RU2730700C1 - Device for delivery of tourists from near-moon orbit to surface of moon and subsequent return to ground - Google Patents
Device for delivery of tourists from near-moon orbit to surface of moon and subsequent return to ground Download PDFInfo
- Publication number
- RU2730700C1 RU2730700C1 RU2019137150A RU2019137150A RU2730700C1 RU 2730700 C1 RU2730700 C1 RU 2730700C1 RU 2019137150 A RU2019137150 A RU 2019137150A RU 2019137150 A RU2019137150 A RU 2019137150A RU 2730700 C1 RU2730700 C1 RU 2730700C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- docking
- compartment
- lunar
- module
- moon
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/14—Space shuttles
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Purses, Travelling Bags, Baskets, Or Suitcases (AREA)
Abstract
Description
Область техникиTechnology area
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетно-космических комплексов, обслуживающих индустрию космического туризма.The invention relates to the field of rocket and space technology and can find application in the creation of rocket and space complexes serving the space tourism industry.
Уровень техникиState of the art
Известна ракетно-космическая система (Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы. (История. Развитие. Перспективы). - М., 1996. - 326 с), разработанная в СССР для доставки космонавтов на Луну, состоящая из трехступенчатой ракеты-носителя (РН) Н1 (ступени А, Б, В), разгонного к Луне ракетного блока Г, доразгонного и тормозного для перехода на орбиту вокруг Луны и для спуска к Луне блока Д, лунного орбитального корабля (ЛОК) с ракетным блоком И и лунного корабля (ЛК) с ракетным блоком Е, предназначенного для посадки одного космонавта на поверхность Луны в составе ЛК с ракетным блоком Е и последующего взлета ЛК с ракетным блоком Е с поверхности Луны, стыковки ЛК с ЛОК для перехода космонавта в ЛОК, отстыковки ЛК и разгона ЛОК к Земле с помощью ракетного блока И, входа спускаемого аппарата ЛОК со второй космической скоростью в атмосферу Земли и посадки на Землю на парашютах. Недостатками данного технического решения являются высокая стоимость доставки одного космонавта на поверхность Луны в связи с применением одноразовых элементов системы, большие перегрузки, испытываемые космонавтами при возвратном движении в атмосфере Земли с гиперзвуковой скоростью и невозможность управления траекторией по дальности и боковой координате при полете в атмосфере.A well-known rocket-space system (Gudilin V.E., Slabkiy L.I. Rocket-space systems. (History. Development. Prospects). - M., 1996. - 326 p.), Developed in the USSR for the delivery of astronauts to the Moon, consisting of a three-stage carrier rocket (LV) H1 (stages A, B, C), a rocket unit G accelerating to the Moon, pre-accelerating and decelerating for transferring to an orbit around the Moon and for descent to the Moon of Unit D, a lunar orbital vehicle (LOK) with rocket block I and a lunar spacecraft (LSC) with a rocket block E, designed for landing one cosmonaut on the lunar surface as part of a spacecraft with a rocket block E and the subsequent takeoff of the spacecraft with a rocket block E from the surface of the Moon, docking of the spacecraft with the LOC for the cosmonaut's transfer to the LOC , detachment of the LK and acceleration of the LOC to the Earth with the help of the I rocket unit, the entry of the LOC descent vehicle with a second space velocity into the Earth's atmosphere and landing on the Earth by parachutes. The disadvantages of this technical solution are the high cost of delivering one cosmonaut to the lunar surface due to the use of disposable elements of the system, large overloads experienced by cosmonauts during their return motion in the Earth's atmosphere at hypersonic speed, and the impossibility of controlling the trajectory in terms of range and lateral coordinate when flying in the atmosphere.
Известна ракетно-космическая система (Александров В.А., Владимиров В.В., Дмитриев Р.Д. и др. Ракеты-носители. - М.: Воениздат, 1981. - 315 с), созданная в США, включающая трехступенчатую РН «Сатурн-5» с космическим аппаратом (КА) «Аполлон» и лунным модулем, обеспечившая 50 лет назад впервые в истории цивилизации переход с околоземной орбиты на окололунную орбиту с использованием третьей ступени РН, КА с тремя астронавтами на борту и лунного модуля. Посадочная ступень лунного модуля обеспечивала спуск двух астронавтов с окололунной орбиты на поверхность Луны, а взлетная ступень лунного модуля - взлет с поверхности Луны и стыковку с КА, находящимся на окололунной орбите. Служебный модуль КА обеспечивал выход на траекторию движения к Земле и движение по этой траектории, командный модуль КА обеспечивал вход в атмосферу Земли со второй космической скоростью, движение в атмосфере Земли и посадку на парашютах на морскую поверхность. Недостатками системы являются высокая стоимость доставки двух астронавтов на поверхность Луны в связи с применением одноразовых элементов системы, большие перегрузки, испытываемые астронавтами при возвратном движении в атмосфере Земли с гиперзвуковой скоростью и невозможность управления траекторией по дальности и боковой координате при полете в атмосфере.Known rocket and space system (Aleksandrov V.A., Vladimirov V.V., Dmitriev R.D. and others. Launch vehicles. - M .: Voenizdat, 1981. - 315 s), created in the USA, including a three-stage launch vehicle Saturn-5 with the Apollo spacecraft and lunar module, which ensured 50 years ago, for the first time in the history of civilization, the transition from near-earth orbit to lunar orbit using the third stage of the launch vehicle, a spacecraft with three astronauts on board and a lunar module. The landing stage of the lunar module provided the descent of two astronauts from a circumlunar orbit to the lunar surface, and the takeoff stage of the lunar module provided take-off from the lunar surface and docking with a spacecraft in circumlunar orbit. The spacecraft service module provided access to the trajectory of movement towards the Earth and movement along this trajectory, the command module of the spacecraft ensured entry into the Earth's atmosphere at a second cosmic speed, movement in the Earth's atmosphere and parachute landing on the sea surface. The disadvantages of the system are the high cost of delivering two astronauts to the lunar surface due to the use of disposable elements of the system, large overloads experienced by astronauts during the return motion in the Earth's atmosphere at hypersonic speed, and the impossibility of controlling the trajectory in terms of range and lateral coordinate when flying in the atmosphere.
