Дмитрий Селин Лунный рубеж

Тяги этих двигателей хватает для целей САС на Земле, а уж на Луне с меньшей почти в шесть раз силой тяжести будет вполне достаточно для выхода на окололунную орбиту и стыковку с ожидающим там буксирным модулем. Ну а потом - три дня и экипаж возвращается на Землю.

Буксирный модуль в этой схеме можно оставить на НОО в ожидании заправки одним танкером для следующего полёта.

В предлагаемом варианте лунных миссий за шесть запусков вполне реально сформировать на поверхности Луны долговременную обитаемую базу из трёх лунных Старшипов. Можно в одном месте, можно и в разных лунных регионах. Понятно, что использовать Dragon 2 как такси до Луны и обратно гораздо эффективнее и дешевле чем гонять более чем стотонные Старшипы по маршруту Земля-Луна-Земля.

Для всех рассуждений далее категорически необходимо вспомнить беспощадную формулу Циолковского для реактивного движения

V = I * ln (M0/M1)

Где:

V – конечная скорость, м/с

I - удельный импульс ракетного двигателя (отношение тяги двигателя к секундному расходу массы топлива)

М0, М1 - начальная масса летательного аппарата (полезная нагрузка, конструкция и топливо) и его конечная масса (полезная нагрузка и конструкция), кг

Общие рассуждения в первой главе необходим о проверить расчётами, даже самыми простыми, что позволяет сделать формула Циолковского. Приближённое определение характеристик лунного такси Dragon начнём с расчёта, сколько и какого топлива потребуется на посадку лунного корабля и взлёт возвращаемой капсулы. Да, таскать туда-сюда на первом этапе (это важно, подробности позже) всё, что обеспечивает спуск корабля с орбиты вокруг Луны и мягкую посадку - весьма неразумно.

Итак, вводные:

· Первая космическая скорость для Луны (она же орбитальная скорость на НОО) 1680 м/с

· Сухой вес возвращаемой с Луны капсулы (с космонавтами, верхняя часть на рисунке) 7 400 кг

· Сухой вес посадочного модуля (вес нижней части на рисунке, кроме топливной пары) 7 400 кг

· Топливная пара возвращаемой капсулы и посадочного модуля монометилгидразин и тетраоксид диазота

К Dragon 2 надо добавить раздвижные посадочные опоры и лестницу для спуска на реголит. Понятно, что посадочный модуль (нижняя часть) будет несколько больше в ширину и в высоту.

Лунный корабль программы "Аполлон"был гораздо компактнее и легче. Такова плата за комфорт Dragon 2 - большой герметичный объём и туалет. Параметры лунного корабля программы Аполлон:

Лунный отсек LM (Lunar Module), или лунный корабль, предназначен для высадки двух космонавтов на Луну и возвращения их на окололунную орбиту. Масса отсека 15 075,1 кг, в том числе 10,5 т топлива (того же, что и в служебном отсеке). Расстояние между противоположными пятами выпущенного шасси 9,5 м. Отсек состоит из посадочной ступени массой около 10 т и взлетной ступени массой около 4 т; каждая ступень имеет свои двигатели и топливные баки. Хрупкая конструкция отсека рассчитана на слабое лунное притяжение. Посадочная ступень (сухая масса 2035,3 кг) снабжена шарнирно подвешенным двигателем с регулируемой тягой, максимальная величина которой равна примерно 4,5 тс. При двух различных режимах работы двигателя тяга составляет 10-65% и 95-100% максимальной тяги. Удельный импульс двигателя 313 с, максимальная продолжительность работы 1000 с, характеристическая скорость 2,3 км/с (запас топлива 8217 кг).

Далее приблизительный расчёт необходимого объёма топлива для посадки и взлёта лунного Dragon 2 (скорее всего 3, ведь изменения будут весьма серьёзные) при посадке отдельно от лунного Старшипа.

