RU2614466C2

RU2614466C2 - Space transport system control method

Info

Publication number: RU2614466C2
Application number: RU2015129843A
Authority: RU
Inventors: Рафаил Фарвазович Муртазин; Юрий Николаевич Макушенко; Игорь Сергеевич Радугин
Original assignee: Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева"
Priority date: 2015-07-20
Filing date: 2015-07-20
Publication date: 2017-03-28
Also published as: RU2015129843A

Abstract

FIELD: aviation.

SUBSTANCE: invention relates to the operational management of the transport spacecraft (TSC) serving the flights between the orbital space station (OSS) positioned near the planet with atmosphere and the base station positioned on the moon, for example. After putting module with boosters into support orbit by the launch vehicle, TSC is undocked from OSS and docked with this module. Impulses for the flight to base station orbit are applied to the cluster of TSC and module. Then, TSC lands on the surface of a stellar body in the area of the base station and takes off with launch ascent upon completion of the stay program there, for example, on lunar orbit or in return trajectory to the planet with atmosphere. Wherein TSC enters an elliptical orbit with a given position of its plane due to aerodynamic deceleration and gravitational slingshot. In a series of atmosphere passages SC speed is reduced to a circular on orbit where TSC is docked with OSS.

EFFECT: reusability and efficiency of the transport system, for example, between the near-Earth and lunar stations.

4 dwg

Description

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при организации перелетов транспортного космического корабля (ТКК) между орбитальной станцией (ОС), находящейся на орбите планеты с атмосферой, например МКС и базовой станцией (БС), расположенной на поверхности другого небесного тела, например на Луне.The proposed control method can be used in space technology when organizing transport spacecraft (TCC) flights between an orbital station (OS) located in the orbit of a planet with the atmosphere, for example, the ISS and a base station (BS) located on the surface of another celestial body, for example, The moon.

Известен способ управления транспортной космической системой, выбранный в качестве аналога, включающий приложение к транспортному космическому кораблю после его отстыковки от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой H_OC вокруг планеты с атмосферой, заданных импульсов для его перелета в заданную точку космического пространства и последующего обратного перелета к орбитальной станции. Такой способ управления был использован в 1986 году во время перелетов КК «Союз-Т15» между ОС «Мир» и ОС «Салют-7» [1. В.Е. Гудилин, Л.И. Слабкий. «Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы)», Москва, 1996].A known method of controlling a transport space system, selected as an analogue, including applying to a transport spacecraft after undocking it from an orbital station located in a circular orbit of height H _OC around a planet with the atmosphere, the given pulses for its flight to a given point in outer space and the subsequent return flight to the orbital station. This control method was used in 1986 during the flights of the Soyuz-T15 spacecraft between the Mir OS and the Salyut-7 OS [1. V.E. Goodilin, L.I. Weak "Rocket and space systems (History. Development. Prospects)", Moscow, 1996].

Недостатком этого способа является то, что из-за ограниченных энергетических возможностей КК перелет был возможен только при условии нахождения обеих ОС на близких по высоте орбитах.The disadvantage of this method is that, due to the limited energy capabilities of the spacecraft, the flight was possible only if both operating systems were in close orbits with a height.