В качестве аналога можно привести устройство для массовой доставки туристов в стратосферу, на суборбиту и на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю по заявке №2018138820/20(064518), содержащее орбитальный корабль (ОК), представляющий собой вторую ступень ракеты-носителя и выполняющий функцию массовой доставки туристов на околоземную орбиту, выполненный в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам которого установлены аэродинамические кили, оснащенный маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части корпуса, аэродинамическими рулями, используемыми при возвратном движении в атмосфере Земли для управления углами атаки и крена - кормовым щитком и элевонами, установленными в кормовой части днища, а также рулями направления, установленными на задних частях аэродинамических килей, выпускаемыми шасси для посадки «по-самолетному» на аэродром базирования, кабиной экипажа с фонарем кабины, системой управления, тепловой защитой передней части корпуса, днища, аэродинамических килей и рулей от внешних тепловых потоков при движении в плотных слоях атмосферы Земли с гиперзвуковой скоростью, снабженный необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа и туристов, рассчитанный на многоразовое применение, а все его двигатели - на многократное включение. Достоинством ОК, связанным с применением корпуса в форме диска большого диаметра, является больший, чем у самолета, коэффициент аэродинамического качества, меньший вес на единицу полезного груза, меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при прохождении плотных слоев атмосферы с гиперзвуковой скоростью, возможность управления траекторией по дальности и боковой координате, а также снижение стоимости полета на околоземную орбиту за счет многоразового применения элементов устройства. Недостатком устройства является невозможность доставки туристов с околоземной орбиты на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю в связи с израсходованием имеющегося на борту ОК запаса топлива на полет на околоземную орбиту и его наличием лишь в количестве, достаточным для выполнения операций по возвращению на Землю.As an analogue, one can bring a device for the mass delivery of tourists to the stratosphere, to the suborbit and to the orbit around the Earth and the subsequent return to Earth according to application No. 2018138820/20 (064518), containing an orbital vehicle (OC), which is the second stage of the launch vehicle and performing the function of mass delivery of tourists to a near-earth orbit, made in the form of a flattened in the transverse direction and tapered in the front part of a disk with a developed flat bottom and sloping towards the stern, on the sides of which aerodynamic keels are installed, equipped with sustainer and steering rocket engines installed in the stern hull, aerodynamic rudders used during the return movement in the Earth's atmosphere to control the angles of attack and roll - the aft shield and elevons installed in the aft part of the bottom, as well as rudders mounted on the rear parts of the aerodynamic keels, released by the landing gear for landing "in an airplane "At the airfield bazirova niya, a crew cabin with a canopy, a control system, thermal protection of the front of the hull, bottom, aerodynamic keels and rudders from external heat fluxes when moving in dense layers of the Earth's atmosphere at hypersonic speed, equipped with the necessary stock of working fluid, the necessary equipment, equipment and means life support for the crew and tourists, designed for reusable use, and all its engines - for multiple activation. The advantage of OC, associated with the use of a hull in the form of a disk of large diameter, is a higher aerodynamic quality coefficient than an aircraft, less weight per payload unit, lower overloads and lower external heat fluxes when passing through dense layers of the atmosphere at hypersonic speed, the ability to control the trajectory in range and lateral coordinate, as well as a reduction in the cost of a flight to a near-earth orbit due to the reusable use of device elements. The disadvantage of the device is the impossibility of delivering tourists from a near-earth orbit to the lunar surface with a subsequent return to Earth due to the use of the fuel supply on board the OC for a flight to a near-earth orbit and its availability only in an amount sufficient to perform operations to return to Earth.
Наиболее близким к изобретению по технической сущности и принимаемым в качестве прототипа является многоразовая космическая транспортная система для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю по заявке №2019133502, содержащая ОК, который для сближения и стыковки с орбитальной заправочной станцией (ОЗС) с целью заправки топливом ОК для полета с околоземной орбиты на окололунную орбиту и последующего возвращения на Землю дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями, установленными в носовой части корпуса, телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части корпуса, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания, стыковки и отстыковки от ОЗС, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке. Достоинство системы состоит в снижении стоимости полета на окололунную орбиту за счет многоразового применения элементов системы. Недостатком системы является невозможность доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю в связи с конструктивной неприспособленностью орбитального корабля для посадки на поверхность Луны, влета с поверхности Луны и последующего возвращение на Землю.The closest to the invention in terms of technical essence and accepted as a prototype is a reusable space transport system for mass delivery of tourists or payloads from near-Earth orbit to a lunar orbit and subsequent return to Earth on application No. 2019133502, containing an OK, which for rendezvous and docking with the orbital refueling station (OZS) for the purpose of refueling OK for a flight from near-earth orbit to a circumlunar orbit and subsequent return to Earth is additionally equipped with steering rocket motors installed in the bow of the hull, telescopically extended beyond the contours of the hull with a docking node installed in the upper part of the hull, a radar a system for performing search, detection, rendezvous, docking, docking and undocking operations from the OZS, which is part of the control system, as well as electrical and refueling interfaces used for docking and refueling. The advantage of the system is to reduce the cost of flying into a circumlunar orbit due to the reusable use of system elements. The disadvantage of the system is the inability to deliver tourists from a circumlunar orbit to the lunar surface and then return to Earth due to the inability of the orbital vehicle to land on the lunar surface, fly in from the lunar surface and then return to Earth.
Таким образом, известные технические средства не могут обеспечить доставку туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны, стремящихся там побывать за более низкую стоимость «путевки», и последующее их возвращение на Землю. Причиной, препятствующей решению этой технической проблемы, является конструктивная неприспособленность орбитального корабля для посадки на поверхность Луны, влета с поверхности Луны, а также отсутствие других технических средств, способных выполнить эти операции за сравнительно низкую стоимость.Thus, the known technical means cannot ensure the delivery of tourists from a circumlunar orbit to the surface of the Moon, striving to visit there for a lower cost of the "voucher", and their subsequent return to Earth. The reason preventing the solution of this technical problem is the inability of the orbital vehicle to land on the lunar surface, fly in from the lunar surface, as well as the absence of other technical means capable of performing these operations at a relatively low cost.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention
Предлагается устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю, состоящее из трех взаимодействующих в процессе выполнения задачи элементов.A device for the delivery of tourists from a circumlunar orbit to the surface of the Moon and subsequent return to Earth is proposed, consisting of three elements interacting in the process of performing the task.
а. Первым элементом устройства, выполняющим задачу доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю, является лунный орбитальный корабль (ЛОК), разработанный на базе ОК многоразового применения, предложенного по заявке №2019133502, представляющего собой вторую ступень двухступенчатой РН, рассчитанного на выведение на окололунную орбиту заданного числа туристов и членов экипажа. Согласно изобретению целью является доставка туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующее возвращение на Землю за уменьшенную стоимость туристической «путевки». Для реализации этой цели на базе ОК создается ЛОК, который доставляет с Земли на низкую окололунную орбиту туристов и два отдельных снаряженных модуля лунного корабля (ЛК) в составе взлетного модуля (ВМ) и посадочного модуля (ПМ), далее на этой орбите осуществляется автоматическая сборка лунного корабля (ЛК), стыковка ЛК с ЛОК, переход в ЛК членов экипажа и туристов, отстыковка ЛК от ЛОК, спуск ЛК на поверхность Луны, пребывание на ней в течение заданного времени, старт с Луны ВМ и стыковка на окололунной орбите с ЛОК, переход членов экипажа и туристов из ВМ в ЛОК, отстыковка ВМ, выведение ЛОК на траекторию движения к Земле и последующее возвращение на Землю. Для выполнения этих операций корпус ЛОК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем, снабжен маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части диска, необходимым запасом топлива, системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа и туристов, а также выпускаемыми шасси. Эффективность управления при возвращении с окололунной орбиты со второй космической скоростью и при движении в атмосфере Земли с гиперзвуковой скоростью достигается за счет большего, чем у самолета, коэффициента аэродинамического качества и снижения веса конструкции по сравнению с самолетом при сопоставимой грузоподъемности, поскольку внешние нагрузки распределяются более равномерно по всей конструкции диска. Диск обеспечивает также меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при прохождении плотных слоев атмосферы с гиперзвуковой скоростью и управление траекторией по дальности и боковой координате. Для сближения и стыковки с орбитальной заправочной станцией (ОЗС) с целью заправки топливом для полета к Луне и последующего возвращения на Землю ЛОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями, установленными в носовой части корпуса, телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части корпуса, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания, стыковки и отстыковки от ОЗС, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке. Для