RU2736657C1 - Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth - Google Patents
Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth Download PDFInfo
- Publication number
- RU2736657C1 RU2736657C1 RU2019133502A RU2019133502A RU2736657C1 RU 2736657 C1 RU2736657 C1 RU 2736657C1 RU 2019133502 A RU2019133502 A RU 2019133502A RU 2019133502 A RU2019133502 A RU 2019133502A RU 2736657 C1 RU2736657 C1 RU 2736657C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- earth
- orbit
- ozs
- fuel
- tourists
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/12—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles manned
-
- 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)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (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 be used 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 Ε и последующего взлета ЛК с ракетным блоком Ε с поверхности Луны, стыковки ЛК с ЛОК, 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. Недостатком данного технического решения является невозможность массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю в связи с ограниченностью диаметра лунного комплекса ЛЗ, обусловленной ограниченностью диаметра ракетного блока Г РН Н1, применение одноразовых элементов, требующих больших материальных затрат и удорожающих стоимость «путевки» для полета к Луне, 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.Known rocket-space system (Goodilin 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 launch vehicle (LV) N1 (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 a rocket block I and a lunar spacecraft (LSC) with a rocket block E, designed for landing one cosmonaut on the surface of the Moon as part of an LSC with a rocket block Ε and subsequent takeoff of the LSC with a rocket block Ε from the surface of the Moon, docking the LSC with the LSC, Earth with the help of the I rocket unit, the entrance of the LOC descent vehicle with the second cosmic speed into the Earth's atmosphere and landing on the Earth by parachutes. The disadvantage of this technical solution is the impossibility of mass delivery of tourists or payloads from the near-earth orbit to the circumlunar orbit and subsequent return to Earth due to the limited diameter of the LZ lunar complex due to the limited diameter of the rocket unit G LV N1, the use of disposable elements that require large material costs and increasing the cost of a "ticket" for a flight to the Moon, 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 during flight in the atmosphere.
Известна ракетно-космическая система (Александров В.Α., 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. Недостатком системы является невозможность массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю в связи с ограниченностью диаметра КА «Аполлон», обусловленной ограниченностью диаметра третьей ступени РН «Сатурн-5», применение одноразовых элементов, требующих больших материальных затрат и удорожающих стоимость «путевки» для полета к Луне, 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.Y., Vladimirov V.V., Dmitriev R.D. and others. Launch vehicles. - M .: Military Publishing, 1981. - 315 p.), Created in the United States, including a three-stage The Saturn-5 LV with the Apollo spacecraft and the lunar module, which ensured 50 years ago, for the first time in the history of civilization, the transition from a near-earth orbit to a circumlunar orbit using the third stage of the LV, 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 the circumlunar orbit to the lunar surface, and the takeoff stage of the lunar module took off from the lunar surface and docking with the 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 disadvantage of the system is the impossibility of mass delivery of tourists or payloads from near-Earth orbit to the lunar orbit and subsequent return to Earth due to the limited diameter of the Apollo spacecraft due to the limited diameter of the Saturn-5 LV third stage, the use of disposable elements requiring large material costs and higher costs of a "ticket" for a flight to the Moon, 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 during flight in the atmosphere.
В качестве аналога можно привести межорбитальный космический аппарат (патент РФ №2061630), содержащий связанные между собой с возможностью отделения дозвуковой самолет-разгонщик, снабженный турбореактивной двигательной установкой, выполненную по самолетной схеме промежуточную разгонную ступень, снабженную прямоточным воздушно-реактивным и ракетным двигателями, и орбитальный самолет, снабженный ракетным двигателем, причем промежуточная разгонная ступень и орбитальный самолет размещены на фюзеляже дозвукового самолета-разгонщика. Каждый из элементов межорбитального космического аппарата для выполнения своих функций должен быть оснащен выпускаемыми шасси для взлета и посадки, аэродинамическими рулями управления, системой управления, кабиной экипажа с фонарем кабины, снабжен необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа. Все элементы межорбитального космического аппарата должны обеспечивать многоразовое применение. Технический результат от использования межорбитального космического аппарата заключается в эффективном использовании атмосферного кислорода двигательными установками устройства, что позволяет уменьшить массу заправляемого в бортовые емкости жидкого окислителя и, соответственно, увеличить массу полезной нагрузки. Недостатком данного межорбитального космического аппарата является невозможность массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю в связи с ограниченностью диаметра фюзеляжа орбитального самолета.An analogue can be an interorbital spacecraft (RF patent No. 2061630), containing interconnected with the possibility of separation a subsonic booster aircraft equipped with a turbojet propulsion system, an intermediate booster stage made according to an aircraft scheme, equipped with a ramjet and rocket engines, and an orbital aircraft equipped with a rocket engine, with the intermediate booster stage and the orbital plane located on the fuselage of the subsonic booster aircraft. Each of the elements of an interorbital spacecraft to perform its functions must be equipped with a retractable landing gear for takeoff and landing, aerodynamic rudders, a control system, a crew cabin with a cockpit canopy, equipped with the necessary stock of a working fluid, the necessary equipment, equipment and crew life support. All elements of an interorbital spacecraft must be reusable. The technical result from the use of an interorbital spacecraft consists in the efficient use of atmospheric oxygen by the propulsion systems of the device, which makes it possible to reduce the mass of the liquid oxidizer charged into the onboard containers and, accordingly, to increase the payload mass. The disadvantage of this interorbital spacecraft is the impossibility of mass delivery of tourists or payloads from near-Earth orbit to the lunar orbit and subsequent return to Earth due to the limited diameter of the fuselage of the orbital aircraft.