Известен способ управления транспортной космической системой, выбранный в качестве прототипа, включающий приложение к транспортному космическому кораблю, находящемуся на орбите планеты с атмосферой, импульса для его перелета на орбиту другого небесного тела, импульса схода с этой орбиты для последующей посадки на поверхность небесного тела, приложение управляемого воздействия при взлете с поверхности небесного тела и приложение отлетного импульса для обратного перелета к планете с атмосферой [2. В.И. Левантовский. «Механика космического полета в элементарном изложении», М, Наука, 1980]. В качестве ТКК рассматривался космический корабль «Аполлон-11», выводимый на опорную орбиту с помощью РН «Сатурн-5» и состоящий из трех отсеков: командный отсек (КО), служебный отсек (СО) и лунный отсек (ЛО). В свою очередь, лунный отсек состоял из посадочной ступени (ПС) и взлетной ступени (ВС). Вместе с КК «Аполлон-11» в полезную нагрузку РН «Сатурн-5» входил разгонный блок (Б) «Сатурн-4Б». После выведения ТКК с помощью РБ выполняет отлетный импульс для перелета к Луне. После перехода на окололунную орбиту ЛО отстыковывается от ТКК и, используя двигательную установку (ДУ) ПС, совершает сход с орбиты и посадку на поверхность Луны. ТКК продолжает оставаться на окололунной орбите. По завершению программы нахождения на Луне ВС, используя собственную ДУ, стартует с Луны, оставляя ПС на поверхности Луны. ВС выводится на окололунную орбиту для сближения и стыковки с ТКК. После стыковки на окололунной орбите экипаж ВС переходит в ТКК, а ВС отделяется. Затем ТКК выполняет отлетный импульс для перелета к Земле с последующим входом в атмосферу и посадкой в заданном районе.A known method of controlling a transport space system, selected as a prototype, including applying to a transport spacecraft in orbit of a planet with the atmosphere, an impulse for its flight into the orbit of another celestial body, an impulse to descend from this orbit for subsequent landing on the surface of a celestial body, application controlled impact during take-off from the surface of a celestial body and the application of a take-off impulse for a return flight to a planet with the atmosphere [2. IN AND. Levantovsky. "The mechanics of space flight in an elementary exposition", M, Science, 1980]. The spacecraft Apollo 11, which was launched into the reference orbit using the Saturn-5 rocket and consisting of three compartments: the command compartment (KO), the service compartment (SO), and the lunar compartment (LO), was considered as a TCC. In turn, the lunar compartment consisted of a landing stage (PS) and a take-off stage (BC). Together with the spacecraft Apollo-11, the payload of the Saturn-5 LV included the Saturn-4B upper stage block (B). After the removal of the TCC with the help of RB, it performs a take-off impulse for the flight to the Moon. After the transition to the lunar orbit, the spacecraft is undocked from the TK and, using the propulsion system (PS) of the PS, it leaves the orbit and lands on the surface of the moon. TKK continues to remain in a lunar orbit. Upon completion of the program of being on the moon, the aircraft, using its own remote control, starts from the moon, leaving the PS on the surface of the moon. The aircraft is placed in a lunar orbit to approach and dock with the TKK. After docking in a lunar orbit, the aircraft crew transfers to the TKK, and the aircraft is separated. Then the TCC performs a take-off impulse for a flight to Earth with subsequent entry into the atmosphere and landing in a given area.

Основными недостатками такого способа управления является то, что для его реализации требуется сверхтяжелая РН грузоподъемностью 136 тонн [2] и все элементы этой транспортной системы используются однократно.The main disadvantages of this control method is that its implementation requires an extra-heavy launch vehicle with a carrying capacity of 136 tons [2] and all elements of this transport system are used once.

