave MIMO noise radar sensor capable of working in multifunction mode, providing: (1) Real time 3D imaging based on 2D aperture synthesis and wideband noise radar; (2) Monopulse radar mode for detection beacon signal at the landing point and its position measurement using digital beamforming technique; (3) Altimeter mode for measurement of the landing Demonstrator altitude using wideband noise radar and DBF technique. With 1 GHz PSD bandwidth the accuracy of altitude estimate might be about 15 cm.
3. Future launch, flight and landing trials will confirm results of theoretical studies, and will help to find ways for design enhancement. The latter will enable more precise formulation of the Demonstrator specifications for the design of advanced Ukrainian launch vehicles with reusable stages.
4. The results obtained will help in the future implementation of the design of a full-scale super-heavy single-stage launch vehicle with soft vertical landing to be used for various space missions.

References
[1] V. G. Dehtyar. “Mutual relations and cooperation of DB ‘Mashinostroenie’ and DB ‘Yuzhnoe’ in the process of development of domestic rocket and rocket and space technology” // Space Technology. Missile weapons. 2014. Issue 1 (106). - P. 44-49. (In Russian)
[2] New in the development of rocket and space systems: single-stage reusable LV ‘CORONA’ // Rocket and space technology. Scientific and technical collection. Issue 1 (43) Part 2 / resp. Yu. P. Panov, Editor E. A. Osipova. - Miass: SRC ‘DB named after Academician V. P. Makeev’, 1999. - P. 181. – 209 p. (In Russian).
[3] Liquid rocket engine RD-8 - https://yuzhmash.com/ru/products/zhidkostnye-raketnye-dvigateli/zhidkostnyj-raketnyj-dvigatel-rd-8 .
[4] D. Tarchi, K. Lukin et al., ”SAR Imaging with Noise Radar”, IEEE AES Transactions, V.46, No 3, July 2010, pp,1214 – 1225.
[5] J. R. Moreira N., K. A. Lukin, “System and Method for Detecting and Visualizing Targets by Airborne Radar”. US Patent No. US 2017/0153325, 2017.
[6] K. Lukin, D. Tatyanko, V. Palamarchuck, P. Vyplavin, S. Lukin, et al. “Noise Stepped-Frequency Radar for High Resolution 2D&3D Imaging”, Chapter in the book: ‘Explosives Detection: Sensor, Electronic Systems and Data Processing’ (publ. under the NATO Science for Peace and Security series - 2019) Editors: L. Capineri and E. Turmus; Series B: Physics and Biophysics. Publisher: Springer Netherlands. ISBN: 978-94-024-1729-6 (eBook); 978-94-024-1728-9 (Hardcover), DOI 10.1007/978-94-024-1729-6, Number of Pages XIV, 339, https://www.springer.com/gp/book/9789402417289 .
[7] S. Tomei, D. Staglianò, K. Lukin, V. Palamarchuk, S. Lukin. ‘Noise Imaging Radar Network for Covert Aerial and Maritime Border Security’, Chapter in the book ‘Advanced Technologies for Security Applications’: Publisher: Springer Netherlands, 2020.

Journal of Physics: Conference Series, Volume 1786, The 11th Asia Conference on Mechanical and Aerospace Engineering ACMAE (2020) 25-27 December 2020, Chengdu, China Citation K. A. Lukin et al 2021 J. Phys.: Conf. Ser. 1786 012021

10. НОВЫЙ ПРОЕКТ КОСМИЧЕСКОГО РАКЕТНОГО КОМПЛЕКСА С МНОГОРАЗОВЫМ ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ - SCIENCE & SPACE LLC

Компания Science & Space (Киев) приступила к проектированию космического ракетного комплекса.

Ставится задача десятикратного использования обеих ступеней жидкостной двухступенчатой ракеты-носителя.

Топливо: высококонцентрированные водорода пероксид и этанол.

Управление полетом изменением центра масс относительно вектора тяги двигателей и использование аэродинамических средств.

Рассматривается возможность старта из Черного Моря. Транспортно-пусковой контейнер с одной из модификаций ракеты-носителя поддерживается в вертикальном положении в воде надувным пантоном.

Для ракеты-носителя комплекса спроектирован жидкостный ракетный двигатель GS-10 тягой 10 тс. Топливо: высококонцентрированный водорода пероксид (98%) и этанол (99,9%). Зажигание электроискровое, комбинированные катализаторы для разложения водорода пероксида, форкамера создает в камере сгорания двигателя постоянный факел и стабилизирует процесс сгорания этанола в атомарном кислороде. Максимальная температура в двигателе 2500 оК, применяемые материалы имеют предел эксплуатации по температуре выше этого уровня.