Таким образом, известные технические средства не могут обеспечить массовую доставку туристов с околоземной орбиты на окололунную орбиту, стремящихся побывать вблизи Луны за низкую стоимость «путевки», и последующее их возвращение на Землю, а также обеспечить многоразовую доставку полезных грузов на околоземную или на окололунную орбиту. Причинами, препятствующими решению этой технической проблемы, являются ограниченность диаметра последних ступеней известных РН и самолетов малого диаметра фюзеляжа.Thus, the known technical means cannot ensure the mass delivery of tourists from the near-earth orbit to the circumlunar orbit, striving to visit the Moon for a low cost of the "voucher", and their subsequent return to Earth, as well as ensure the multiple delivery of payloads to the near-earth or near-lunar orbit ... The reasons that impede the solution of this technical problem are the limited diameter of the last stages of the known launch vehicles and aircraft with a small fuselage diameter.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention
Предлагается многоразовая космическая транспортная система для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю, состоящая из пяти элементов, взаимодействие между отдельными элементами которой обеспечивает выполнение поставленной задачи.A reusable space transport system is proposed for the mass delivery of tourists or payloads from near-Earth orbit to the lunar orbit and subsequent return to Earth, consisting of five elements, the interaction between the individual elements of which ensures the fulfillment of the task.
а. Первым элементом системы, выполняющим задачу массовой доставки туристов с околоземной орбиты на окололунную орбиту и последующего возвращения на Землю, является ОК многоразового применения, являющийся второй ступенью двухступенчатой РН, рассчитанный на выведение на околоземную орбиту заданного числа туристов и членов экипажа. Согласно изобретению целью является выведение ОК на околоземную орбиту, по которой движется орбитальная заправочная станция (ОЗС), являющаяся вторым элементом предлагаемой системы, сближение и стыковка с ОЗС для заправки топливом, необходимым для выведения ОК с околоземной орбиты на окололунную орбиту и последующего возвращения на Землю. Корпус ОК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем. Эффективность управления при спуске с орбиты 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. ОК 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. Маршевые и рулевые двигатели используются для выведения ОК на орбиту вокруг Земли, маневрирования на орбите для сближения и стыковки с ОЗС, выдачи разгонного импульса скорости для выведения на траекторию облета Луны, перехода на окололунную орбиту и последующего выведения на траекторию полета к Земле и спуска в атмосфере. В процессе выведения на орбиту ОЗС маршевые двигатели ОК поочередно отключают или дросселируют для удержания перегрузки в заданных пределах. Для управления углами атаки и крена при возвратном движении в атмосфере на всех участках полета используются аэродинамические рули - кормовой щиток и элевоны, устанавливаемые в кормовой части плоского днища. Для предотвращения срыва потока на больших углах атаки по бокам диска установлены аэродинамические кили. На задних частях килей установлены аэродинамические рули направления. Управление по дальности и по боковой координате осуществляется путем отклонения корпуса ОК на углы атаки и крена при движении в плотных слоях атмосферы. Для защиты корпуса ОК от внешних тепловых потоков при возвратном движении в атмосфере с гиперзвуковой скоростью на переднюю часть корпуса, днище, аэродинамические кили и рули нанесено теплозащитное покрытие. В конструкции ОК предусматривается кабина с экипажем и с фонарем кабины для управления на заключительном этапе движения в атмосфере Земли и посадки на аэродром базирования. ОК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение. Для сближения и стыковки с ОЗС с целью заправки топливом ОК 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.and. The first element of the system, which performs the task of mass delivery of tourists from a near-earth orbit to a circumlunar orbit and subsequent return to Earth, is a reusable OR, which is the second stage of a two-stage launch vehicle, designed to launch a given number of tourists and crew members into near-earth orbit. According to the invention, the goal is to inject an orbital into a near-earth orbit, along which an orbital refueling station (OZS) moves, which is the second element of the proposed system, to approach and dock with an OZS for refueling with the fuel necessary for launching an orbital from a near-earth orbit into a near-lunar orbit and subsequent return to Earth ... The OK 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 part. The efficiency of control during the descent from orbit is achieved due to a higher aerodynamic quality coefficient than that of 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 over the entire structure of the disk. The disk also provides lower overloads and lower external heat fluxes when passing through dense layers of the atmosphere at hypersonic speed. The OK is equipped with sustainer and steering rocket engines installed in the aft part of the disk, the necessary fuel supply, a control system, the necessary equipment, equipment and life support for the crew and tourists, as well as the landing gear. Cruising and steering engines are used to launch the spacecraft into orbit around the Earth, maneuvering in orbit for rendezvous and docking with the spacecraft, issuing an accelerating speed impulse for insertion into the trajectory of the flight around the Moon, transfer to the lunar orbit and subsequent insertion into the flight path to the Earth and descent into the atmosphere ... In the process of launching the OZS into orbit, the main engines of the OK are alternately turned off or throttled to keep the overload within the specified limits. To control the angles of attack and roll during return motion in the atmosphere, aerodynamic rudders are used - a stern shield and elevons, installed in the stern of the flat bottom. To prevent stalling of the flow at high angles of attack, aerodynamic keels are installed on the sides of the disk. At the rear of the keels, aerodynamic rudders are installed. Range control and lateral coordinate control is carried out by deflecting the OK body to the angles of attack and roll when moving in dense layers of the atmosphere. To protect the OK hull from external heat flows during return motion in the atmosphere at hypersonic speed, a heat-protective coating is applied to the front part of the hull, bottom, aerodynamic keels and rudders. The OK design provides for a cockpit with a crew and a cockpit canopy for control at the final stage of movement in the Earth's atmosphere and landing at a home airfield. OK is designed for multiple use, all of its motors are designed for multiple switching. For rendezvous and docking with the OZS for the purpose of refueling, the OC is additionally equipped with steering rocket motors installed in the bow of the hull, a telescopic docking unit extending beyond the contours of the hull, installed in the upper part of the hull, a radar system for performing search, detection, rendezvous, mooring, docking and undocking from the OZS, which is part of the control system, as well as electrical and refueling interfaces used for docking and refueling.