Лунный Dragon 2 (двигатели на ММГ/N2O4) - ед. изм - взлётная ступень - корабль в посадочной конфигурации с взлётной ступенью

масса начальная - кг - 16 185,06 - 43 873,18

масса конечная - кг - 7 400,00 - 23 585,06

удельный импульс - м/с - 2 300,00 - 2 900,00

1 косм скорость Луна - м/с - 1 680,00 - 1 680,00

скорость формула Циолковского - м/с - 1 800,00 - 1 800,00

расчёт топлива (отдельно взлётная и посадочная ступень) п1-п2 - кг - 8 785,06 - 20 288,12

Дополнительные 120 м/с скорости, свыше первой космической для Луны - запас на всякие неожиданности. Пояснение:

Конечная масса указана после выработки всего топлива. Для посадочного модуля (нижняя часть, "бочка" на картинке выше) конечная масса принята равной 7 400 кг, как и для возвращаемой капсулы (верхняя часть)

Штатный запас топлива системы САС на двигателях SuperDraco (в предлагаемом варианте, используемой для взлёта с Луны) в возвращаемой капсуле сейчас всего 2 500 кг, так что топливные баки придётся увеличить по объёму более чем в три раза. За счёт сокращения экипажа, конечно. До трёх человек, максимум.

Для посадки на Луну надо полностью погасить первую космическую скорость, при сходе с орбиты, а при взлёте - её набрать. При этом посадить, без учёта массы топлива посадочной ступени. надо почти в ТРИ раза более тяжёлую конструкцию, чем вернётся на окололунную орбиту - 23,6 тонн против 7,4 тонн.

Надо искать резервы веса и улучшать параметры двигательной установки. Если с двигательной установкой САС/взлёта сделать ничего нельзя - там должны использоваться строго НЕ криогенные компоненты, то с посадочным модулем возможны варианты. Например, использование для посадки одного двигателя Raptor 3 в модифицированном для данного случая варианте. Топливная пара - сжиженный метан и жидкий кислород.

Лунный Dragon 2 (двигатели взлётной ступени на ММГ/N2O4, посадочной на CH4/O2) - ед. изм - взлётная ступень - корабль в посадочной конфигурации с взлётной ступенью

масса начальная - кг - 16 185,06 - 38 115,22

масса конечная - кг - 7 400,00 - 23 585,06

удельный импульс - м/с - 2 300,00 - 3 750,00

1 косм скорость Луна - м/с - 1 680,00 - 1 680,00

скорость формула Циолковского - м/с - 1 800,00 - 1 800,00

расчёт топлива (отдельно взлётная и посадочная ступень) п1-п2 - кг - 8 785,06 - 14 530,15

Уже лучше, экономия почти пять тонн. Так работает гораздо более высокая скорость (удельный импульс в таблице) истечения газов метанового Raptor 3 3450 м/с против 2900 м/с двигательной установки на высококипящих компонентах.

Использование однотипного криогенного топлива (метан + кислород) на маршруте Земля - Луна - Земля позволяет не заправлять посадочный модуль на Земле, а произвести эту операцию на окололунной орбите переливом топливной пары из баков межорбитального буксира, доставившего лунный Dragon 2 к Луне с низкой опорной орбиты (НОО) вокруг Земли. Этот же буксир довезет космонавтов обратно и уже с НОО они спокойно вернутся на Землю.

Формула Циолковского позволяет оценить необходимый запас топлива для перемещения по маршруту НОО Земля - НОО Луна и обратно. Но здесь один весьма важный нюанс.

ВСЕ космические аппараты, летавшие на Луну (советские, американские и вот недавно китайский зонд) возвращались на Землю, входя в атмосферу нашей планеты на второй космической скорости. Что требовало и требует усиленной теплозащиты и повышенной конструктивной прочности самого возвращаемого аппарата, что добавляет воистину драгоценные килограммы. Почему это делается? Для «бесплатного» торможения за счёт атмосферы.

Американские "Аполлоны" приземлялись по такому же принципу - гашение второй космической скорости прохождением верхних слоёв атмосферы и окончательное снижение.

Делалось и делается это исключительно ради экономии топлива. Формула Циолковского беспощадна и торможение со второй космической скорости до первой космической скорости с выходом на низкую околоземную орбиту (НОО) Земли требует погасить почти 3 километра в секунду. Для самых эффективных химических ракетных двигателей потребуется топлива в разы больше, чем весит сам возвращаемый аппарат. Пока это невозможно.

Следовательно, лунный Dragon из предыдущих публикаций будет возвращается на Землю точно так же как "Зонд" и "Аполлон". Для начала посчитаем полёт к Луне исключительно Dragon с кратковременной высадкой на поверхности.