Техническим результатом изобретения является возможность посадки ТКК на поверхность другого небесного тела с последующим его возвращением к Земле для повторного использования.The technical result of the invention is the possibility of landing TKK on the surface of another celestial body with its subsequent return to Earth for reuse.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления транспортной космической системой, включающем приложение к транспортному космическому кораблю, находящемуся на орбите планеты с атмосферой, импульса для его перелета на орбиту другого небесного тела, импульса схода с этой орбиты для последующей посадки на поверхность небесного тела, приложение управляемого воздействия при взлете с поверхности небесного тела и приложение отлетного импульса для обратного перелета к планете с атмосферой, в отличие от известного перед приложением импульса для перелета на орбиту другого небесного тела производят отстыковку транспортного космического корабля от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой H_OC, и прикладывают к нему импульсы для последующей стыковки с модулем разгонных блоков, а азимут стрельбы при приложении управляющего воздействия при взлете с поверхности небесного тела определяют исходя из условий выведения транспортного космического корабля на орбиту, с которой возможно выполнение обратного перелета к планете с атмосферой непосредственно за взлетом путем приложения к транспортному космическому кораблю отлетного импульса, величину которого определяют с учетом прохождения транспортного космического корабля на заданном расстоянии от планеты с выходом на эллиптическую орбиту, после чего выполняют изменения параметров орбиты транспортного космического корабля в процессе его последовательных прохождений на заданном расстоянии от планеты путем приложения корректирующего импульса V_кор при каждом прохождении апогея орбиты вплоть до выполнения условия H_α=H_OC, где H_α - высота апогея орбиты транспортного космического корабля, после чего в апогее орбиты к транспортному космическому кораблю прикладывают импульс перехода V_пер на круговую орбиту H_OC для его последующей стыковки с орбитальной станцией.The technical result is achieved due to the fact that in the method for controlling a transport space system, which includes applying to a transport spacecraft in orbit of a planet with the atmosphere, an impulse for its flight into the orbit of another celestial body, an impulse to descend from this orbit for subsequent landing on the surface of the celestial body , the application of controlled action during take-off from the surface of a celestial body and the application of a take-off impulse for a return flight to a planet with the atmosphere, in contrast to the well-known Before applying the impulse to fly into the orbit of another celestial body, the transport spacecraft is undocked from the orbital station located in a circular orbit of height H _OC , and pulses are applied to it for subsequent docking with the booster module, and the azimuth of firing when the control action is applied during take-off the surface of a celestial body is determined based on the conditions of launching a transport spacecraft into orbit, from which it is possible to perform a return flight to a planet with the atmosphere immediately after take-off by applying a take-off pulse to the transport spacecraft, the value of which is determined taking into account the passage of the transport spacecraft at a given distance from the planet with access to an elliptical orbit, after which changes are made to the parameters of the orbit of the transport spacecraft during its successive passage at a predetermined distance from of the planet by applying a correcting impulse V _cor for each passage of the apogee of the orbit until the condition H _α = H _OC , where H _α is the altitude of the orbit of the transport spacecraft, after which, at the apogee of the orbit, the momentum of transfer of V _per to the circular orbit of H _{OC is} applied to the transport spacecraft for its subsequent docking with the orbital station.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере ОС, находящейся на околоземной орбите. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что отдельной ракетой-носителем (РН) на околоземную орбиту выводится модуль с разгонными блоками (РБ), способными выполнить импульсы перевода полезной нагрузки в заданную точку космического пространства, например на орбиту Луны. ТКК, находящийся в составе околоземной ОС, расстыковывается с ОС, а затем сближается и стыкуется с модулем с РБ, образовывая связку. Используя энергетические возможности модуля с РБ, к связке прикладывается отлетный импульс для ее перевода на траекторию перелета на орбиту Луны. РБ, по мере выработки в них топлива, отделяются от образованной связки. После достижения орбиты Луны ТКК выполняет импульс схода с орбиты и осуществляет посадку на поверхность Луны.We will consider the proposed method using an example of an OS located in near-Earth orbit. The technical result in the proposed control method is achieved due to the fact that with a separate launch vehicle (LV), a module with booster blocks (RB) capable of executing impulses of transferring the payload to a given point in outer space, for example, to the orbit of the Moon, is brought into low Earth orbit. The TKK, which is part of the near-Earth OS, is undocked from the OS, and then draws closer and interfaces with the module with the RB, forming a bunch. Using the energy capabilities of the module with RB, a take-off impulse is applied to the bundle to transfer it to the trajectory of the flight into the orbit of the Moon. RB, as fuel is developed in them, is separated from the formed ligament. After reaching the orbit of the moon, the TCC performs an impulse to descend from orbit and lands on the surface of the moon.

После взлета ТКК не требуется промежуточной стыковки на окололунной орбите, и поэтому отлетный импульс для обратного перелета может быть выполнен сразу вслед за выведением. Таким образом, взлет ТКК с поверхности Луны осуществляется с азимутом стрельбы, определяемом с учетом текущего взаимного положения Луны и Земли по схеме, использованной при полете автоматической станции «Луна-16» [3. В. Алексеев, Л. Лебедев «За лунным камнем», М, Машиностроение, 1972]. При этом обратный перелет осуществляется по оптимальной плоской траектории, т.е. отлетный импульс является трансверсальным.After the TCC take-off, no intermediate docking in the lunar orbit is required, and therefore the take-off pulse for the return flight can be performed immediately after the launch. Thus, the TCC take-off from the lunar surface is carried out with the azimuth of firing, determined taking into account the current relative position of the moon and the Earth according to the scheme used during the flight of the automatic station "Luna-16" [3. V. Alekseev, L. Lebedev "Behind the Moonstone", M, Mechanical Engineering, 1972]. In this case, the return flight is carried out along an optimal flat path, i.e. the take-off impulse is transverse.