b. Вторым элементом системы является ОЗС, которая обеспечивает заправку ОК топливом, необходимым для его перелета с околоземной орбиты на окололунную орбиту и последующего возвращения на Землю. ОЗС представляет собой конструкцию из последовательно состыкованных между собой на орбите следующих герметичных модулей: служебного модуля, оснащенного панелями солнечных батарей, узлового модуля 1, обеспечивающего стыковку с четырьмя шлюзовыми модулями 1 и модулем окислителя, модуля горючего, узлового модуля 2, обеспечивающего стыковку с четырьмя шлюзовыми модулями 2. В служебном модуле размещаются: система управления полетом, средства жизнеобеспечения космонавтов, энергетический и информационный центр, средства навигации и связи, а также каюты для космонавтов. В кормовой части размещены ракетные двигатели, служащие для выдачи импульсов скорости с целью поддержания заданных параметров орбиты ОЗС. С шлюзовыми модулями 1 стыкуются космические корабли типа «Союз» и «Прогресс» для доставки космонавтов, средств жизнеобеспечения и топлива для ракетных двигателей служебного модуля. С шлюзовыми модулями 2 стыкуется ОК для заправки топливом перед полетом к Луне.b. The second element of the system is the OZS, which provides the OK with the fuel necessary for its flight from the near-earth orbit to the circumlunar orbit and subsequent return to the Earth. The OZS is a structure of the following sealed modules sequentially docked together in orbit: a service module equipped with solar panels, a
с. Третьим элементом системы является многоразовый космический танкер (КТ), который предназначен для выведения на круговую околоземную орбиту, на которой находится ОЗС, стыковки с ОЗС с использованием одного из шлюзовых модулей 2 с целью перекачки в нее необходимого объема топлива, доставленного с Земли. По форме, конструкции, размерам и другим параметрам КТ повторяет ОК. Отличие от ОК состоит в том, что КТ представляет собой беспилотный корабль с автоматическим управлением, у которого увеличенные по объему топливные баки вмещают дополнительное количество топлива для доставки на ОЗС. Другое отличие состоит в том, что у КТ отсутствует кабина экипажа с фонарем кабины. На всех этапах полета, включая выведение на орбиту, стыковку с ОЗС, перекачку топлива, спуск с орбиты и посадку на аэродром базирования КТ управляется автоматически. КТ рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение. Для доставки топлива на космический объект, находящийся на окололунной орбите, КТ после выведения на околоземную орбиту стыкуется с ОЗС для заправки топливом, необходимым для полета к Луне и последующего возвращения на Землю, после чего стартует к Луне и на окололунную орбиту, на которой стыкуется с заданным космическим объектом, после чего производится перекачка в него доставленного топлива. Далее КТ отстыковывается и возвращается на Землю.from. The third element of the system is a reusable space tanker (CT), which is designed to inject into a circular near-earth orbit where the OZS is located, docking with the OZS using one of the
d. Четвертым элементом системы является многоразовый космический грузовик (КГ), задачей которого является доставка с Земли на околоземную или на окололунную орбиту полезных грузов заданной массы. КГ по форме, конструкции, размерам и другим параметрам повторяет КТ. Отличие КГ от КТ состоит в том, что вместо баков для топлива, предназначенного для доставки на ОЗС, КГ имеет отсек для полезного груза, загружаемая масса которого равна массе топлива, доставляемого на ОЗС. Для доставки полезного груза на околоземную орбиту КГ после выведения на эту орбиту стыкуется с заданным космическим объектом, находящимся на этой орбите, с использованием своего стыковочного узла, после чего космонавты, находящиеся на заданном космическом объекте, переносят в него доставленный полезный груз. Далее КГ отстыковывается и возвращается на Землю. Для доставки полезного груза на окололунную орбиту КГ вначале выводится на орбиту ОЗС, где стыкуется с ОЗС, заправляется топливом, необходимым для перелета на окололунную орбиту и последующего возвращения на Землю, далее выводится на траекторию полета к Луне и на окололунную орбиту, на которой стыкуется с заданным космическим объектом, после чего космонавты, находящиеся на заданном космическом объекте, переносят в него доставленный полезный груз. Далее КГ отстыковывается и возвращается на Землю.d. The fourth element of the system is a reusable space truck (CG), whose task is to deliver payloads of a given mass from Earth to near-earth or lunar orbit. KG in shape, design, size and other parameters repeats CT. The difference between the KG and KT is that instead of tanks for fuel intended for delivery to the OZS, the KG has a compartment for the payload, the loaded mass of which is equal to the mass of the fuel delivered to the OZS. To deliver the payload to the near-earth orbit, the CG, after insertion into this orbit, is docked with a given space object in this orbit using its docking station, after which the cosmonauts on the given space object transfer the delivered payload into it. Then the KG undocks and returns to Earth. To deliver the payload to the circumlunar orbit, the CG is first put into the OZS orbit, where it is docked with the OZS, fueled with the fuel necessary for the flight to the circumlunar orbit and subsequent return to Earth, then it is placed on the flight path to the Moon and into the circumlunar orbit, where it docks a given space object, after which the cosmonauts who are on a given space object transfer the delivered payload into it. Then the KG undocks and returns to Earth.
е. Пятым элементом системы является ОК-спасатель, представляющий собой снаряженный ОК, но выводимый на околоземную или на окололунную орбиту, или на траекторию возвращения марсианского пилотируемого корабля (МПК) без экипажа и туристов. Задачей ОК-спасателя является спасение экипажа и туристов в случае возникновения на ОК, находящимся на околоземной или на окололунной орбите, или на МПК, движущимся по траектории возвращения с Марса, опасной нештатной ситуации. При возникновении на борту ОК или МПК опасной нештатной ситуации для спасения экипажа и туристов на эту орбиту или на траекторию возвращения МПК выводится снаряженный ОК-спасатель, который стыкуется с ОК или МПК, терпящем бедствие, экипаж и туристы через стыковочный узел переходят в ОК-спасатель, который отстыковывается от ОК или МПК, терпящего бедствие, и возвращается на аэродром базирования. Если ОК терпит бедствие на околоземной орбите, ОК-спасатель стыкуется с ним без дополнительной заправки, в остальных случаях ОК-спасатель заправляется на ОЗС.e. The fifth element of the system is the OC-rescuer, which is equipped with OC, but is launched into a near-earth or circumlunar orbit, or into the trajectory of the return of a Martian manned spacecraft (MPC) without a crew and tourists. The task of the OC-rescuer is to rescue the crew and tourists in the event of a dangerous emergency situation on the OC in near-earth or lunar orbit, or on the IPC moving along the trajectory of returning from Mars. In the event of a dangerous emergency situation on board the OK or MPK to rescue the crew and tourists, an equipped OK rescuer is deployed to this orbit or to the return trajectory of the MPK, which docks with the OK or MPK in distress, the crew and tourists go through the docking center to the OK rescuer , which undocked from the OC or IPC in distress and returned to the home airfield. If the OC is in distress in near-earth orbit, the OC-rescuer docks with it without additional refueling, in other cases the OC-rescuer refuel at the OZS.