Буксир (двигатели на CH4/O2) + лунный Dragon (двигатели взлётной ступени на ММГ/N2O4, посадочной на CH4/O2) посадка на Землю с 2 косм скорости - ед. изм - Земля - > Луна - Луна - > Земля

масса начальная - кг - 156 150,61 - 23 456,25

масса конечная, в т.ч.* - кг - 54 171,47 - 17 400,00

*масса возвращаемой капсулы Dragon с топливом ММГ/N2O4 - кг - 16 185,06

*сухая масса возвращаемой капсулы Dragon - кг - 7 400,00

*сухая масса посадочной ступени Dragon - кг - 7 400,00

*масса топлива посадочной ступени CH4/O2 - кг - 14 530,15

* сухая масса буксира - кг - 10 000,00 - 10 000,00

*масса топлива буксира маршрут Луна - Земля - кг - 6 056,25

удельный импульс - м/с - 3 750,00 - 3 750,00

сумма дельта V на маршруте - м/с - 3 850,00 - 1 000,00

скорость формула Циолковского - м/с - 3 970,00 - 1 120,00

расчёт топлива (отдельно по маршрутам) п1-п2 - кг - 101 979,14 - 6 056,25

масса возвращаемой капсулы Dragon с топливом ММГ/N2O4 + сухая масса буксира - кг - 33 585,06

Суммарная масса криогенного топлива CH4/O2 - кг - 122 565,54

Для такой экспедиции потребуется поднять на НОО чуть более 156 тонн, из которых 122 тонны будет занимать жидкий метан и жидкий кислород для двигателей Raptor 3 буксира и посадочного модуля.

Технически это возможно УЖЕ сейчас - ОДНИМ пуском, при отказе от возврата первой ступени Старшип.

При этом, заметьте, топливо для возврата с НОО Луны (6 тонн) надо брать с Земли. Именно здесь и определится цель постоянных баз на Луне - они должны вести геологоразведку и добычу воды/углеводородов для заправки космических кораблей. Воду разделять на водород и кислород, а метан, после очистки и сжижения, напрямую заливать в баки.

Откуда на Луне вода и углеводороды, тот же метан? Оттуда же, откуда и на Земле.

Обе планеты сформированы из одних и тех же материалов, с одинаковой геологической историей, только Луна из-за сильно меньших размеров давно "засохла", потеряв магнитное поле и атмосферу, но в её коре остались те же полезные ископаемые, что и на Земле. Вода на Луне ушла в кору и есть везде, даже на экваторе, в виде аналогов земных артезианских месторождений глубокого залегания, а то и ледниковых пластов под слоем реголита. Всё как на Марсе.

Вариант с лунной базой.

Сухой вес (без топлива для посадки на Луну) базы с интегрированной посадочной ступенью определим в 20 тонн. Это немало - базовый блок станции "Мир" весил примерно столько же. Расчёт потребности топлива для посадки "лунного Старшипа", о котором говорилось ранее. Лунный Dragon, напомню, прилуняется отдельно.

лунная база + посадочная ступень на CH4/O2 - ед. изм - лунная база с посадочной ступенью

масса начальная - кг - 32 321,49

масса конечная - кг - 20 000,00

удельный импульс - м/с - 3 750,00

1 косм скорость Луна - м/с - 1 680,00

скорость формула Циолковского - м/с - 1 800,00

расчёт топлива для прилунения п1-п2 - кг - 12 321,49

Запас "дельта V" в 120 м/с на всякие неожиданности.

Теперь можно посчитать затраты топлива на экспедицию с доставкой на поверхность Луны двадцатитонной обитаемой базы с герметичным объёмом примерно, как у базового блока станции "Мир"

Буксир (двигатели на CH4/O2) + лунный Dragon (двигатели взётной ступени на ММГ/N2O4, посадочной на CH4/O2) посадка на Землю с 2 косм скорости + лунная база - ед. изм - Земля - > Луна - Луна - > Земля