раздельного размещения на борту ЛОК снаряженных модулей ВМ и ПМ лунного корабля, предназначенного для доставки туристов и членов экипажа на поверхность Луны, в верхней части корпуса ЛОК в продольной плоскости симметрично относительно стыковочного узла размещены отсеки соответствующих модулей, представляющие собой силовые элементы в форме цилиндров с узлами крепления модулей. В одном из отсеков перед стартом размещается снаряженный ВМ, в другом -снаряженный ПМ. Силовые элементы отсеков соединены с силовыми элементами корпуса ЛОК, сверху отсеки закрыты крышками по форме обводов корпуса ЛОК. Модули жестко крепятся к корпусам отсеков с использованием разъемных соединений на пирозамках. установленных на нижних и верхних торцевых шпангоутах. Вдоль продольных осей отсеков внутри них установлены направляющие, по которым скользят бугели, закрепленные также на верхних и нижних торцевых шпангоутах модулей и используемые для безударного выведении модулей за пределы ЛОК. Для выведения модулей используются пружинные толкатели. Все пневмогидравлические и электрические магистрали, связывающие модули с оборудованием лунного орбитального корабля, проведены через корпуса отсеков.and. The first element of the device, performing the task of delivering tourists from a circumlunar orbit to the lunar surface and then returning to Earth, is a lunar orbital vehicle (LOK), developed on the basis of a reusable orbital spacecraft proposed by application No. 2019133502, which is the second stage of a two-stage launch vehicle designed for injecting a given number of tourists and crew members into a circumlunar orbit. According to the invention, the aim is to deliver tourists from a circumlunar orbit to the lunar surface and then return to Earth for a reduced cost of a tourist "voucher". To achieve this goal, a LOC is created on the basis of the OR, which delivers tourists from the Earth to a low lunar orbit and two separate equipped modules of the lunar spacecraft (LSC) as part of the takeoff module (VM) and the landing module (PM), then automatic assembly is carried out in this orbit lunar spacecraft (LSC), docking of the LSC with the LOC, transfer to the LSC of the crew and tourists, undocking the LSC from the LOC, descent of the LSC to the lunar surface, staying on it for a given time, start from the Moon VM and docking in circumlunar orbit with the LOC, transfer of crew members and tourists from the VM to the LOC, undocking of the VM, placing the LOC on the trajectory of motion to the Earth and subsequent return to the Earth. To perform these operations, the LOC body is made in the form of a flattened in the transverse direction and tapered in the front part of the disk with a developed flat bottom and beveled towards the tail end, equipped with sustainer and steering rocket engines installed in the aft part of the disk, the necessary fuel supply, a control system necessary equipment, munitions and life support for the crew and tourists, as well as the landing gear. The efficiency of control when returning from a circumlunar orbit with a second cosmic speed and when moving in the Earth's atmosphere at hypersonic speed is achieved due to a higher aerodynamic quality coefficient than an aircraft and a reduction in the weight of the structure compared to an aircraft with a comparable payload, since external loads are distributed more evenly throughout the disc structure. The disk also provides lower overloads and lower external heat fluxes when passing through dense layers of the atmosphere at hypersonic speed and control of the trajectory in terms of range and lateral coordinate. For rendezvous and docking with an orbital refueling station (OZS) for the purpose of refueling for a flight to the Moon and subsequent return to Earth, the LOK is additionally equipped with steering rocket engines installed in the bow of the hull, a telescopic docking station extending beyond the contours of the hull, installed in the upper part of the hull , a radar system for performing search, detection, rendezvous, docking, docking and undocking operations from the OZS, which is part of the control system, as well as electrical and refueling interfaces used for docking and refueling. For separate placement on board the LOK of the equipped VM and PM modules of the lunar spacecraft intended for the delivery of tourists and crew members to the surface of the Moon, in the upper part of the LOK hull in the longitudinal plane symmetrically relative to the docking station there are compartments of the corresponding modules, which are load-bearing elements in the form of cylinders with attachment points for modules. In one of the compartments, before the start, an equipped VM is located, in the other - an equipped PM. The power elements of the compartments are connected to the power elements of the LOK body, from above the compartments are closed with covers in the shape of the LOK body contours. The modules are rigidly attached to the compartment bodies using detachable connections on pyro-locks. installed on the lower and upper end frames. Along the longitudinal axes of the compartments, guides are installed inside them, along which the yokes slide, fixed also on the upper and lower end frames of the modules and used for shockless removal of the modules outside the LOC. Spring pushers are used to remove the modules. All pneumohydraulic and electrical lines connecting the modules with the equipment of the lunar orbital spacecraft are routed through the compartment hulls.
b. Вторым элементом устройства является ВМ, который после выведения ЛОК на низкую окололунную орбиту, выводится из отсека за пределы ЛОК, после чего производится включение его системы ориентации и управления движением, автоматическая стыковка с ПМ, находящимся на борту ЛОК и частично выдвинутым из своего отсека пружинными толкателями для обеспечения стыковки с целью формирования конструкции собранного в единое целое ЛК, отделение собранного ЛК от ЛОК, пространственный разворот ЛК и стыковка с ЛОК, переход туристов и членов экипажа в ЛК через стыковочный узел, отстыковка от ЛОК, управление лунным кораблем в процессе движения при посадке на поверхность Луны и последующем взлете ВМ с поверхности Луны для стыковки с ЛОК на окололунной орбите. Для выполнения этих операций ВМ крепится в отсеке с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах, имеет в своем составе все необходимые системы: маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) для взлета с Луны с его топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, ракетные двигатели ориентации Л К при спуске с орбиты и при взлете ВМ с их топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, систему ориентации и управления движением, радиолокационную систему, системы навигации, связи, терморегулирования, систему жизнеобеспечения туристов и членов экипажа. Для управления используется бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ). Имеется возможность ручного управления лунным кораблем членами экипажа как при спуске на поверхность Луны, так и при взлете с нее. При спуске ЛК используется ЖРД посадочного модуля. На верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ установлены бугели, которые при выведении ВМ из отсека ЛОК скользят по направляющим, установленным внутри отсека. Усилие на выведение ВМ из отсека создается пружинными толкателями. Поскольку в центре плоскости нижнего шпангоута ВМ расположено сопло ЖРД, которое, к тому же, выступает за пределы корпуса ВМ, стыковка взлетного модуля с посадочным модулем осуществляется с использованием стыковочного узла ферменной конструкции. На нижнем торцевом шпангоуте взлетного модуля закреплена цилиндрическая по форме рама, выходящая за пределы сопла ЖРД, в центре которой установлен конический стыковочный штырь. По нижней плоскости этой рамы осуществляется стыковка с ПМ. Крепление рамы к нижнему торцевому шпангоуту ВМ перед стартом с Земли производится с помощью пирозамков, подрыв которых перед взлетом ВМ устраняет механическую связь ВМ с ПМ. При взлете ВМ устраняется и электрическая связь ВМ с ПМ.b. The second element of the device is a VM, which, after launching the LOK into a low circumlunar orbit, is removed from the compartment outside the LOK, after which its orientation and motion control system is turned on, automatic docking with the PM on board the LOK and partially extended from its compartment by spring pushers to ensure docking in order to form the structure of the assembled aircraft into a single whole, separation of the assembled aircraft from the LOK, spatial reversal of the aircraft and docking with the LOK, the transfer of tourists and crew members to the aircraft through the docking node, undocking from the LOK, control of the lunar ship in the process of movement during landing to the lunar surface and the subsequent takeoff of the VM from the lunar surface for docking with the LOC in a circumlunar orbit. To perform these operations, the VM is mounted in the compartment using detachable connections on pyro-locks installed on the upper and lower end frames, it includes all the necessary systems: a sustainer liquid-propellant rocket engine (LRE) for takeoff from the Moon with its fuel system supplied with the necessary reserve fuel, rocket engines of orientation LK during the descent from orbit and during takeoff of the VM with their fuel system supplied with the necessary fuel supply, the orientation and motion control system, the radar system, navigation, communication, thermal control systems, the life support system for tourists and crew members. An onboard digital computer (BTsVM) is used for control. There is a possibility of manual control of the lunar spacecraft by the crew members both during descent to the lunar surface and during takeoff from it. During the descent of the LK, the LRE of the landing module is used. On the upper and lower end frames of the VM, there are yokes, which, when the VM is removed from the LOC compartment, slide along the guides installed inside the compartment. The force to remove the VM from the compartment is created by spring pushers. Since the LPRE nozzle is located in the center of the plane of the lower frame of the VM, which, moreover, protrudes beyond the VM hull, the docking of the takeoff module with the landing module is carried out using a docking unit of the truss structure. On the lower end frame of the take-off module, a cylindrical-shaped frame is fixed, extending beyond the liquid-propellant engine nozzle, in the center of which a conical docking pin is installed. The lower plane of this frame is docked with the PM. Fastening the frame to the lower end frame of the VM before launching from the ground is carried out using pyro-locks, the detonation of which before take-off of the VM eliminates the mechanical connection of the VM with the PM. During takeoff of the VM, the electrical connection of the VM with the PM is also eliminated.