11. Тенденции развития китайской науки и образования, связанные с космическими исследованиями в интересах коммерциализации

Китай вывел на заданную орбиту 5 спутников серии Jilin-1 Gaofen 03D(04-07)/04A. Пуск 30 апреля 2022 г. в 11:30 по пекинскому времени ракетой-носителем Long March 11 Haisheyao-3 в акватории Восточно-Китайского моря. Это китайский вариант морского старта ракет-носителей с плавучей платформы De Bo 3.
Спутники для дистанционного зондирования Земли, их главным образом используют в планировке городов и мониторинге стихийных бедствий [景洋。吉林一号”高分03D（04～07）/04A卫星发射成功 / Цзин Ян. Спутник "Цзилинь-1" Гаофен 03D (04-07)/04A успешно запущен - URL: http://www.jl.gov.cn/zw/yw/jlyw/202205/t20220501_8441167.html].
Это, казалось бы, обыденное событие: ракета-носитель серии Long March, в твердотопливном варианте, стартовала 418-й раз, орбитальная группировка Jilin-1 теперь насчитывает 46 спутников, что позволяет наблюдать любую точку земного шара ежедневно. Тем не менее, это событие имеет не меньшее значение, чем запуск луноходов – в результате осуществления тенденций развития ракетно-космической техники (РКТ) в Китайской народной Республике.
Китайские тенденции имеют свою историю.
Древние легенды и культура применения фейерверков не имеет никакого отношения к китайской РКТ. Первое серьезное использование ракетной техники в Китае осуществлялось в обороне: уже в 20-е годы ХХ в. армия Китайской Республики, раньше многих других, успешно использовала минометы. Например, в Советско-Китайской войне 1929 г. за «КВЖД» (Китайско-Восточная железная дорога принадлежала Российской империи, ее центр находился на китайской территории в городе Харбине, построенном по проекту архитектора из Санкт-Петербурга) [Левенко А. С. Переправа на Сунгари. - Доминанта Принт, 2019. - 16 с.].
Технически миномет представляет собой маленькую баллистическую ракету на твердом топливе, которая выбрасывается из ствола миномета при огневом динамическом старте.
Первый этап развития китайской РКТ до 1991 г. достаточно полно описан китайским автором Ченчжи Ли [Чэнчжи Ли. Развитие китайских космических технологий/под ред. Бао Оу, Хан Ихуа, Ю. М. Батурина [и др.]. – СПб. : Нестор-История, 2013. – 236 с. Перевод с китайского А. Кузиной]. Созданная в 1949 г. Китайская Народная Республика до своего официального признания успела повоевать с японскими захватчиками во время Второй мировой войны, в конце войны отражала десанты США в Пекине и Циндао и фактически проиграла Корейскую войну 1950-1953 годов, где под видом добровольцев сражалась Народно-освободительная армия Китая. Китай оказался очень слаб для отражения внешней агрессии. Поэтому уже в 1954 г. ЦК КПК принял решение о создании ядерного оружия, а в 1956 г. о создании ракет-носителей ядерного оружия. Решение о запуске китайского спутника появилось в 60-х годах ХХ в.
РКТ в Китае появилась исключительно благодаря оборонным задачам, и эта тенденция не изменилась к 2022 году.
Первоначально была сделана ставка на изучение и использование зарубежного опыта с целью создания собственного РКТ высшего качества. Для этого из США и других западных стран в КНР были приглашены сотни ученых и инженеров китайской национальности, которые уже имели практический опыт. В 1957 г. в США уже проводились летные испытания первой модели ракеты для подводных лодок Polaris-А1. В ее конструкции учитывалось как влияние немецких специалистов, переехавших после Второй мировой войны в США, так и передовые технологии американцев, которых в СССР не было.
Стремление СССР повлиять на КНР в противостоянии с США позволило передать с серийного ракетного завода п/я 186 (город Днепропетровск, Украинская ССР) одну из первых советских ядерных ракет Р-5. В КНР эта ракета была повторена, но методом подобия начали увеличивать размеры деталей, прежде всего жидкостного ракетного двигателя, с целью сокращения затрат и уменьшения времени создания своей баллистической ракеты. На это ушли десятилетие, и они увенчались значительными успехами до 1991 г., когда была принята последняя программа развития РКТ в КНР.
Тенденция изучения зарубежных технологий и создания своих, более совершенных, сохранена и продолжена в настоящее время.
Для разработки ракет и технологий для их производства была создана Пятая Академия при Министерстве обороны КНР, затем была многократно модернизирована [Левенко А. С., Дрозденко А. С. Сравнительно-правовой анализ администрирования космической деятельности в Украине и КНР / Монография / Под. науч. ред. Левенко А. С. – Д., Доминанта Принт, 2021. – 72 с.]. Академия в китайском варианте отличается от украинских представлений: в Китае все имеет «китайскую особенность».