Задачей этого изобретения является разработка многоразовой космической транспортной системы для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю.The objective of this invention is to develop a reusable space transport system for the mass delivery of tourists or payloads from near-Earth orbit to the lunar orbit and their subsequent return to Earth.
Поставленная задача решается тем, что многоразовая космическая транспортная система для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю, содержащая ОК, 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 аэродинамических килей, выпускаемыми шасси, кабиной экипажа с фонарем кабины, системой управления, тепловой защитой передней части корпуса, днища, аэродинамических килей и рулей от внешних тепловых потоков, 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, причем для сближения и стыковки с ОЗС ОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями, установленными в передней 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.The problem is solved by the fact that a reusable space transport system for the mass delivery of tourists or payloads from near-Earth orbit to the lunar orbit and their subsequent return to Earth, containing the OC, 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 of the disc with a flat bottom and sloping towards the aft, on the sides of which aerodynamic keels are installed, equipped with sustainer and steering rocket engines installed in the aft part of the hull and operating on environmentally friendly fuel components, aerodynamic rudders, a stern shield and elevons installed in the aft parts of the bottom, as well as rudders mounted on the rear parts of the aerodynamic keels, extended by the landing gear, the cockpit with a canopy, control system, thermal protection of the front part of the hull, bottom, aerodynamic keels and rudders from external heat flows, equipped with the necessary stock of a 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 repeated switching, and for the approach and docking with the OZS, the OK is additionally equipped with steering rocket engines installed in the front of the hull, a telescopic docking station extending beyond the hull contours, installed in the upper part of the hull, a radar system that is part of the control system, as well as electrical and refueling interfaces.
В состав системы входит создаваемая на околоземной орбите ОЗС, состоящая из следующих последовательно состыкованных между собой герметичных модулей: служебного модуля с панелями солнечных батарей, узлового модуля 1, модуля окислителя, модуля горючего, узлового модуля 2, причем к узловому модулю 1 пристыкованы еще четыре шлюзовых модуля 1 для стыковки пилотируемых и грузовых космических кораблей, а к узловому модулю 2 пристыкованы еще четыре шлюзовых модуля 2 для стыковки ОК, при этом в служебном модуле располагаются система управления полетом, средства навигации и связи, энергетический и информационный центр, система жизнеобеспечения космонавтов, а также каюты для космонавтов, а в кормовой части размещены ракетные двигатели.The system includes an OZS created in a near-earth orbit, consisting of the following sealed modules docked in series: a service module with solar panels,
В состав системы входит многоразовый КТ для доставки, с использованием одного из шлюзовых модулей 2, на ОЗС топливо с Земли, по форме и размерам близкий к ОК и представляющий собой беспилотный корабль с автоматическим управлением, у которого увеличенные по объему топливные баки способны вмещать дополнительное количество топлива для доставки на ОЗС, причем КТ выполнен без кабины экипажа и фонаря кабины и с возможностью доставки топлива, после его заправки топливом на ОЗС, на космический объект, находящийся на окололунной орбите.The system includes a reusable CT for delivery, using one of the
В состав системы входит многоразовый КГ, имеющий вместо указанных баков для топлива отсек для полезного груза, при этом загружаемая в него перед стартом масса полезного груза равна массе топлива, доставляемого КТ на ОЗС.The system includes a reusable CG, which has a payload compartment instead of the indicated fuel tanks, while the payload mass loaded into it before the start is equal to the mass of fuel delivered by the CT to the OZS.
В состав системы входит ОК-спасатель, представляющий собой снаряженный ОК, стартующий с Земли без экипажа и туристов, и предназначенный для выведения, после заправки на ОЗС необходимым количеством топлива, на орбиту ОК или МПК, терпящих бедствие, для стыковки с ними с обеспечением перехода экипажа и туристов ОК или МПК через стыковочный узел в ОК-спасатель, отстыковки ОК-спасателя от ОК или МПК, терпящих бедствие, и возвращения на аэродром базирования.The system includes an OK-rescuer, which is an equipped OC, which starts from the Earth without a crew and tourists, and is intended for launching, after refueling at the OZS with the necessary amount of fuel, into the orbit of the OC or IPC in distress, for docking with them, ensuring the transition crew and tourists OK or IPC through the docking hub in the OK-rescuer, undocking the OK-rescuer from the OK or IPC in distress, and return to the home airfield.
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов системы.The essence of the invention is illustrated by drawings of system elements.
На фиг. 1 приведены проекции ОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции ОК.FIG. 1 shows the projection of the OC on the vertical, horizontal and normal planes, on which the main structural elements of the OC are visible.
На фиг. 2 приведена схема ОЗС.FIG. 2 shows the scheme of the OZS.
На фиг. 3 приведены проекции КТ (КГ) на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции КТ (КГ).FIG. 3 shows the projection of the CT (CG) on the vertical, horizontal and normal planes, on which the main structural elements of the CT (CG) are visible.