с. Третьим элементом устройства является ПМ, который предназначен для обеспечения посадки лунного корабля на поверхность Луны, крепится в отсеке ЛОК с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах. В него входят: ЖРД для посадки на поверхность Луны с глубокой степенью дросселирования тяги, его топливная система, снабженная необходимым запасом топлива, шасси из четырех стоек с посадочными пятами, поглощающими энергию удара при посадке лунного корабля на поверхность Луны. Шасси из сложенного состояния в рабочее состояние переводится перед спуском с орбиты. Все команды управления элементами посадочного модуля передаются из взлетного модуля через стыковочный интерфейс. На верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ установлены бугели, которые при выведении ПМ из отсека скользят по направляющим, установленным внутри отсека. На верхней части посадочного модуля закреплена рама ферменной конструкции со стыковочным приемным конусом в центре. Рама имеет форму цилиндра, верхняя плоскость которого является плоскостью стыка с ВМ. В этой плоскости установлены элементы стыковочного интерфейса модулей. Пружинные толкатели обеспечивают перемещение ПМ внутри отсека на расстояние, достаточное для стыковки ВМ с ПМ. Дальнейшее выведение ПМ из отсека осуществляется с использованием системы управления ВМ.from. The third element of the device is the PM, which is designed to ensure the landing of the lunar spacecraft on the surface of the Moon, is attached in the LOK compartment using detachable connections on pyro-locks installed on the upper and lower end frames. It includes: rocket engine for landing on the lunar surface with a deep degree of throttling of thrust, its fuel system, supplied with the necessary supply of fuel, a landing gear of four struts with landing heels that absorb the impact energy when landing a lunar ship on the lunar surface. The landing gear is transferred from the folded state to the operational state before the descent from orbit. All commands for controlling the elements of the lander are transmitted from the takeoff module through the docking interface. On the upper and lower end frames of the PM, yokes are installed, which, when the PM is removed from the compartment, slide along the guides installed inside the compartment. A truss frame with a docking receiving cone in the center is fixed on the upper part of the landing module. The frame has the shape of a cylinder, the upper plane of which is the plane of the joint with the VM. Elements of the docking interface of the modules are installed in this plane. Spring pushers ensure the movement of the PM inside the compartment at a distance sufficient for docking the VM with the PM. Further removal of the PM from the compartment is carried out using the VM control system.
Задачей этого изобретения является разработка устройства для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю за уменьшенную стоимость туристической «путевки».The objective of this invention is to develop a device for delivering tourists from a circumlunar orbit to the lunar surface and then returning to Earth for a reduced cost of a tourist "voucher".
Поставленная задача решается тем, что устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю, содержит лунный орбитальный корабль (ЛОК), представляющий собой вторую ступень ракеты-носителя, выполненный в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам которого установлены аэродинамические кили, оснащенный маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части корпуса и работающими на экологически чистых компонентах топлива, аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, установленными в кормовой части днища, а также рулями направления, установленными на задних частях килей, выпускаемыми шасси, кабиной экипажа с фонарем кабины, системой управления, тепловой защитой передней части корпуса, днища, аэродинамических килей и рулей, снабженный необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения заданного числа членов экипажа и туристов, рассчитанный на многоразовое применение, а все его двигатели - на многократное включение, для заправки топливом на околоземной орбите от ОЗС ЛОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями, установленными в носовой части корпуса, телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, установленным в верхней части корпуса, радиолокационной системой, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, согласно изобретению для раздельного размещения на борту ЛОК снаряженных ВМ и ПМ лунного корабля, в верхней части корпуса ЛОК в продольной плоскости симметрично относительно отсека стыковочного узла размещены отсеки соответствующих модулей, корпуса которых представляют собой силовые элементы в форме цилиндров с узлами крепления модулей, силовые элементы отсеков соединены с силовыми элементами корпуса ЛОК, сверху отсеки закрыты крышками по форме обводов корпуса ЛОК, модули по своим нижним и верхним торцевым шпангоутам жестко крепятся к силовым элементам отсеков с использованием разъемных соединений на пирозамках, вдоль продольных осей отсеков внутри них установлены направляющие, по которым скользят бугели, закрепленные на верхних и нижних торцевых шпангоутах модулей, а для выведения модулей используются установленные в отсеках пружинные толкатели, при этом все пневмогидравлические и электрические магистрали, связывающие модули с оборудованием лунного орбитального корабля, проведены через корпуса отсеков.The problem is solved by the fact that the device for delivering tourists from a circumlunar orbit to the lunar surface and subsequent return to Earth contains a lunar orbital spacecraft (LOK), which is the second stage of the launch vehicle, made in the form of a flattened in the transverse direction and pointed in the front part a disk with a flat bottom and sloped towards the stern, on the sides of which aerodynamic keels are installed, equipped with sustainer and steering rocket engines installed in the stern of the hull and operating on environmentally friendly fuel components, aerodynamic rudders - a stern flap and elevons installed in the stern of the bottom , as well as rudders mounted on the rear parts of the keels, extended landing gear, a cockpit with a cockpit canopy, a control system, thermal protection of the front part of the hull, bottom, aerodynamic keels and rudders, equipped with the necessary stock of working fluid, the necessary equipment, equipment and life support for a given number of crew members and tourists, designed for reusable use, and all of its engines for multiple switching, for refueling in low-earth orbit from the OZS, the LOK is additionally equipped with steering rocket engines installed in the bow of the hull, telescopic extending beyond the hull contours a node installed in the upper part of the hull, a radar system, which is part of the control system, as well as electrical and refueling interfaces, according to the invention for separate placement on board the LOK of the loaded VM and PM of the lunar ship, in the upper part of the LOK hull in the longitudinal plane symmetrically relative to the compartment the docking station contains compartments of the corresponding modules, the housings of which are power elements in the form of cylinders with attachment points for the modules, the power elements of the compartments are connected to the power elements of the LOK case, the compartments are closed on top with covers in the shape of the LOK body contours, mo blown along their lower and upper end frames are rigidly attached to the load-bearing elements of the compartments using detachable connections on the pyro-locks, along the longitudinal axes of the compartments, guides are installed inside them, along which the yokes slide, fixed on the upper and lower end frames of the modules, and installed there are spring pushers in the compartments, while all pneumohydraulic and electric lines connecting the modules with the equipment of the lunar orbital ship are routed through the compartment hulls.