Китайские Академии аккумулируют десятки и сотни научно-исследовательских институтов, организаций, предприятий и компаний, в крупнейших из них задействовано до 200 000 специалистов. Здесь проводятся научные исследования, проектирование и конструирование, испытание, изготовление РКТ. Академии работают с национальной Космической администрацией Китайской Народной Республики (国家航天局 или China National Space Administration - CNSA), которой предоставлено право открыто представлять космические исследования Китая и которая без Академий работать не может. В КНР создано множество университетов, часть из которых имеют четко определенную ракетно-космическую направленность в подготовке специалистов и проведении прикладных исследований.
Эта организационная составляющая обеспечивает развитие китайской науки, техники и высшего образования в комплексе с достижением максимального эффекта. Тенденция продолжается и укрепляется.
В известном центре разработки и изготовления ракетных двигателей в городе Сиане создан Северо-Западный политехнический университет (СЗПУ) (西北工业大学) [西北工业大学 – URL: https://www.nwpu.edu.cn], провинция Шэнси, с 13 институтами, где преподают по 52 специальностям 1300 профессоров и доцентов, проводят обучение студентов и исследования.
Часть научно-исследовательских институтов и заводов была перенесена из Сианя в город Хух-Хото, где подготовку специалистов, в частности в части химии топлив, ведет Технологический университет Внутренней Монголии (内蒙古工业大学) [内蒙古工业大学– URL: http://www.imut.edu.cn], Автономный район Внутренняя Монголия, с 52 научно-исследовательскими институтами, с десятками дисциплин, где 2068 преподавателей, из них 705 профессоров и доцентов.
Не менее интересен Северный университет Китая (中北大学), город Тайюань, провинция Шанси (кроме обучения здесь разрабатывают, в частности, ракетное вооружение и артиллерию), а также многие другие высшие учебные заведения Министерства образования КНР.
Основным по подготовке специалистов по РКТ и проведению исследований является Харбинский институт технологий (ХИТ, 哈尔滨工业大学) [哈尔滨工业大学 - URL: http://hit.edu.cn], город Харбин, провинция Хэйлунцзян, имеет 23 научных школы со многими институтами и исследовательскими центрами, около 25000 студентов, осуществляет свою работу под управлением Министерства промышленности и информационных технологий КНР.
Школа обучения в ХИТ: "Одна школа, три района". В составе ХИТ еще два института: Харбинский институт технологий (Вэйхай), расположенный в городе Вэйхай, провинция Шаньдун, самое расположение на полуострове Шаньдун на берегу Желтого моря определяет направленность обучения и проведения исследований по РКТ (морская тематика); Харбинский институт технологий (Шэньчжэнь), расположенный в городе Шэньчжэнь провинции Гуандун на юге Китая.
Среди множества институтов ХИТ особенно известен Исследовательский институт космической среды и материаловедения (Национальный научный проект) - Institute of Space Environment and Material Science (National Science and Engineering) - 空间环境与物质科学研究院（国家大科学工程) [- URL: http://sesri.hit.edu.cn], или другое название Space Environment Simulation Research Infrastructure (SESRI). В этом центре исследований хорошо знают специалистов Украины.
SESRI специализируется на моделировании космической среды и проведении исследований ее влияния на космическую технику и материалы.
С 2022 г. это полноценный институт в составе ХИТ. Он предназначен для изучения фундаментальных научных вопросов в области космических материалов, устройств, физики магнитосферы и других областей, и все это с ведущими в мире возможностями моделирования круга задач. Изучается ряд факторов космической среды. Институт имеет самые современные системы анализа и измерения. Исследовательские возможности SESRI охватывают три категории научных проблем: пространственная и временная эволюция структуры и характеристик материалов и устройств в интегрированной космической среде и физическая природа воздействия окружающей среды; механизмы жизни в космической среде; распространение и эволюция космической плазмы и физический механизм ее взаимодействия с космическими аппаратами.