На этих фигурах:In these figures:
1 - корпус ОК;1 - building OK;
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 - кормовой щиток;5 - aft shield;
6 - элевоны;6 - elevons;
7 - аэродинамические кили;7 - aerodynamic keels;
8 - рули направления;8 - rudders;
9 - фонарь кабины экипажа;9 - cockpit canopy;
10 - стыковочный узел;10 - docking unit;
11 - крышка отсека стыковочного узла;11 - docking unit compartment cover;
12 - шлюзовая камера;12 - airlock;
13 - люк шлюзовой камеры;13 - airlock hatch;
14 - служебный модуль;14 - service module;
15 - панели солнечных батарей;15 - solar panels;
16 - узловой модуль 1;16 -
17 - шлюзовой модуль 1;17 -
18 - модуль окислителя;18 - oxidizer module;
19 - модуль горючего;19 - fuel module;
20 - узловой модуль 2;20 -
21 - шлюзовой модуль21 - gateway module
2. Осуществление изобретения2. Implementation of the invention
Пример возможной реализации предложенного технического решенияAn example of a possible implementation of the proposed technical solution
1. ОК предназначен для выведения 100-а туристов и 10-и членов экипажа на круговую околоземную орбиту высотой 420 км, на которой находится ОЗС, стыковки с ней с целью заправки топливом для выведения на окололунную орбиту и последующего возвращения на Землю.1. The OC is designed to launch 100 tourists and 10 crew members into a circular near-earth orbit with an altitude of 420 km, on which the OZS is located, docking with it for the purpose of refueling for insertion into a circumlunar orbit and subsequent return to Earth.
По форме корпус ОК 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. Стартовая масса ОК равна 165 т и распределена следующим образом:The shape of the body OK 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 - 26,5 т;- weight of the structure - 26.5 tons;
- масса топлива для выведения на орбиту ОЗС -115,5 т;- the mass of the fuel for launching the OZS into orbit is 115.5 tons;
- масса оборудования и снаряжения -12 т;- weight of equipment and consumables -12 tons;
- масса туристов (100 ч.) и экипажа (10 ч.) -11 т;- mass of tourists (100 hours) and crew (10 hours) -11 tons;
- масса заправляемого на ОЗС топлива -100 т;- the mass of the fuel refueled at the OZS is 100 tons;
В кормовой части ОК 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 при работе ОК не более 4 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надежности выполнения задачи. Кроме того, в кормовой части установлены аэродинамические поверхности: кормовой щиток 5 и элевоны 6 для управления углами атаки и крена. Для предотвращения срыва потока на больших углах атаки по бокам диска установлены аэродинамические кили 7. На задних частях килей установлены аэродинамические рули направления 8. На переднюю часть ОК, днище 2, аэродинамические кили 7 и рули 5, 6, 8 нанесено теплозащитное покрытие (на фиг. 1 не показано). Имеется система управления, необходимое оборудование и снаряжение для туристов и экипажа со средствами жизнеобеспечения (на фиг. 1 не показано), кабина экипажа с фонарем кабины экипажа 9 для управления ОК при выполнении последующих после выведения на околоземную орбиту операций, при полете на окололунную орбиту и при возвращении к Земле, при движении в атмосфере и при посадке на аэродром базирования. Имеются выпускаемые шасси (на фиг. 1 не показано) для посадки «по-самолетному» на аэродром базирования. На всех скоростях полета ОК управление аэродинамическими рулями 5, 6, 8, при необходимости, дополняется управлением маршевыми ракетными двигателями 4 и рулевыми ракетными двигателями 3. ОК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение. Для сближения и стыковки с ОЗС с целью заправки топливом ОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями 3, установленными в носовой части корпуса, телескопическим стыковочным узлом 10, устанавливаемым в верхней части корпуса и выдвигаемым за обводы корпуса после открытия крышки отсека стыковочного узла 11, шлюзовой камерой 12 с люком шлюзовой камеры 13, 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). Имеющееся после заправки на борту ОК количество топлива 100 т распределяется следующим образом: 95 т расходуется на выведение ОК с околоземной орбиты на круговую окололунную орбиту высотой 5000 км над поверхностью Луны и последующий разгон и выведение на траекторию движения к Земле и 5 т используются для управления при движении в атмосфере со второй космической скоростью и при посадке на аэродром базирования. Запас характеристической скорости ОК на перелет к Луне и обратно составляет 5311 м/с. При этом обеспечивается ее расход следующим образом: 3600 м/с - на разгон и выведение на траекторию полета к Луне, 775 м/с - на торможение и переход на окололунную орбиту, еще 775 м/с - на разгон и выведение на отлетную траекторию полета от Луны, оставшиеся 161 м/с - на возможные коррекции траектории.In the aft part of the OK there are steering
2. ОЗС предназначена для заправки ОК топливом, необходимым для его перелета с околоземной круговой орбиты высотой 420 км на круговую окололунную орбиту высотой 5000 км и последующего возвращения на Землю. ОЗС представляет собой конструкцию (фиг. 2), состоящую из последовательно состыкованных между собой следующих герметичных модулей, служебного модуля (СМ) 14, оснащенного панелями солнечных батарей 15, узлового модуля 1 (УМ-1) 16, обеспечивающего стыковку с четырьмя шлюзовыми модулями 1 (ШМ-1) 17, модуля окислителя (МО) 18, модуля горючего (МГ) 19, узлового модуля 2 (УМ-2) 20, обеспечивающего стыковку с четырьмя шлюзовыми модулями 2 (ШМ-2) 21. В служебном модуле размещены система управления полетом, средства жизнеобеспечения, энергетический и информационный центр, средства навигации и связи, а также каюты для космонавтов. В кормовой части размещены ракетные двигатели (на фиг. 2 не показано), служащие для поддержания заданных параметров орбиты ОЗС. Со шлюзовыми модулями ШМ-1 стыкуются космические корабли типа «Союз» и «Прогресс» для доставки космонавтов, средств жизнеобеспечения и топлива для ракетных двигателей служебного модуля. Шлюзовые модули ШМ-1 могут использоваться для выхода космонавтов в открытый космос. Со шлюзовыми модулями ШМ-2 стыкуется ОК для заправки топливом перед полетом к Луне, КТ для перекачки доставленного с Земли топлива или для заправки перед полетом к Луне, КГ для заправки топливом перед полетом к Луне и ОК-спасатель для заправки топливом. Заправка ОК топливом производится при наличии на борту ОЗС 100 т топлива. Максимальная заправка ОЗС топливом составляет 114 т. При массовом соотношении потребного кислорода к водороду 5,85 масса кислорода равна 97,4 т, а масса водорода -16,6 т. При удельном весе жидкого кислорода 1,14 т/м3, заправляемого при температуре минус 185°С, объем кислородного бака равен 85,1 м3. При удельном весе жидкого водорода 0,071 т/м3, заправляемого при температуре минус 253°С, объем водородного бака равен 233,8 м3. При диаметре баков 5,1 м условная длина цилиндра бака кислорода равна 4,2 м, а бака водорода -11,5 м. Массовые характеристики модулей ОЗС следующие:2. The OZS is designed to fill the OC with the fuel necessary for its flight from a near-earth circular orbit with an altitude of 420 km to a circular circumlunar orbit with an altitude of 5000 km and subsequent return to Earth. OZS is a structure (Fig. 2), consisting of sequentially docked together the following sealed modules, service module (SM) 14 equipped with
- масса модуля СМ - 30 т;- weight of the SM module - 30 t;
- масса модуля УМ-1 - 4 т;- weight of the UM-1 module - 4 tons;
- масса модуля ШМ-1 - 6 т;- weight of the ShM-1 module - 6 tons;
- масса модуля МО - 5 т;- weight of the MO module - 5 tons;
- масса модуля ΜГ - 15 т;- the mass of the YG module - 15 t;
- масса модуля УМ-2 - 4 т;- weight of the UM-2 module - 4 tons;
- масса модуля ШМ-2 - 8 т.- the mass of the ShM-2 module is 8 tons.