В состав системы входит ВМ, который крепится к силовому элементу отсека с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ, а после выведения ЛОК на низкую окололунную орбиту выводится из отсека за пределы ЛОК, где производится включение системы ориентации и управления движением для автоматической стыковки ВМ с ПМ, частично выдвинутым из своего отсека, отделение собранного ЛК от ЛОК, пространственный разворот ЛК и стыковка с ЛОК для перехода туристов и членов экипажа в ЛК через стыковочный узел, отстыковка от ЛОК, ориентирование в пространстве и выдача тормозного импульса, управление ориентацией и торможение лунного корабля в процессе движения к поверхности Луны, мягкая посадка ЛК на поверхность Луны и последующий взлет ВМ с поверхности Луны для стыковки с ЛОК, при этом для выполнения этих операций ВМ имеет в своем составе все необходимые системы: маршевый ЖРД для взлета с Луны с его топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, ракетные двигатели ориентации для управления при автоматической сборке ЛК, спуске ЛК с орбиты и при взлете ВМ на орбиту с их топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, систему ориентации и управления движением, радиолокационную систему, системы навигации, связи, терморегулирования, систему жизнеобеспечения туристов и членов экипажа, а для управления этими системами используется бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), при этом имеется возможность ручного управления лунным кораблем членами экипажа как при спуске на поверхность Луны, так и при взлете с нее, причем при спуске ЛК используется ЖРД посадочного модуля с глубокой степенью дросселирования тяги, на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ установлены бугели, которые при выведении ВМ из отсека скользят по направляющим, установленным внутри корпуса отсека, кроме того, поскольку в центре плоскости нижнего торцевого шпангоута ВМ расположено сопло ЖРД, которое, к тому же, выступает за пределы корпуса ВМ, стыковка взлетного модуля с посадочным модулем осуществляется с использованием стыковочного узла ферменной конструкции, для чего на нижнем торцевом шпангоуте взлетного модуля закреплена цилиндрическая рама, выходящая за пределы сопла ЖРД, в центре которой установлен конический стыковочный штырь для стыковки с ПМ по нижней плоскости этой цилиндрической рамы, крепление цилиндрической рамы к нижнему торцевому шпангоуту ВМ перед стартом с Земли производится с помощью пирозамков, подрыв которых перед взлетом ВМ устраняет механическую связь ВМ с ПМ, а при взлете ВМ устраняется и электрическая связь ВМ с ПМ.The system includes a VM, which is attached to the power element of the compartment using detachable connections on pyro-locks installed on the upper and lower end frames of the VM, and after the LOC is placed into a low lunar orbit, it is removed from the compartment outside the LOC, where the orientation and control system is switched on movement for automatic docking of the VM with the PM, partially extended from its compartment, separation of the assembled LC from the LC, spatial reversal of the LC and docking with the LC for the transition of tourists and crew members to the LC through the docking node, undocking from the LC, orientation in space and issuing a braking impulse , attitude control and deceleration of the lunar spacecraft in the process of moving to the lunar surface, soft landing of the spacecraft on the lunar surface and the subsequent takeoff of the spacecraft from the lunar surface for docking with the spacecraft, while for these operations, the spacecraft includes all the necessary systems: sustainer rocket engine for takeoff from the Moon with its fuel system, equipped with the necessary fuel supply, attitude control rocket engines for control during the automatic assembly of the aircraft, the launch of the aircraft from orbit and during the takeoff of the aircraft into orbit with their fuel system supplied with the necessary fuel supply, an orientation and motion control system, a radar system, navigation, communication, thermal control systems, life support of tourists and crew members, and to control these systems, an on-board digital computer (BCVM) is used, while there is the possibility of manual control of the lunar spacecraft by the crew members both during descent to the lunar surface and during takeoff from it, and during the descent of the aircraft, an LPRE is used a landing module with a deep degree of thrust throttling, on the upper and lower end frames of the VM, there are yokes that, when the VM is removed from the compartment, slide along the guides installed inside the housing of the compartment, in addition, since in the center of the plane of the lower end frame of the VM there is an LPRE nozzle, which, moreover, it goes beyond of the VM hull, the docking of the takeoff module with the landing module is carried out using a docking unit of the truss structure, for which a cylindrical frame is fixed on the lower end frame of the takeoff module, extending beyond the liquid rocket engine nozzle, in the center of which there is a conical docking pin for docking with the PM along the lower plane of this cylindrical frame, the attachment of the cylindrical frame to the lower end frame of the VM before launching from the ground is carried out with the help of pyro-locks, the detonation of which before the take-off of the VM eliminates the mechanical connection of the VM with the PM, and during takeoff of the VM, the electrical connection of the VM with the PM is also eliminated.
В состав системы входит ПМ, который крепится к корпусу отсека ЛОК с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ, и содержит: ЖРД с глубокой степенью дросселирования тяги для посадки на поверхность Луны, его топливную систему, снабженную необходимым запасом топлива, шасси с четырьмя посадочными стойками с пятами, переводимыми перед спуском на поверхность Луны из сложенного состояния в рабочее состояние с использованием пружинных толкателей с фиксацией этого состояния и поглощающими энергию удара при соприкосновении с поверхностью Луны, на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ установлены бугели, которые при выведении ПМ из отсека скользят по направляющим, установленным внутри отсека, пружинные толкатели отсека обеспечивают перемещение ПМ внутри отсека на расстояние, достаточное для стыковки ВМ с ПМ, дальнейшее выведение ПМ из отсека осуществляется с использованием системы управления ВМ, на верхней части посадочного модуля закреплена рама ферменной конструкции со стыковочным приемным конусом в центре, рама имеет форму цилиндра, верхняя плоскость которого является плоскостью стыка с ВМ, в этой плоскости установлены элементы стыковочного интерфейса модулей, при этом все команды управления элементами посадочного модуля передаются из взлетного модуля через стыковочный интерфейс.The system includes a PM, which is attached to the body of the LOK compartment using detachable connections on pyro-locks installed on the upper and lower end frames of the PM, and contains: a liquid-propellant engine with a deep degree of thrust throttling for landing on the lunar surface, its fuel system, supplied with the necessary reserve fuel, a landing gear with four landing struts with heels, which are transferred from a folded state to an operating state before descent to the lunar surface using spring pushers with fixing this state and absorbing the impact energy upon contact with the lunar surface, on the upper and lower end frames of the PM there are yokes installed, which, when removing the PM from the compartment, slide along the guides installed inside the compartment, the spring pushers of the compartment ensure the movement of the PM inside the compartment at a distance sufficient for docking the BM with the PM, further removal of the PM from the compartment is carried out using the BM control system, on the upper part of the landing mode The frame of the truss structure is fixed with a docking receiving cone in the center, the frame has the shape of a cylinder, the upper plane of which is the plane of the joint with the VM, elements of the docking interface of the modules are installed in this plane, and all commands for controlling the elements of the lander are transmitted from the takeoff module through the docking interface ...