При обратном перелете ТКК в отличие от прототипа решается задача возвращения на околоземную ОС. У Земли скорость ТКК соответствует 2-й космической скорости, т.е. около 11.2 км/сек, что на 3.2 км/сек превышает круговую скорость на околоземной орбите. Выполнение у Земли тормозного импульса такой величины потребует дополнительного запаса топлива в ТКК, что существенно снизит эффективность транспортной системы. Отказаться от этого тормозного импульса можно за счет торможения ТКК в атмосфере Земли. Используя последовательные прохождения ТКК в атмосфере, можно постепенно снизить его скорость до орбитальной скорости ОС. Таким образом, приложение отлетного импульса к ТКК осуществляется не только для обратного перелета к Земле, но и для прохождения ТКК на заданном расстоянии от Земли с последующим выходом на вытянутую эллиптическую орбиту за счет аэродинамического торможения. При этом при первом пролете в атмосфере за счет гравитационного маневра регулируется положение плоскости орбиты ТКК для обеспечения оптимальных условий при последующем сближении и стыковке с ОС.During the return flight of the TCC, in contrast to the prototype, the problem of returning to the near-Earth OS is solved. At Earth, the speed of the TSC corresponds to the 2nd cosmic velocity, i.e. about 11.2 km / s, which is 3.2 km / s higher than the circular velocity in Earth orbit. Fulfillment of a braking pulse of such magnitude at the Earth will require an additional fuel supply in the fuel and energy complex, which will significantly reduce the efficiency of the transport system. It is possible to refuse this inhibitory impulse due to the deceleration of the TCC in the Earth's atmosphere. Using the successive passage of the TCC in the atmosphere, it is possible to gradually reduce its speed to the orbital velocity of the OS. Thus, the application of the take-off impulse to the TSC is carried out not only for the return flight to the Earth, but also for the passage of the TSC at a given distance from the Earth with the subsequent exit into an elongated elliptical orbit due to aerodynamic drag. At the same time, during the first flight in the atmosphere, due to the gravitational maneuver, the position of the TSC orbit plane is regulated to ensure optimal conditions during the subsequent approach and docking with the OS.

В апогее образованной эллиптической орбиты H_α выполняется корректирующий импульс V_кор, регулирующий высоту перигея орбиты для необходимого снижения орбитальной скорости при очередном прохождении атмосферы Земли. Предполагается, что в зависимости от возможностей теплозащитного покрытия (ТЗП) ТКК высота перигея орбиты ТКК составит 80-90 км. Описанная последовательность прохождений с выполнением корректирующего импульса в апогее орбиты выполняется до тех пор, пока после очередного прохождения атмосферы Земли высота апогея орбиты не достигнет высоты орбиты ОС, т.е. H_α=H_OC. После этого в апогее орбиты выполняется импульс V_пер, обеспечивающий подъем перигея орбиты до высоты H_OC, т.е. ТКК переходит на орбиту ОС.At the apogee of the formed elliptical orbit H _α , a corrective impulse V _cor is performed, which regulates the height of the perigee of the orbit for the necessary decrease in the orbital velocity during the next passage of the Earth’s atmosphere. It is assumed that, depending on the capabilities of the thermal protection cover (TZP) of the TSC, the perigee height of the TSC orbit will be 80-90 km. The described sequence of passes with the execution of the correcting pulse at the apogee of the orbit is performed until after the next passage of the Earth’s atmosphere the height of the apogee of the orbit reaches the height of the orbit of the OS, i.e. H _α = H _OC . After that, at the apogee of the orbit, the impulse V _per is performed, which ensures the rise of the perigee of the orbit to a height of H _OC , i.e. TKK goes into OS orbit.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1÷4, где:The invention is illustrated in FIG. 1 ÷ 4, where:

на фиг. 1 показана схема полета аналога - перелета между двумя ОС,in FIG. 1 shows a flight diagram of an analog - a flight between two operating systems,

на фиг. 2 приведена схема полета прототипа - ТКК «Апполон-11»,in FIG. 2 shows the flight diagram of the prototype - TKK "Apolon-11",

на фиг. 3 поясняется схема полета предлагаемой транспортной системы,in FIG. 3 illustrates the flight scheme of the proposed transport system,

на фиг. 4 представлена схема с последовательными прохождениями в атмосфере Земли и последующим выходом на орбиту ОС.in FIG. Figure 4 shows a diagram with successive passes in the Earth’s atmosphere and the subsequent orbit of the OS.

На этих фиг. отмечены следующие позиции:In these FIGS. The following items are marked:

1 – ОС, на которой базируется ТКК, 2 - ТКК, 3 - вторая ОС, на которую совершает перелет ТКК, 4 - РН, 5 - взлетная ступень ТКК, 6 - посадочная ступень ТКК, 7 - разгонный блок, 8 - разгонный блок РБ₁, 9 - разгонный блок РБ₂, 10 - торможения в атмосфере Земли, 11 - атмосфера Земли, 12 - корректирующий импульс V_кор, 13 - импульс перехода на орбиту ОС V_пер.1 - OS on which TKK is based, 2 - TKK, 3 - second OS on which TKK flies, 4 - LV, 5 - TKK take-off stage, 6 - TKK landing stage, 7 - upper stage, 8 - RB upper stage ₁ , 9 - accelerating block RB ₂ , 10 - braking in the Earth’s atmosphere, 11 - Earth’s atmosphere, 12 - corrective impulse V _cor , 13 - impulse of transition to the orbit of the OS V _per .