масса начальная - кг - 254 000,98 - 23 456,25

масса конечная, в т.ч.* - кг - 86 492,95 - 17 400,00

*масса возвращаемой капсулы Dragon с топливом ММГ/N2O4 - кг - 16 185,06 - n/a

*сухая масса возвращаемой капсулы Dragon - кг - n/a - 7 400,00

*сухая масса посадочной ступени Dragon - кг - 7 400,00 - n/a

*масса топлива посадочной ступени CH4/O2 - кг - 14 530,15 - n/a

*сухая масса буксира - кг - 10 000,00 - 10 000,00

*масса топлива буксира маршрут Луна - Земля CH4/O2 - кг - 6 056,25 - n/a

*сухая масса лунная база + посадочная ступень - кг - 20 000,00 - n/a

*масса топлива лунная база CH4/O2 - кг - 12 321,49 - n/a

удельный импульс - м/с - 3 750,00 - 3 750,00

сумма дельта V на маршруте - м/с - 3 850,00 - 1 000,00

скорость формула Циолковского - м/с - 4 039,78 - 1 120,00

расчёт топлива (отдельно по маршрутам) п1-п2 - кг - 167 508,03 - 6 056,25

масса возвращаемой капсулы Dragon с топливом ММГ/N2O4 + сухая масса ,буксир - 53 585,06

Суммарная масса криогенного топлива CH4/O2 - 200 415,92

Общий вес укладывается в 255 тонн, что можно вывести на НОО Земли двумя пусками Старшипа, даже с возвращаемым танкером для заправки криогенным топливом буксира. Так же возможен вариант, когда связка Dragon/лунная база вместе с топливом выводится на НОО Супер Хэви, а Старшип, в одноразовом варианте, поднимает полностью заправленный буксир. На НОО они стыкуются и отправляются к Луне. С комфортом, непредставимым в 1960-е годы.

Важно - Все расчёты приблизительные и требуют уточнения.

Глава4 Облёт Луны и «мягкое» приземление для лунной программы SpaceX

В Главе 4 рассматривалась "двухнырковая" схема возвращения на Землю. Следует уточнить, что среди "Аполлонов" она в чистом виде использовалась только один раз, при возвращении "Аполлона-8".

Траектория посадки «Аполлона-8»

Остальные «Аполлоны» возвращались, гася скорость в пределах верхних слоёв атмосферы длительным торможением с небольшим подъёмом на первом этапе и обычным спуском при завершении посадки.

По значениям перегрузок (6-6,35), это было весьма жёсткое возвращение. Такой уровень сейчас считается возможным только при аварийном спуске, ведь при управляемой посадке "Союза", например, перегрузки не превышают 3-4g.

Избежать большие перегрузки при возвращении с Луны можно только одним способом:

1. При подходе к Земле погасить разницу между первой и второй космической скоростью двигателями корабля

2. Выйти на низкую опорную орбиту (НОО) Земли

3. уже с НОО приземлится с низкой перегрузкой, как при возвращении с МКС

Уточнив характеристическую скорость истечения газов Raptor 3 в вакууме (3750 м/с), можно посчитать вариант "мягкой посадки". Пока в варианте "экспедиции посещения" – с посадкой Dragon на Луну и без лунной базы

Буксир (двигатели на CH4/O2) + лунный Dragon (двигатели взлётной ступени на ММГ/N2O4, посадочной на CH4/O2) посадка на Землю с НОО на 1 косм скорости - ед. изм - Земля - > Луна - Луна - > Земля

масса начальная - кг - 233 113,14 - 50 155,94

масса конечная, в т.ч.* - кг - 80 871,15 - 17 400,00

*масса возвращаемой капсулы Dragon с топливом ММГ/N2O4 - кг - 16 185,06 - n/a

*сухая масса возвращаемой капсулы Dragon - кг - n/a - 7 400,00

*сухая масса посадочной ступени Dragon - кг - 7 400,00 - n/a

*масса топлива посадочной ступени CH4/O2 - кг - 14 530,15 - n/a

*сухая масса буксира - кг - 10 000,00 - 10 000,00

*масса топлива буксира маршрут Луна - Земля - кг - 32 755,94 - n/a

удельный импульс - м/с - 3 750,00 - 3 750,00

сумма дельта V на маршруте - м/с - 3 850,00 - 3 850,00

скорость формула Циолковского - м/с - 3 970,00 - 3 970,00

расчёт топлива (отдельно по маршрутам) п1-п2 - кг - 152 241,99 - 32 755,94

масса возвращаемой капсулы Dragon с топливом ММГ/N2O4 + сухая масса буксир - кг - 33 585,06