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов системы.The essence of the invention is illustrated by drawings of system elements.
На фиг. 1 приведены проекции ЛОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции ЛОК.FIG. 1 shows the projection of the LOC on the vertical, horizontal and normal planes, on which the main structural elements of the LOC are visible.
На фиг. 2 приведена схема ВМ с узлами крепления и стыковки.FIG. 2 shows a diagram of the VM with attachment and docking nodes.
На фиг. 3 приведена схема ПМ с узлами крепления и стыковки.FIG. 3 shows a diagram of the PM with attachment and docking nodes.
На этих фигурах:In these figures:
1 - корпус ЛОК;1 - LOC building;
2 - плоское и скошенное к хвостовой части днище;2 - bottom flat and beveled towards the tail;
3 - рулевые ракетные двигатели;3 - steering rocket engines;
4 - маршевые ракетные двигатели;4 - cruise rocket engines;
5 - крышка отсека ВМ;5 - VM compartment cover;
6 - взлетный модуль;6 - takeoff module;
7 - стыковочный узел;7 - docking unit;
8 - посадочный модуль;8 - landing module;
9 - крышка отсека ПМ;9 - PM compartment cover;
10 - стыковочный узел ВМ;10 - VM docking station;
11 - разъемный узел крепления;11 - detachable attachment point;
12 - узел крепления бугеля;12 - yoke attachment unit;
13 - направляющая;13 - guide;
14 - пружинный толкатель ВМ;14 - BM spring pusher;
15 - рама ВМ;15 - VM frame;
14fourteen
16 - сопло ЖРД;16 - rocket engine nozzle;
17 - стыковочный штырь;17 - docking pin;
18 - плоскость стыковки ВМ с ПМ;18 - plane of docking of VM with PM;
19 - нижний торцевой шпангоут ВМ;19 - BM lower end frame;
20 - пирозамки;20 - pyro-locks;
21 - нижний торцевой шпангоут ПМ;21 - lower end frame PM;
22 - посадочная стойка шасси;22 - landing gear rack;
23 - пята посадочной стойки;23 - the heel of the landing rack;
24 - пружинный толкатель посадочной стойки шасси;24 - spring pusher of the landing gear landing gear;
25 - пружинный толкатель ПМ;25 - spring pusher PM;
26 - рама ПМ;26 - PM frame;
27 - стыковочный конус;27 - docking cone;
28 - плоскость стыковки ПМ с ВМ.28 - plane of docking PM with VM.
Осуществление изобретенияImplementation of the invention
Пример возможной реализации предложенного технического решения.An example of a possible implementation of the proposed technical solution.
1. ЛОК предназначен для выведения 3-х туристов и 2-х членов экипажа, ВМ и ПМ на низкую круговую окололунную орбиту высотой 100 км и последующего возвращения туристов и членов экипажа на Землю.1. LOK is designed to launch 3 tourists and 2 crew members, VM and PM into a low circular lunar orbit with an altitude of 100 km and the subsequent return of tourists and crew members to Earth.
По форме корпус ЛОК 1 (фиг. 1) представляет собой сплюснутый в поперечном направлении и заостренный в передней части диск с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем 2 диаметром 25 м и высотой 5 м. Масса ЛОК, выводимого на околоземную орбиту для стыковки с ОЗС, равна 165 т и распределена следующим образом:The shape of the LOK body 1 (Fig. 1) is a flattened in the transverse direction and tapered in the front part of the disk with a developed flat bottom and beveled towards the
- масса конструкции - 28.5 т;- weight of the structure - 28.5 tons;
- масса топлива для выведения на орбиту ОЗС - 115.5 т;- the mass of the fuel for launching the OZS into orbit - 115.5 tons;
- масса оборудования и снаряжения - 2,5 т;- weight of equipment and equipment - 2.5 tons;
- масса туристов (3 ч.) и экипажа (2 ч.) - 0,5 т;- weight of tourists (3 hours) and crew (2 hours) - 0.5 tons;
- масса полезного груза - 18 т;- payload mass - 18 tons;
- масса заправляемого на ОЗС топлива - 95 т.- the mass of fuel refueled at the OZS - 95 tons.
Высота орбиты ОЗС равна 420 км. В кормовой части ЛОК размещены рулевые ракетные двигатели 3 для управления угловым положением корпуса относительно всех трех осей и маршевые ракетные двигатели 4 с суммарной тягой 240 тс. Количество маршевых ракетных двигателей определяется величиной номинальной тяги каждого из них и возможностью дросселирования тяги. Они работают на экологически чистом топливе «жидкий кислород плюс жидкий водород» и имеют удельный импульс за пределами атмосферы не ниже 450 с. Поочередным отключением двигателей или их дросселированием обеспечивается перегрузка не более 4 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надежности выполнения задачи. ЛОК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение. Для сближения и стыковки с ОЗС с целью заправки топливом ЛОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями 3, установленными в носовой части корпуса, телескопическим стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части корпуса и выдвигаемым за обводы корпуса после открытия крышки негерметичного отсека, радиолокационной системой (на фиг. 1 не показано) для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания, стыковки и отстыковки от ОЗС, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке (на фиг. 1 не показано). В верхней части корпуса ЛОК 1 в продольной плоскости симметрично относительно стыковочного узла размещены крышка отсека ВМ 5, ВМ 6, стыковочный узел 7, ПМ 8 с крышкой отсека ПМ 9. Отсеки ВМ и ПМ представляют собой силовые элементы в форме цилиндров с узлами крепления модулей. Внутренний диаметр цилиндров составляет 4,0 м. Высота цилиндров определяется расстоянием от верхней части корпуса до днища корпуса. Имеющееся после заправки на борту ЛОК количество топлива 95 т распределяется следующим образом: 91 т расходуется на выведение ОК с околоземной орбиты на круговую окололунную орбиту высотой 100 км над поверхностью Луны (82 т) и последующее возвращение на Землю (9 т) и 4 т используются для управления при движении в атмосфере Земли со второй космической скоростью и при посадке на аэродром базирования. Запас характеристичесой скорости ЛОК на перелет к Луне и обратно составляет 5255 м/с. При этом обеспечивается ее расход следующим образом: 3200 м/с - на разгон и выведение на траекторию полета к Луне, 1000 м/с - на торможение и переход на низкую окололунную орбиту, еще 1000 м/с - на разгон и выведение на отлетную траекторию полета с лунной орбиты, оставшиеся 55 м/с - на возможные коррекции траектории.The orbital altitude of the OZS is 420 km. In the aft part of the LOK, there are steering
2. ВМ (фиг. 2, поз.6) диаметром 3,6 м и массой в снаряженном состоянии 6 т, условно представленный в виде цилиндра, имеет стыковочный узел ВМ 10 для стыковки с ЛОК с целью перехода в него из ЛОК одного члена экипажа и туристов, крепится он к силовому элементу отсека с помощью разъемных узлов крепления 11 на пирозамках, установленных на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ, имеет в своем составе все необходимые системы: маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) для взлета с Луны с его топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, ракетные двигатели ориентации при спуске ЛК с орбиты и при взлете ВМ на орбиту с их топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, систему ориентации и управления движением, радиолокационную систему, системы навигации, связи, терморегулирования, систему жизнеобеспечения членов экипажа и туристов (на фиг. 2 не показано), а для управления этими системами используется бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), кроме того, имеется возможность ручного управления лунным кораблем членом экипажа как при спуске на поверхность Луны, так и при взлете с нее, при этом при спуске ЛК используется ЖРД посадочного модуля, а для безударного выведения ВМ из отсека на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ установлены узлы крепления бугелей 12, которые при выведении ВМ из отсека скользят по направляющим 13, установленным внутри отсека, выведение обеспечивается пружинными толкателями ВМ 14, кроме того, поскольку в центре плоскости нижнего шпангоута ВМ располагается сопло ЖРД, которое, к тому же, выступает за пределы корпуса ВМ, стыковка взлетного модуля с посадочным модулем осуществляется с использованием стыковочного