На фиг. 1 представлена схема перелетов между двумя ОС, находящимися на близкой околоземной орбите.In FIG. Figure 1 shows the flight pattern between two operating systems located in close near-Earth orbit.

От первой ОС (1) расстыковывается ТКК (2) и переходит на более низкую орбиту для перелета ко второй ОС (3). При обратном перелете ТКК к первой ОС переходит на более высокую орбиту.The TSC (2) is undocked from the first OS (1) and transfers to a lower orbit for the flight to the second OS (3). When the TKK returns to the first OS, it switches to a higher orbit.

На фиг. 2 показана схема полета ТКК «Апполон-11».In FIG. 2 shows the flight scheme of the TKK "Apolon-11".

Вначале РН «Сатурн-5» (4) выводит на опорную орбиту связку, состоящую из ТКК (2), лунного отсека (ЛО), включающего ВС (5) и ПС (6), и разгонного блока РБ (7). Затем с помощью РБ обеспечивается перелет связки на окололунную орбиту. По достижении окололунной орбиты от ТКК отделяется ЛО, который с помощью двигательной установки ПС осуществляет посадку на поверхность Луны. По завершении программы нахождения на Луне ВС выполняет взлет с поверхности Луны, оставляя ПС на поверхности Луны, и выполняет промежуточную стыковку с находящемся на окололунной орбите ТКК для доставки на него экипажа ВС. Затем ВС отделяется, а ТКК выполняет отлетный импульс для возвращения на Землю.Initially, the Saturn-5 launch vehicle (4) launches a ligament consisting of TKK (2), the lunar compartment (LO), which includes the aircraft (5) and PS (6), and the upper stage of the RB (7). Then, using the RB, the ligament is transferred to the lunar orbit. Upon reaching the lunar orbit, the spacecraft is separated from the TK, which, using the PS propulsion system, lands on the lunar surface. Upon completion of the program of being on the moon, the aircraft takes off from the lunar surface, leaving the PS on the lunar surface, and performs an intermediate docking with the spacecraft station located in the near-moon orbit to deliver the crew to it. Then the aircraft is separated, and the TKK performs a take-off impulse to return to Earth.

На фиг. 3 представлена схема предлагаемой транспортной космической системы.In FIG. 3 presents a diagram of the proposed transport space system.

Вначале с помощью РН (4) на опорную орбиту выводится модуль с разгонными блоками PB₁ (8) и РБ₂ (9). Затем от ОС (1) отстыковывается ТКК (2) и стыкуется с модулем с РБ. После чего образованная связка с помощью PB₁ выполняет отлетный импульс для перевода на траекторию полета к Луне. По мере выработки топлива разгонные блоки отделяются от связки. После перехода на заданную окололунную орбиту ТКК (2) выполняет сход с нее и осуществляет посадку в заданный район поверхности Луны. По завершении программы высадки ТКК взлетает с Луны, оставляя посадочную ступень (6) и переходит на окололунную орбиту, с которой после приложения отлетного импульса осуществляется обратный перелет по оптимальной плоской траектории. После нескольких торможений в атмосфере Земли (10) ТКК переходит на орбиту околоземной ОС и стыкуется с ней.First, with the help of the launch vehicle (4), a module with booster blocks PB ₁ (8) and RB ₂ (9) is launched into the reference orbit. Then, from the OS (1), the TKK (2) is undocked and docked with the module with RB. After that, the formed ligament using PB ₁ performs a take-off impulse for transferring to the flight path to the moon. As the fuel runs out, the booster blocks are separated from the bundle. After the transition to a given near-moon orbit, the TCC (2) descends from it and lands in a given region of the lunar surface. At the end of the landing program, the TCC takes off from the Moon, leaving the landing stage (6) and transfers to the near-moon orbit, from which, after the application of the take-off impulse, the flight returns along an optimal plane trajectory. After several decelerations in the Earth’s atmosphere (10), the TK enters the orbit of the near-Earth OS and joins it.

На фиг. 4 представлена схема перехода ТКК на орбиту околоземной орбитальной станции.In FIG. 4 shows the scheme of the TCC transition to the orbit of a near-Earth orbital station.