Масса сухой станции ОЗС равна 114 т, заправленной топливом - 228 т. Стрелка на фиг. 2 указывает на направление полета ОЗС. Каждая из четырех панелей СБ устанавливается на СМ с помощью двухстепенного карданового подвеса с приводами. В процессе полета ОЗС ориентируется в осях текущей орбитальной системы координат, так что на освещенной части витка приводы панелей солнечных батарей обеспечивают непрерывное совмещение направления нормали к панелям с направлением на Солнце. Перед проведением маневра поддержания заданных параметров орбиты ОЗС разворачивается по каналу рыскания на 90° до совмещения продольной оси ОЗС с направлением полета таким образом, чтобы направление вектора тяги маршевых двигателей служебного модуля совпадало с направлением полета, после чего включаются ракетные двигатели служебного модуля.The mass of the dry station of the OZS is 114 tons, and that of the fuel-filled station is 228 tons. The arrow in Fig. 2 indicates the direction of flight of the OZS. Each of the four SB panels is installed on the SM using a two-degree gimbal suspension with drives. During the flight, the OZS is oriented in the axes of the current orbital coordinate system, so that on the illuminated part of the orbit, the drives of the solar panels ensure continuous alignment of the direction of the normal to the panels with the direction to the Sun. Before carrying out the maneuver to maintain the specified orbital parameters, the OZS is rotated along the yaw channel by 90 ° until the longitudinal axis of the OZS is aligned with the direction of flight so that the direction of the thrust vector of the main engines of the service module coincides with the direction of flight, after which the rocket engines of the service module are switched on.
3. Третьим элементом системы является КТ, который предназначен для выведения на круговую околоземную орбиту высотой 420 км, на которой находится ОЗС, стыковки с ней с целью перекачки в нее необходимого объема топлива, доставленного с Земли, и последующего возвращения на Землю. По форме (фиг. 3), конструкции, размерам и другим параметрам КТ повторяет ОК (фиг. 1). Отличие от ОК состоит в том, что КТ представляет собой беспилотный корабль с автоматическим управлением, у которого увеличенные по объему топливные баки (на фиг. 3 не показано) вмещают дополнительное количество топлива массой 19 т для доставки на ОЗС. Другое отличие состоит в том, что у КТ отсутствуют кабина экипажа с фонарем кабины, экипаж и туристы со средствами обеспечения их жизнедеятельности. Стартовая масса КТ равна 165 т и распределена следующим образом:3. The third element of the system is the CT, which is designed to be injected into a circular low-earth orbit with an altitude of 420 km, on which the OZS is located, docked with it in order to pump the required volume of fuel delivered from the Earth into it, and then return to the Earth. In shape (Fig. 3), design, size and other parameters, the CT repeats OK (Fig. 1). The difference from the OC is that the KT is an unmanned vehicle with automatic control, in which increased fuel tanks (not shown in Fig. 3) contain an additional amount of fuel weighing 19 tons for delivery to the OZS. Another difference is that KT does not have a cockpit with a cockpit canopy, crew and tourists with their life support equipment. The launch mass of the KT is 165 tons and is distributed as follows:
- масса конструкции - 26,5 т;- weight of the structure - 26.5 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 топлива для спуска с орбиты ОЗС - 4 т;- mass of fuel for descent from orbit OZS - 4 t;
- масса заправляемого для ОЗС топлива - 19 т.- weight of fuel filled for OZS - 19 tons.
При необходимости доставки 19 т топлива на окололунную станцию (ОЛС), находящуюся, например, на высоте 5000 км над поверхностью Луны, КТ после выведения на околоземную орбиту и стыковки с ОЗС дополнительно к имеющимся в баках 23 т топлива заправляет 86 т и выводится на траекторию полета к Луне и далее переходит на орбиту ОЛС и стыкуется с ней для перекачки топлива. Если высота орбиты ОЛС меньше 5000 км, масса заправляемого на ОЗС топлива должна быть увеличена. На всех этапах полета - запуска на орбиту, сближения и стыковки с ОЗС, перекачки топлива в баки ОЗС, спуска с орбиты и посадки «по-самолетному» на аэродром базирования - КТ управляется автоматически. КТ рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение.If it is necessary to deliver 19 tons of fuel to the near-lunar station (OLS), located, for example, at an altitude of 5000 km above the lunar surface, the CT after insertion into low-earth orbit and docking with the OZS, in addition to the 23 tons of fuel available in the tanks, refuel 86 tons and put on the trajectory flight to the Moon and then enters the OLS orbit and docks with it to pump fuel. If the orbital altitude of the OLS is less than 5000 km, the mass of the fuel to be filled at the OZS should be increased. At all stages of the flight - launch into orbit, rendezvous and docking with the OZS, pumping fuel into the OZS tanks, descent from orbit and landing “like an airplane” at the home aerodrome - the CT is controlled automatically. KT is designed for multiple use, all of its motors are designed for multiple switching.