узла ферменной конструкции, для чего на нижнем торцевом шпангоуте закреплена цилиндрическая рама взлетного модуля 15, выходящая за пределы сопла ЖРД 16, в центре которой установлен конический стыковочный штырь 17 для стыковки по нижней плоскости стыковки ВМ с ПМ 18 этой цилиндрической рамы, крепление цилиндрической рамы к нижнему торцевому шпангоуту ВМ 19 перед стартом с Земли производится с помощью пирозамков 20, подрыв которых перед взлетом ВМ устраняет механическую связь ВМ с ПМ, а при взлете ВМ устраняется и электрическая связь ВМ с ПМ.2. VM (Fig. 2, pos. 6) with a diameter of 3.6 m and a curb weight of 6 tons, conventionally presented in the form of a cylinder, has a docking station VM 10 for docking with the LOC in order to transfer to it from the LOC of one crew member and tourists, it is attached to the power element of the compartment with the help of detachable attachment points 11 on pyro-locks installed on the upper and lower end frames of the VM, it contains all the necessary systems: a sustainer liquid-propellant rocket engine (LRE) for takeoff from the Moon with its fuel system , equipped with the necessary fuel supply, orientation rocket engines during the descent of the LK from orbit and during the launch of the VM into orbit with their fuel system supplied with the necessary fuel supply, an orientation and motion control system, a radar system, navigation systems, communications, thermal regulation, life support systems for crew members and tourists (not shown in Fig. 2), and to control these systems, an onboard digital computer (BTsVM) is used, in addition, it has there is the possibility of manual control of the lunar spacecraft by a crew member both during descent to the lunar surface and during take-off from it, while the landing module's liquid-propellant engine is used during the descent of the aircraft, and for the shockless removal of the VM from the compartment on the upper and lower end frames of the VM there are yoke attachment points 12, which, when removing the BM from the compartment, slide along the guides 13 installed inside the compartment, the removal is provided by spring pushers BM 14, in addition, since in the center of the plane of the lower frame of the BM there is an LPRE nozzle, which, moreover, protrudes beyond the BM body, the docking of the takeoff module with the landing module is carried out using a docking node of the truss structure, for which a cylindrical frame of the takeoff module 15 is fixed on the lower end frame, extending beyond the nozzle of the LRE 16, in the center of which there is a conical docking pin 17 for docking along the lower plane of the docking of the VM with PM 18 of this cylindrical frame, fastening cylindrical The frame to the lower end frame of the VM 19 before launching from the ground is carried out using pyrolocks 20, the detonation of which before takeoff of the VM eliminates the mechanical connection of the VM with the PM, and during takeoff of the VM, the electrical connection of the VM with the PM is also eliminated.
3. ПМ (фиг. 3, поз.8) диаметром 3,6 м и массой в снаряженном состоянии 12 т имеет форму правильного восьмиугольника, крепится к силовому элементу отсека с помощью разъемных узлов крепления 11 на пирозамках, установленных на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ 21, содержит: ЖРД для посадки на поверхность Луны с глубоким уровнем дросселирования тяги, его топливную систему, снабженную необходимым запасом топлива, шасси с четырьмя посадочными стойками шасси 22 с пятами посадочных стоек 23, переводимыми из сложенного состояния в рабочее состояние перед спуском на поверхность Луны с помощью пружинных толкателей посадочных стоики шасси 24 с фиксацией в рабочем состоянии и поглощающими энергию удара при соприкосновении с поверхностью Луны. На верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ установлены узлы крепления бугелей 12, которые при выведении ПМ из отсека скользят по направляющим 13, установленным внутри отсека, пружинные толкатели ПМ 25 обеспечивают перемещение ПМ внутри отсека на расстояние, достаточное для стыковки ВМ с ПМ, дальнейшее выведение ПМ из отсека осуществляется с помощью системы управления ВМ. На верхней части посадочного модуля закреплена рама ПМ 26 ферменной конструкции с приемным стыковочным конусом 27 в центре, рама имеет форму цилиндра, верхняя плоскость которого является плоскостью стыковки ПМ с ВМ 28, в этой плоскости установлены элементы стыковочного интерфейса модулей, при этом все команды управления элементами посадочного модуля передаются из взлетного модуля через стыковочный интерфейс.3. PM (Fig. 3, item 8) with a diameter of 3.6 m and a mass in the equipped state of 12 t has the shape of a regular octagon, is attached to the power element of the compartment using detachable attachment points 11 on pyrolocks installed on the upper and lower
Устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю работает следующим образом.A device for delivering tourists from a circumlunar orbit to the lunar surface and then returning to Earth works as follows.
После выведения ЛОК на низкую окололунную орбиту открываются крышки отсеков ВМ, стыковочного узла и ПМ, с помощью пружинных толкателей ВМ выводится из отсека за пределы ЛОК, включается его система ориентации и управления движением, ВМ в автоматическом режиме стыкуется с ПМ, находящимся на борту ЛОК и частично выдвинутым из своей шахты для обеспечения стыковки с целью формирования конструкции собранного в единое целое ЛК, отделение собранного ЛК от ЛОК, пространственный разворот ЛК и стыковка его с ЛОК, переход одного члена экипажа и трех туристов в ЛК через стыковочный узел, далее ЛК отстыковывается от стыковочного узла ЛОК, принимает необходимую ориентацию в пространстве перед спуском с окололунной орбиты на поверхность Луны, в заданный момент времени включается ЖРД ПМ, далее ЛК совершает управляемое движение и мягкую посадку на поверхность Луны, член экипажа и туристы выходят на поверхность Луны. По истечении заданного времени член экипажа и туристы возвращаются на борт ВМ, производится разделение ВМ от ПМ, ВМ в заданный момент времени стартует с поверхности Луны путем включения его ЖРД, выходит на орбиту ЛОК, стыкуется с ЛОК, член экипажа и туристы через стыковочный узел переходят в ЛОК, после чего ВМ отстыковывается от ЛОК. В заданный момент времени включаются двигатели ЛОК для его выведения на траекторию полета к Земле, вход в атмосферу Земли и посадка «по-самолетному» на аэродром базирования.After launching the LOC into a low lunar orbit, the covers of the compartments of the VM, the docking station and the PM are opened, with the help of spring pushers, the VM is removed from the compartment outside the LOC, its orientation and motion control system is turned on, the VM automatically docks with the PM on board the LOC and partially extended from its shaft to ensure docking in order to form the structure of the LC assembled into a single whole, separation of the assembled LC from the LC, spatial reversal of the LC and docking it with the LC, the transition of one crew member and three tourists to the LC through the docking node, then the LC is undocked from of the LOC docking station, takes the necessary orientation in space before descent from a circumlunar orbit to the lunar surface, at a given time, the LRE of the PM is switched on, then the LK makes a controlled motion and soft landing on the lunar surface, the crew member and tourists go to the lunar surface. After the specified time has elapsed, the crew member and tourists return to the VM, the VM is separated from the PM, the VM at a given time starts from the surface of the Moon by turning on its liquid-propellant engine, enters the LOC orbit, docks with the LOC, the crew member and tourists pass through the docking station into the LOK, after which the VM undocked from the LOK. At a given moment in time, the LOK engines are switched on to put it on the flight path to the Earth, enter the Earth's atmosphere and land “like an airplane” at the home base.