ТКК входит в атмосферу Земли со 2-й космической скоростью. После первого торможения ТКК в атмосфере он переходит на эллиптическую орбиту, и в апогее этой орбиты выполняется корректирующий импульс V_кор(11) для регулирования последующей высоты прохождения ТКК в атмосфере Земли. Последовательные прохождения атмосферы с последующим выполнением корректирующих импульсов V_кор проводится до тех пор, пока очередной апогей орбиты не достигнет высоты орбиты орбитальной станции Н_ОС. После чего в апогее орбиты выполняется импульс V_пер (12) для окончательного перевода ТКК на орбиту околоземной ОС с последующей с ней стыковкой.TKK enters the Earth’s atmosphere with the 2nd space velocity. After the first deceleration of the TCC in the atmosphere, it passes into an elliptical orbit, and at the apogee of this orbit, a correcting impulse V _cor (11) is performed to regulate the subsequent passage height of the TCC in the Earth’s atmosphere. Successive passage of the atmosphere with subsequent execution of correcting pulses of V _{core is} carried out until the next apogee of the orbit reaches the orbit height of the orbital station N _OS . Then, at the apogee of the orbit, the impulse V _per (12) is performed for the final transfer of the TCC to the orbit of the near-Earth OS with subsequent docking with it.

Эффективность предлагаемого способа управления транспортной системой показана по сравнению с реализованной транспортной системой при проведении лунных миссий ТКК «Аполлон» в 60-70-х годах прошлого столетия.The effectiveness of the proposed method of controlling the transport system is shown in comparison with the implemented transport system during the lunar missions of the TKK Apollo in the 60-70s of the last century.

Итак, для реализации этого способа использовалась РН «Сатурн-5» грузоподъемностью 136 тонн. При этом масса ТКК на момент его прилета к Луне составляла около 50 тонн, из которых полная масса ЛО составляла ~15 т, а масса ПС и ВС около 10 и 4 т соответственно. Масса ВС в 4 т позволяла иметь сухую массу ВС в 2180 кг с общим полезным объемом 6.7 м³ и свободным объемом для двух космонавтов ~4.5 м³, общий объем КО, на котором весь экипаж, состоящий из 3-х человек, возвращался на Землю, составлял ~6 м³ [2].So, to implement this method, the Saturn-5 LV with a carrying capacity of 136 tons was used. At the same time, the mass of the TCC at the time of its arrival to the Moon was about 50 tons, of which the total mass of the LO was ~ 15 tons, and the mass of the SS and aircraft was about 10 and 4 tons, respectively. A mass of 4 tons made it possible to have a dry weight of 2180 kg with a total useful volume of 6.7 m ³ and a free volume for two astronauts of ~ 4.5 m ³ , the total volume of spacecraft, on which the entire crew of 3 people returned to Earth , was ~ 6 m ³ [2].

В предлагаемой транспортной системе необходимо иметь околоземную орбитальную станцию - МКС. Экипаж доставляется на околоземную ОС и обратно на Землю на кораблях «Союз-ТМА», выводимых с помощью РН «Союз-ФГ». Для реализации предлагаемой транспортной системы также необходима тяжелая РН. Оценим ее грузоподъемность исходя их следующих исходных данных. Пусть космическая транспортная система выполняет маршрут ОС - БС - ОС (см. фиг. 3). Потребная характеристическая скорость на выполнение этого маршрута: V_Σ=V₁+V₂+V₃+V_взл+V_отл+V_сбл+V_пер=8900 м/сек, где V₁ - отлетный импульс к Луне (3230 м/сек), V₂ - тормозный импульс у Луны (950 м/сек), V₃ - импульс схода с орбиты Луны (1900 м/сек), V_взл - взлетный импульс с Луны (1700 м/сек) и V_отл - отлетный импульс от Луны (900 м/сек) [4. «Основы теории полета космических аппаратов» под ред. Г.С. Нариманова, Машиностроение, Москва, 1972], V_пер - импульс перехода на орбиту околоземной станции после аэродинамического торможения в атмосфере Земли (100 м/сек), V_сбл - суммарный импульс для сближения ТКК с модулем разгонных блоков (120 м/сек). Предполагается, что V₁ - отлетный импульс к Луне выполняет кислородно-водородный РБ₁ с удельным импульсом Р_уд=470 сек, V₂ - разгонный блок РБ₂ с Р_уд=375 сек, V₃ - посадочная ступень с Р_уд=330 сек, a V_отл, V_пер и V_сбл - ДУ ТКК с Р_уд=330 сек. Если принять параметры ТКК: М_сух=6.2 т, М_топл=9.4 т и М_полн=15.6 т, то с учетом конструктивного совершенства М_сух/М_топл ~ 1/6 массовые характеристики PB₁ и РБ₂ составят:In the proposed transport system, it is necessary to have a near-Earth orbital station - ISS. The crew is delivered to the near-Earth OS and back to Earth on Soyuz-TMA spacecraft launched by Soyuz-FG LV. For the implementation of the proposed transport system also requires a heavy launch vehicle. We estimate its carrying capacity based on their following initial data. Let the space transport system perform the route OS - BS - OS (see Fig. 3). The required characteristic speed for the implementation of this route: V _Σ = V ₁ + V ₂ + V ₃ + V _take-off + V _ex + V _set + V _per = 8900 m / s, where V ₁ - take-off impulse to the Moon (3230 m / s ), V ₂ - brake pulse Luna (950 m / sec), V ₃ - pulse descent from the moon's orbit (1900 m / sec), V _vzl - takeoff pulse with Moon (1700 m / sec) and V _ex - into fly-away pulse from the moon (900 m / s) [4. "Fundamentals of the theory of spacecraft flight", ed. G.S. Narimanova, Mashinostroenie, Moscow, 1972], V _per is the momentum of the transition to the orbit of the near-Earth station after aerodynamic deceleration in the Earth’s atmosphere (100 m / s), V _sb is the total momentum for approaching the TCC with the module of upper stages (120 m / s). It is assumed that V ₁ - the take-off impulse to the Moon is performed by oxygen-hydrogen RB ₁ with a specific impulse Р _beats = 470 sec, V ₂ - the accelerating block RB ₂ with Р _beats = 375 sec, V ₃ - the landing stage with Р _beats = 330 sec , a V _exc , V _lane and V _sbl - TKK remote control with R _beats = 330 sec. If we take the parameters of the TCC: M _dry = 6.2 t, M _fuel = 9.4 t and M _full = 15.6 t, then taking into account the structural perfection of M _dry / M _fuel ~ 1/6, the mass characteristics of PB ₁ and RB ₂ will be:

РБ₁-М_сух=8.5 т М_топл=55.3 т М_полн=63.8 т, РБ₂-М_сух=1.5 т М_топл=10.0 т М_полн=11.5 т, посадочная ступень - М_сух=2.9 т М_топл=14.4 т М_полн=17.3 т, а полная масса РН - 92.6 т.RB _1- M _dry = 8.5 t M _fuel = 55.3 t M _full = 63.8 t, RB _2- M _dry = 1.5 t M _fuel = 10.0 t M _full = 11.5 t, landing stage - M _dry = 2.9 t M _fuel = 14.4 t M _full = 17.3 t, and the total mass of the launch vehicle is 92.6 t.

С учетом того же показателя конструктивного совершенства, равного 1/6, сухая масса ТКК без учета ДУ и топливных баков составит 4.6 т, что более чем в 3 раза больше чем у взлетной ступени ЛО ТКК «Аполлон-11», при грузоподъемности РН более чем в полтора раза меньшей, чем у РН «Сатурн-5».Taking into account the same indicator of structural perfection equal to 1/6, the dry weight of the TKK, excluding the remote control and fuel tanks, will be 4.6 tons, which is more than 3 times more than the take-off stage of the LO TKK Apollon-11, with a payload of more than one and a half times less than that of the Saturn-5 launch vehicle.

Отметим, что по сравнению с ТКК «Апполон-11» не требуются средства системы посадки, составляющие, как правило, до 21% от массы спускаемого аппарата (СА) [5. Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкий С.В. «Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения», ж. Космическая техника и технология, 4 (7) 2014, с. 21-30]. После проведения перелета к БС и обратно к околоземной ОС, а также дозаправки топливом, доставляемым, например, с помощью грузовых кораблей «Прогресс-М», ТКК способен выполнить очередной перелет. Таким образом, в этой транспортной космической системе ТКК является полностью многоразовым элементом, что также может рассматриваться как преимущество по сравнению с одноразовым ТКК в программе «Аполлон-11».Note that in comparison with the TKK "Apolon-11" the means of the landing system are not required, which, as a rule, comprise up to 21% of the mass of the descent vehicle (SA) [5. Antonova N.P., Bryukhanov N.A., Cretky S.V. “Landing means of a new generation manned transport ship”, g. Space Engineering and Technology, 4 (7) 2014, p. 21-30]. After the flight to the BS and back to the near-Earth OS, as well as refueling, delivered, for example, by Progress-M cargo ships, TKK is able to perform the next flight. Thus, in this transport space system, the TAC is a fully reusable element, which can also be considered an advantage over the one-time TAC in the Apollo 11 program.