Суммарная масса криогенного топлива CH4/O2 - кг - 199 528,08

Для запуска одним Старшипом суммарный вес 233 тонны слишком большой, даже для "одноразового" Старшипа (200 т грузоподъёмность на НОО). Следовательно, остаётся двухпусковая схема:

1. Falcon Heavy в многоразовом исполнении на НОО выводится полностью заправленный лунный Dragon с экипажем

2. Старшип в одноразовом варианте (г/п 200 тонн) выводит на НОО полностью заправленный буксир (185 тонн криогенного топлива)

3. На НОО оба компонента экспедиции стыкуются и отправляются к Луне. Работа там полностью копируют экспедиции "Аполлонов" за исключением того, что буксир ждёт Dragon на окололунной орбите в автоматическом режиме.

4. При возвращении буксир гасит своими двигателями избыток скорости и выводит весь комплекс на НОО, откуда Dragon возвращается на Землю, с минимальными перегрузками при посадке.

Преимущество этой схемы в том, что буксир остаётся на НОО Земли и может быть заправлен всего двумя многоразовыми танкерами (по сто тонн топлива каждый) для последующих полётов к Луне. "Теряется" здесь только посадочная ступень Dragon, которая остаётся на поверхности Луны и может быть использована как автоматическая исследовательская станция, ретранслятор, лунный мини-сервер и в других вариантах.

Возможностей буксира хватит, чтобы в беспилотном режиме за один раз доставлять на Луну полностью подготовленную лунную базу с посадочной ступенью общим весом (с топливом для посадки) на НОО Луны в 30-40 тонн. Ведь обратно с лунной НОО до НОО Земли буксир повезёт лишь самого себя. На первом этапе лунной программы, конечно.

Конфигурация без посадки – только для облёта Луны

Так же нетрудно представить эскиз Старшипа, состоящего из двух двигательных блоков - первый блок выводит на НОО (низкую опорную орбиту) Земли полностью заправленный космический буксир, он же второй двигательный блок. В этой схеме есть свободное место под головным обтекателем, куда можно поставить (через адаптер) самую обычную возвращаемую капсулу Dragon 2 и получить "такси" для покатушек до/вокруг Луны - без посадки на поверхность - с возвращением на НОО Земли и нормальной, с низкими перегрузками, посадкой.

Примерный расчёт показывает, что сборка буксир + Dragon может быть поднята на орбиту одним запуском Старшипа грузоподъёмностью 150 тонн на НОО Земли.

Буксир (двигатели на CH4/O2) + лунный Dragon (выход на НОО Луны БЕЗ посадки) посадка на Землю с НОО на 1 косм скорости - ед. изм. - Земля - > Луна - Луна - > Земля

масса начальная - кг - 145 628,80 - 50 521,26

масса конечная, в т.ч.* - кг - 50 521,26 - 22 400,00

*сухая масса возвращаемой капсулы Dragon - кг - 7 400,00 - n/a

*сухая масса возвращаемой капсулы Dragon - кг - n/a - 7 400,00

*сухая масса буксира - кг - 15 000,00 - 15 000,00

*масса топлива буксира маршрут Луна - Земля - кг - 28 121,26 - n/a

удельный импульс - м/с - 3 750,00 - 3 750,00

сумма дельта V на маршруте - м/с - 3 850,00 - 2 945,00

скорость формула Циолковского - м/с - 3 970,00 - 3 050,00

расчёт топлива (отдельно по маршрутам) п1-п2 - кг - 95 107,54 - 28 121,26

масса возвращаемой капсулы Dragon + сухая масса буксира - кг - 22 400,00

Суммарная масса криогенного топлива CH4/O2 при старте с НОО Земли - кг - 123 228,80

Общий вес 145,6 тонн, в лимит 150 тонн укладывается с небольшим запасом. Фактически получается трёхступенчатая ракета, где третья ступень "космический буксир" НЕ теряется после выполнения миссии, а после облёта Луны и возвращения остаётся на НОО Земли ждать заправки для следующего рейса.

Вес буксира в этом расчёте принят 15 тонн, вместо десяти в предыдущей статье. Весовое совершенство сразу не достигается. Dragon 2 для облёта Луны можно использовать самый обычный, в версии для полёта к МКС. Автономность 7 суток вполне достаточна для полёта к Луне - трое суток туда, трое обратно и сутки на окололунной орбите.