4. Четвертым элементом системы является КГ, который предназначен для многоразовой доставки полезных грузов на околоземную или на окололунную орбиту. КГ по форме, конструкции, размерам и другим параметрам повторяет КТ (фиг. 3). Отличие КГ от КТ состоит в том, что вместо баков для топлива, предназначенного для доставки на ОЗС, КГ имеет отсек для полезного груза, например, для доставки на международную космическую станцию (МКС), загружаемая масса которого равна массе топлива, доставляемого на ОЗС. Стартовая масса КГ равна 165 т и распределена следующим образом:4. The fourth element of the system is KG, which is designed for multiple delivery of payloads to near-earth or lunar orbit. KG in shape, design, size and other parameters repeats KT (Fig. 3). The difference between KG and KT is that instead of fuel tanks intended for delivery to the OZS, the KG has a payload compartment, for example, for delivery to the International Space Station (ISS), the load mass of which is equal to the mass of the fuel delivered to the OZS. The launch mass of the KG is 165 tons and is distributed as follows:
- масса конструкции - 26,5 т;- weight of the structure - 26.5 tons;
- масса топлива для выведения на орбиту МКС - 115,5 т;- mass of fuel for launching into ISS orbit - 115.5 tons;
- масса топлива перед спуском с орбиты МКС - 4 т;- fuel mass before descent from the ISS orbit - 4 tons;
- масса полезного груза - 19 т.- payload mass - 19 tons.
При необходимости доставки 19 т полезного груза на ОЛС, находящуюся, например, на высоте 5000 км над поверхностью Луны, КГ после выведения на околоземную орбиту и стыковки с ОЗС дополнительно заправляет 86 т топлива и выводится на траекторию полета к Луне и далее переходит на орбиту ОЛС и стыкуется с ней для разгрузки полезного груза. Если высота орбиты ОЛС меньше 5000 км, масса заправляемого на ОЗС топлива должна быть увеличена.If it is necessary to deliver 19 tons of payload to the OLS, located, for example, at an altitude of 5000 km above the surface of the Moon, the CG, after insertion into a near-earth orbit and docking with the OZS, additionally refuels 86 tons of fuel and is put into the flight path to the Moon and then goes into the OLS orbit and docks with it to unload the payload. If the orbital altitude of the OLS is less than 5000 km, the mass of the fuel to be filled at the OZS should be increased.
На всех этапах полета - запуска на орбиту, сближения и стыковки с МКС, с ОЗС, или с ОЛС, выведения на траекторию обратного полета к Земле, спуска с орбиты и посадки «по-самолетному» на аэродром базирования КГ управляется автоматически. КГ рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение.At all stages of the flight - launch into orbit, rendezvous and docking with the ISS, with the OZS, or with the OLS, insertion into the trajectory of a return flight to the Earth, descent from orbit and landing “like an airplane” at the airfield of the CG base is controlled automatically. KG is designed for multiple use, all its motors are designed for multiple switching on.
5. Пятым элементом системы является ОК-спасатель, который предназначен для спасения экипажа и туристов орбитального корабля, находящегося на околоземной или на окололунной орбите, на борту которого возникла опасная нештатная ситуация, представляет собой снаряженный ОК, но стартует он с Земли без экипажа и туристов и после заправки на ОЗС необходимым количеством топлива выводится на орбиту ОК, терпящего бедствие, стыкуется с ним, экипаж и туристы через стыковочный узел переходят в ОК-спасатель, который отстыковывается от орбитального корабля, терпящего бедствие, и возвращается на аэродром базирования. Для спасения экипажа и туристов до ста десяти человек в МПК, возвращающемся из марсианской экспедиции, при возникновении на его борту опасной нештатной ситуации ОК-спасатель, не израсходовавший весь свой запас топлива при выведении на орбиту, дозаправляется на ОЗС топливом до максимальной величины 115,5 т. При этом он для проведения спасательной операции располагает характеристической скоростью 8000 м/с, которая обеспечивает встречу МПК и стыковку с ним на обязательном удалении от поверхности Земли более 132000 км на траектории движения МПК к Земле. Оставшиеся 5 т топлива используются для управления при движении в атмосфере со второй космической скоростью и при посадке на аэродром базирования.5. The fifth element of the system is an OK-rescuer, which is designed to rescue the crew and tourists of an orbital vehicle in low-earth or lunar orbit, on board which a dangerous emergency situation has arisen, is an equipped OK, but it starts from the Earth without a crew and tourists and after refueling at the OZS with the required amount of fuel, it is put into the orbit of the orbital in distress, docks with it, the crew and tourists go through the docking station to the rescuer, which undocks from the orbital ship in distress and returns to the home aerodrome. To save the crew and tourists up to one hundred and ten people in the IPC returning from the Martian expedition, in the event of a dangerous emergency situation on board, the OK rescuer, who did not use up all his fuel supply during launching into orbit, refuel at the OZS with fuel to a maximum value of 115.5 Thus, for carrying out the rescue operation, he has a characteristic speed of 8000 m / s, which ensures the meeting of the IPC and docking with it at a mandatory distance from the Earth's surface of more than 132,000 km on the trajectory of the IPC towards the Earth. The remaining 5 tons of fuel are used for control when moving in the atmosphere at the second space speed and when landing at the home airfield.
Многоразовая космическая транспортная система для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю работает следующим образом.The reusable space transport system for the mass delivery of tourists or payloads from near-Earth orbit to the lunar orbit and their subsequent return to Earth works as follows.