Ограничением любой транспортной космической системы является скважность проведения перелетов. В случае перелетов с окололунной станции (ЛОС) на Землю, а именно в качестве ЛОС необходимо рассматривать ТКК «Аполлон-11», находящийся на окололунной орбите во время высадки экипажа ВС на поверхность Луны, для оптимального решения задачи, соответствующего плоскому перелету, необходимо определенное положение между направлением Луна-Земля и плоскостью орбиты окололунной ОС. Расчеты показывают, что в случае использования ЛОС с наклонением орбиты i=90° скважность перелетов составляет 14 суток.A limitation of any transport space system is the duty cycle of flights. In the case of flights from a near-moon station (VOC) to the Earth, namely, as an VOC, it is necessary to consider the Apollo-11 spacecraft, located in a near-moon orbit during the landing of the aircraft crew on the lunar surface, for an optimal solution of the problem corresponding to a plane flight, a certain position between the Moon-Earth direction and the orbit plane of the near-moon OS. Calculations show that in the case of using VOCs with an orbital inclination of i = 90 °, the duty cycle of flights is 14 days.

В предлагаемой транспортной космической системе при прямом обратном перелете за счет выбора азимута стрельбы при взлете с поверхности Луны ТКК может выполнить экстренный оптимальный перелет на околоземную орбиту с заданным наклонением, которое обеспечивается гравитационным маневром у Земли, что является также преимуществом этой транспортной космической системы.In the proposed transport space system with a direct return flight, due to the choice of the azimuth of shooting when taking off from the Moon’s surface, the TCC can perform an emergency optimal flight to the Earth orbit with a given inclination, which is provided by the gravitational maneuver near the Earth, which is also an advantage of this transport space system.

Для возвращения на околоземную станцию потребуется ожидание оптимального времени взлета с поверхности Луны. Если бы плоскость орбиты станции в инерциальном пространстве не менялась, то в течение лунного месяца (27.2 суток) можно дважды, используя прилет к Земле либо со стороны Южного, либо Северного полушария, оказаться в заданной плоскости орбиты околоземной ОС [4]. Благодаря прецессии плоскости орбиты околоземной ОС с наклонением i=51.6° и высотой 400 км со скоростью около 5° в сутки [4] максимальное время ожидание оптимальных условий для стыковки с околоземной ОС дополнительно снижается до 10 суток.To return to the near-Earth station, it will be necessary to wait for the optimum take-off time from the lunar surface. If the station’s orbital plane in inertial space did not change, then during the lunar month (27.2 days) it is possible twice, using the approach to the Earth from either the Southern or Northern Hemisphere, to appear in the given orbital plane of the near-Earth OS [4]. Due to the precession of the orbit plane of the near-Earth OS with an inclination of i = 51.6 ° and a height of 400 km with a speed of about 5 ° per day [4], the maximum time to wait for optimal conditions for docking with the near-Earth OS is additionally reduced to 10 days.

В целом можно сделать вывод, что предлагаемый способ управления с размещением в составе околоземной ОС специального многоразового ТКК для посадки на поверхность другого небесного тела позволит создать транспортную космическую систему с существенно меньшими расходами на ее разработку, производство и отработку.In general, we can conclude that the proposed control method with the placement of a special reusable TCC for landing on the surface of another celestial body as a part of the near-Earth OS will allow creating a space transport system with significantly lower expenses for its development, production and testing.

Claims

A method of controlling a transport space system, including applying to a transport spacecraft in orbit of a planet with the atmosphere, an impulse for its flight into the orbit of another celestial body, an impulse to descend from this orbit for subsequent landing on the surface of a celestial body, application of a control action when taking off from the surface of a celestial body and the application of a take-off impulse for a return flight to a planet with the atmosphere, characterized in that before applying the impulse to fly to the orbit of another the celestial body detaches the transport spacecraft from the orbital station located in a circular orbit of height H _OS and applies pulses to it for subsequent docking with the booster module, and the firing azimuth upon application of the control action during take-off from the surface of the celestial body is determined based on the conditions of launch transport spacecraft into orbit, from which it is possible to perform a return flight to the planet with the atmosphere immediately after take-off by applying to the transport mu spacecraft into fly-away pulse, the magnitude of which is determined considering the passage of the transport spacecraft at a predetermined distance away from the planet in a yield on an elliptical orbit, after which operate changing parameters of the transport spacecraft orbit in the course of its successive passages at a predetermined distance from the planet by applying a correction pulse V _{the armature} during each passage apogee until the condition _α = H N _OS where N _α - apogee altitude orbit vehicle cosmic one ship, whereupon the apogee of the orbit for the spacecraft is applied a transfer pulse transition V _per a circular orbit H _OS for its subsequent docking with a space station.