Можно катать к Луне богатеньких туристов за большие деньги, используя то, что УЖЕ доказало свою работоспособность.

Часть II. Двигателибудущего: от ядерных импульсов до квантовых сил

Глава6 Ядерные двигатели: от Зевса к аммиачному буксиру

Химические двигатели, при всей их отработанности, упираются в беспощадный предел формулы Циолковского. Чтобы выйти за порог околоземной орбиты и начать осваивать Солнечную систему всерьёз, нужна энергия на порядки выше, чем они могут дать. В этой части рассмотрим то, что уже было сделано в истории космонавтики и то, что пока не выходит за пределы лабораторий.

Исторический экскурс

РД-0410 (Индекс ГРАУ — 11Б91, известен также как «Иргит» и «ИР-100») — первый и единственный советский ядерный ракетный двигатель (ЯРД). Был разработан в конструкторском бюро «Химавтоматика», Воронеж. Реактор прошёл значительную серию испытаний, но ни разу не испытывался на полную длительность работы. Внереакторные узлы были отработаны полностью. Из-за отказа СССР от полётов космонавтов к Луне и другим плантам Солнечной системы в 1970-е работы по РД-0410 бфли остановлены.

NERVA (англ. Nuclear Engine for Rocket Vehicle Application) — совместная программа Комиссии по атомной энергии США и НАСА по созданию ядерного ракетного двигателя (ЯРД), продолжавшаяся до 1972 года. NERVA продемонстрировал, что ЯРД вполне работоспособен и подходит для исследования космоса, и в конце 1968 года SNPO подтвердил, что новейшая модификация NERVA, NRX/XE, отвечает требованиям для пилотируемого полета на Марс. Хотя двигатели NERVA были построены и испытаны в максимально возможной степени и считались готовыми к установке на космический аппарат, большая часть американской космической программы была отменена администрацией президента Никсона.

Настоящее и будущее ЯРД

Фактически, единственным, чем может пока (это важно) гордится Роскосмос - это работы по проекту "Зевс". Поскольку создать аналоги "Вояджеров" и марсоходов отечественная промышленность пока не в состоянии, то Роскосмос занимается тем, чем у него компетенций на порядки (это не шутка) больше, чем у всех остальных космических агентств и фирм Земли, вместе взятых.

Роскосмос старается перевести межорбитальные полёты с химических на ионные/плазменные двигатели

Что в теории обещает огромные по сегодняшним меркам скорости космических аппаратов, порядка 100 километров в секунду и более, получаемые не за счёт гравитационных манёвров, а исключительно работой маршевых двигателей. На таких скоростях становится доступной для исследований пилотируемыми кораблями вся внутренняя часть Солнечной системы - от Меркурия до Главного пояса астероидов включительно.

Главной проблемой, до сих пор не дающей перейти на сверхэкономичную ионную/плазменную тягу в открытом космосе (с Земли выходить в космос всё так же придётся на химических ЖРД) является получение хотя бы десятков /сотен киловатт электрической мощности на борту космического корабля.

Самые распространённые и мощные электрогенераторы вращения, придуманные человечеством, преобразовывают энергию перегретого пара в электрическую энергию сотнями мегаватт, но являются частью тепловой машины. Вследствие чего подчиняются жестокими законам термодинамики, работают на уровне электромагнитного взаимодействия (до нейтринного охлаждения очень далеко) и, что для условий космоса самое неприятное, для работы требуют холодильник. Вот здесь возвращаемся к проект Роскосмоса "Зевс", где нет турбогенератора, а есть всего лишь РИТЭГ, но от этого "Зевс" не перестал быть тепловой машиной.

Межорбитальный буксир "Зевс" на 90% конструктива представляет собой холодильник, сбрасывающий тепло посредством инфракрасного излучения через множество панелей, где циркулирует хладагент. Столь развитая система охлаждения необходимо для создания перепада температур, без которого термоэлетрический генератор работать не будет.

К сожалению, КПД существующих термоэлектрических генераторов не превышает 6%, поэтому, кроме поддержания перепада температур на термопарах, система охлаждения должна сбрасывать "излишнее" тепло в космос, а это более 90% всего того, что выделяется при распаде радиоизотопного топлива. Именно поэтому ЭБ (энергоблок) на рисунках выше такой маленький по сравнению со всей остальной конструкцией.