Аварийный запас топлива на борту ЛОК для управления при спуске с околоземной орбиты в случае несостоявшейся стыковки с ОЗС не предусматривается. В этом случае может быть предусмотрен вывод на околоземную орбиту ЛОК орбитального корабля ОК-спасателя по заявке №2019133502 или его нахождение на ОЗС в заправленном состоянии в дежурном режиме.An emergency fuel supply on board the LOC for control during descent from a near-earth orbit in the event of a failed docking with the OZS is not provided. In this case, it can be provided for the launch of an orbital spacecraft of the OK-rescuer into the near-earth orbit of the LOC orbital spacecraft of the OK-rescuer according to the application No.
Для сохранения чистоты окололунного космического пространства может быть предусмотрен вариант «захоронения» ВМ на поверхности Луны, для чего должна быть предусмотрена заправка ВМ на Земле дополнительным количеством топлива, достаточным для выдачи дополнительного тормозного импульса скорости для спуска ВМ с окололунной орбиты на поверхность Луны.To preserve the purity of the circumlunar space, the option of "burying" the VM on the lunar surface can be envisaged, for which the VM on the Earth should be refueled with an additional amount of fuel sufficient to issue an additional braking speed impulse to lower the VM from the lunar orbit to the lunar surface.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее доставку туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующее возвращение на Землю за уменьшенную стоимость туристической «путевки», реализуется за счет многоразовости использования лунного орбитального корабля.As a result of the application of the present invention, a technical solution that ensures the delivery of tourists from a circumlunar orbit to the lunar surface and their subsequent return to Earth for a reduced cost of a tourist "ticket" is realized due to the reusability of the lunar orbital vehicle.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019137150A RU2730700C1 (en) | 2019-11-19 | 2019-11-19 | Device for delivery of tourists from near-moon orbit to surface of moon and subsequent return to ground |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019137150A RU2730700C1 (en) | 2019-11-19 | 2019-11-19 | Device for delivery of tourists from near-moon orbit to surface of moon and subsequent return to ground |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2730700C1 true RU2730700C1 (en) | 2020-08-25 |
Family
ID=72237997
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019137150A RU2730700C1 (en) | 2019-11-19 | 2019-11-19 | Device for delivery of tourists from near-moon orbit to surface of moon and subsequent return to ground |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2730700C1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2743061C1 (en) * | 2020-09-08 | 2021-02-15 | Валерий Николаевич Сиротин | Rocket launch complex with a rocket-catapult vehicle for flights to the moon and back |
| CN116181784A (en) * | 2023-03-20 | 2023-05-30 | 北京工业大学 | Single-degree-of-freedom folding and unfolding mechanism capable of realizing planar regular octagon/space spherical conversion |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5217187A (en) * | 1983-11-07 | 1993-06-08 | Criswell David R | Multi-use launch system |
| RU2232700C2 (en) * | 2001-09-05 | 2004-07-20 | Гашимов Мирсултан Исмаил-оглы | Method of injection of objects into near-earth orbit and recoverable aero-space rocket aircraft-carrier for realization of this method (aero-space system nur-said system) |
| RU2337040C2 (en) * | 2006-08-28 | 2008-10-27 | Мирсултан Исмаил оглы Гашимов | Lunar complex with reusable elements, earth-moon-earth transportation system and method to this effect |
| RU2008151929A (en) * | 2008-12-29 | 2010-07-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев (RU) | COMPONENT AIRCRAFT |
-
2019
- 2019-11-19 RU RU2019137150A patent/RU2730700C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5217187A (en) * | 1983-11-07 | 1993-06-08 | Criswell David R | Multi-use launch system |
| RU2232700C2 (en) * | 2001-09-05 | 2004-07-20 | Гашимов Мирсултан Исмаил-оглы | Method of injection of objects into near-earth orbit and recoverable aero-space rocket aircraft-carrier for realization of this method (aero-space system nur-said system) |
| RU2337040C2 (en) * | 2006-08-28 | 2008-10-27 | Мирсултан Исмаил оглы Гашимов | Lunar complex with reusable elements, earth-moon-earth transportation system and method to this effect |
| RU2008151929A (en) * | 2008-12-29 | 2010-07-10 | Валерий Туркубеевич Пчентлешев (RU) | COMPONENT AIRCRAFT |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2743061C1 (en) * | 2020-09-08 | 2021-02-15 | Валерий Николаевич Сиротин | Rocket launch complex with a rocket-catapult vehicle for flights to the moon and back |
| CN116181784A (en) * | 2023-03-20 | 2023-05-30 | 北京工业大学 | Single-degree-of-freedom folding and unfolding mechanism capable of realizing planar regular octagon/space spherical conversion |
| CN116181784B (en) * | 2023-03-20 | 2024-06-04 | 北京工业大学 | Single-degree-of-freedom folding and unfolding mechanism capable of realizing planar regular octagon/space spherical conversion |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5217187A (en) | Multi-use launch system | |
| US5143327A (en) | Integrated launch and emergency vehicle system | |
| US4471926A (en) | Transfer vehicle for use in conjunction with a reusable space shuttle | |
| AU693968B2 (en) | Space launch vehicles configured as gliders and towed to launch altitude by conventional aircraft | |
| US4834324A (en) | Multiconfiguration reusable space transportation system | |
| US6530543B2 (en) | Hypersonic and orbital vehicles system | |
| US20070012820A1 (en) | Reusable upper stage | |
| US11077960B2 (en) | Satellite launch system | |
| Sarigul-Klijn et al. | A study of air launch methods for RLVs | |
| US20140151509A1 (en) | Capsule system, service module, and reuseable reentry payload and docking module | |
| RU2730700C1 (en) | Device for delivery of tourists from near-moon orbit to surface of moon and subsequent return to ground | |
| Sippel et al. | A viable and sustainable European path into space–for cargo and astronauts | |
| US6257527B1 (en) | Hypersonic and orbital vehicles system | |
| RU2736657C1 (en) | Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth | |
| RU2730300C2 (en) | Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground | |
| RU2744844C1 (en) | Reusable space transportation system for one-way cargo delivery and mass delivery of tourists from long orbit to the lunar surface and following return to earth | |
| WO2013015840A1 (en) | Capsule system, service module, and reuseable reentry payload and docking module | |
| Sarigul-Klijn et al. | A comparative analysis of methods for air-launching vehicles from earth to sub-orbit or orbit | |
| US12017804B2 (en) | Satellite launch system | |
| RU2816907C1 (en) | Method of controlling transport space system for landing on the moon with return to near-earth space station | |
| Taylor et al. | Dream Chaser for Space Transportation: Tourism, NASA, and Military Integrated on a Atlas V | |
| Sivolella | The Untold Stories of the Space Shuttle Program: Unfulfilled Dreams and Missions that Never Flew | |
| Donahue | Air-launched mini-shuttle | |
| Wilson | Space colony transportation | |
| PETRO | Concepts for a personnel launch system |