В SESRI имеются различные ускорители, а ускоритель протонов и тяжелых ионов на 300 МэВ является основным источником излучения, которое будет поставлять протоны на 100-300 МэВ и тяжелые ионы на энергию 7-85 МэВ/u для изучения взаимодействия излучения космических частиц высокой энергии, устройством, модулем жизнеобеспечения. Чтобы удовлетворить вышеуказанным требованиям, установка использует комбинацию источника ионов ЭЦР (электронно-циклотронного резонанса) при комнатной температуре, линейного инжектора ускорителя и синхротрона. Инжектор линейного ускорителя представляет пучки тяжелых ионов с энергией 1 структур линейного ускорителя RFQ (радиочастотный квадруполь) и IH-DTL (ускоритель с дрейфовой трубкой типа Interdigital H-mode). Синхротрон ускоряет тяжелые ионы до 85 МэВ/нуклон и протонный пучок до 300 МэВ. Третий целый резонанс и метод RF-KO (RF-Knock-Out) используются для медленного извлечения. Ведется проектирование и строительство ускорителей протонов и тяжелых ионов на энергию 300 МэВ [Environment Simulation and Research Infrastructure (SESRI) – URL: https://doi.org/10.18429/JACoW-IPAC2019-MOPTS060].
Такова тенденция университетов: проведение фундаментальных исследований с прикладными задачами – традиционная для Китая.
Но при этом ключевую роль играют тенденции передачи военных технологий в гражданский сектор. Конверсия оборонной РКТ в КНР началась в 1991 г. Продолжает действовать специальная программа передачи военных технологий для коммерческого использования. Эта работа проводится под контролем военных администраций Китая на всех уровнях управления, вплоть до районных инициатив.
Важно планирование работ в части РКТ в пятилетних планах социально-экономического развития КНР. При этом применяется жесткий контроль выполнения планов и высокая ответственность за их невыполнение. Эти планы касаются как общекитайских целей, так и развития на провинциальном уровне, в том числе в сфере образования.
Такая тенденция привела к созданию пятого в КНР космодрома – морского старта. В районе Хайянь города Яньтай, Шаньдун, создан Восточный космопорт (中国东方航天港) - China Dongfang Spacecraft Launch Port.
Полуостров Шаньдун располагает стремительно развивающимися приморскими городами. Яньтай известен научно-исследовательскими институтами по проектированию и изготовлению спутников связи, спутниковому оборудованию, 96% всех компьютеров на китайской космической станции, 90% электроники китайских космических скафандров Feitian, беспроводная космическая связь изготовлены в Яньтае [张楠. 从“摘星星”到“点亮星座”，属于烟台的航天浪漫 / Чжан Нань. От «собирания звезд» до «освещения созвездий» это относится к аэрокосмической романтике Яньтая – URL: http://124.133.228.83/articleContent/2205_1006952.html]. Рядом с этим городом расположен Вэйхай с филиалом ХИТ. Следующий на побережье – промышленный гигант Циндао с одним из самых больших центров дистанционного зондирования Земли в Китае. Такой конгломерат науки, технологий, планирования, образования (в Циндао и Яньтае десятки университетов), конверсии ракетной техники и управления с частно-государственным партнерством обусловил создание специальной индустриальной зоны с первым в КНР морским космопортом. Здесь полный цикл проектирования, изготовления, запуска спутников и использования космической информации дистанционного зондирования Земли (ДЗЗ) в пользу Китая. Новый центр ДЗЗ дополнительно создан и в Яньтае.
Это и есть высшее достижение тех тенденций, которые развивались в КНР последние 30 лет. 30 апреля 2022 г. осуществлен первый случай запуска ракеты-носителя в Желтом море по принципу «одной остановки», то есть интеграции окончательной сборки ракеты-носителя на заводе в Хайяне, проведения общих испытаний, отправление из порта и запуск в акватории Желтого моря [邓雨楠. 我国成功发射吉林一号高分03D（04～07）/04A卫星 / Дэн Юнань. Моя страна успешно запустила спутник Jilin-1 Gaofen 03D (04-07)/04A – URL: https://news.sina.com.cn/c/2022-04-30/doc-imcwiwst4892556.shtml].
Планируется изготовление 10 ракет-носителей в год на коммерческой твердотопливной промышленной базе «Хайянь» и их морской запуск, предполагается строительство научно-исследовательской и производственной базы коммерческих твердотопливных ракет Galaxy Power, разработанных в Пекине компанией Space Technology Co., Ltd. [東方航天港 已簽約5領域10項目 / Восточный космопорт подписал контракты на 10 проектов в 5 областях – URL: https://udn.com/news/story/7333/6029386]. Общая стоимость продукции превысит 10 миллиардов юаней.
Развитие китайской науки, техники и образования напрямую связано с современными космическими достижениями КНР.

Levenko Alexander,
https://orcid.org/0000-0002-1894-8372