После окончания сборки ОЗС на круговой околоземной орбите высотой 420 км и проведения необходимых тестовых испытаний осуществляется снабжение ОЗС топливом с использованием многоразового космического танкера, доставляющего на ОЗС за один запуск 19 т топлива и стыкующегося с одним из шлюзовых модулей ШМ-2 ОЗС. После первой заправки ОЗС необходимыми 114 тоннами топлива на орбиту выводится ОК с туристами и экипажем, осуществляется сближение и стыковка ОК с ОЗС с использованием одного из шлюзовых модулей ШМ-2. После заправки 100 тоннами топлива и отстыковки от ОЗС в заданный момент времени включаются двигатели ОК для выдачи необходимого импульса скорости с целью выведения на траекторию полета к Луне, тормозных импульсов для перехода на круговую окололунную орбиту высотой 5000 км, после пребывания на которой в течение заданного времени, например, одних суток, ракетные двигатели ОК включаются с целью выхода на траекторию движения к Земле с последующим входом в атмосферу Земли со второй космической скоростью. После снижения до заданной высоты полета экипаж обеспечивает выпуск шасси и посадку ОК «по-самолетному» на аэродром базирования. На всех скоростях полета ОК в атмосфере Земли управление аэродинамическими рулями дополняется управлением маршевыми и рулевыми ракетными двигателями.After completing the assembly of the OZS in a circular low-earth orbit with an altitude of 420 km and carrying out the necessary test tests, the OZS is supplied with fuel using a reusable space tanker, which delivers 19 tons of fuel to the OZS in one launch and docks with one of the gateway modules ShM-2 OZS. After the first refueling of the OZS with the necessary 114 tons of fuel, the OC with tourists and the crew is put into orbit, the OC is brought into orbit with the OZS using one of the ShM-2 airlock modules. After refueling with 100 tons of fuel and undocking from the OZS at a given moment in time, the OK engines are turned on to issue the required velocity impulse in order to put on the flight trajectory to the Moon, braking impulses to transfer to a circular circumlunar orbit with an altitude of 5000 km, after staying in which for a given time , for example, for one day, the rocket engines are switched on in order to enter the trajectory of motion towards the Earth with the subsequent entry into the Earth's atmosphere at a second cosmic speed. After descending to a given flight altitude, the crew provides the landing gear and landing of the spacecraft "like an airplane" at the home airfield. At all flight speeds of the OC in the Earth's atmosphere, the control of the aerodynamic rudders is supplemented by the control of the cruise and steering rocket engines.
Для доставки полезного груза, например, на МКС, используется КГ, который выводится на орбиту МКС, стыкуется с МКС с использованием своего стыковочного узла, после чего космонавты, находящиеся на МКС, переносят в нее доставленный полезный груз, далее КГ отстыковывается и возвращается на Землю.To deliver payload, for example, to the ISS, the spacecraft is used, which is launched into the ISS orbit, docks with the ISS using its own docking station, after which the cosmonauts on the ISS transfer the delivered payload to it, then the spacecraft undocks and returns to Earth ...
Для доставки полезного груза на окололунную станцию, находящуюся на круговой окололунной орбите высотой, например, 5000 км над поверхностью Луны, КГ вначале выводится на орбиту орбитальной заправочной станции, стыкуется с ОЗС, заправляется 86 т топлива, затем выводится на траекторию полета к Луне с выходом на окололунную орбиту, на которой стыкуется с окололунной станцией, после чего космонавты, находящиеся на ОЛС, переносят в нее доставленный полезный груз, далее КГ отстыковывается от ОЛС и возвращается на Землю. Если заданная высота орбиты ОЛС меньше 5000 км, КГ заправляется на ОЗС большим количеством топлива.To deliver a payload to a circumlunar station located in a circular circumlunar orbit with an altitude of, for example, 5000 km above the surface of the Moon, the CG is first put into the orbit of an orbital filling station, docked with the OZS, refueled with 86 tons of fuel, and then put on a flight path to the Moon with an exit into a circumlunar orbit, in which it docks with a circumlunar station, after which the cosmonauts on the OLS transfer the delivered payload into it, then the spacecraft undocks from the OLS and returns to Earth. If the specified orbital altitude of the OLS is less than 5000 km, the CG is filled with a large amount of fuel at the OZS.
По аналогичной схеме осуществляется доставка топлива на окололунную станцию с использованием КТ.A similar scheme is used to deliver fuel to the lunar station using CT.
При возникновении на борту ОК, находящегося на околоземной орбите, опасной нештатной ситуации для спасения экипажа и туристов на эту орбиту выводится снаряженный ОК-спасатель, который стыкуется с ОК, терпящем бедствие, экипаж и туристы через стыковочный узел переходят в ОК-спасатель, который отстыковывается от ОК, терпящего бедствие, и возвращается на аэродром базирования.When a dangerous emergency situation arises on board a spacecraft in a near-earth orbit to rescue the crew and tourists, an equipped OK rescuer is brought into this orbit, which docks with an OC in distress, the crew and tourists go through the docking station to the OC rescuer, which undocks from the OK, in distress, and returns to the home airfield.
При возникновении на борту ОК, находящегося на окололунной орбите, опасной нештатной ситуации для спасения экипажа и туристов снаряженный ОК-спасатель выводится вначале на околоземную орбиту, на которой находится ОЗС, стыкуется с ней, заправляется необходимым количеством топлива и далее выводится на окололунную орбиту, на которой находится ОК, стыкуется с ним, экипаж и туристы через стыковочный узел переходят в ОК-спасатель, который отстыковывается от ОК, терпящего бедствие, выходит на траекторию движения к Земле, входит в атмосферу Земли и возвращается на аэродром базирования.When a dangerous emergency situation arises on board the OC located in a circumlunar orbit to rescue the crew and tourists, the equipped OC rescuer is first put into a near-earth orbit where the OZS is located, docked with it, refueled with the necessary amount of fuel and then put into a circumlunar orbit, into where the OC is located, docks with it, the crew and tourists go through the docking node to the OC-rescuer, which undocked from the OC in distress, enters the trajectory of motion to the Earth, enters the Earth's atmosphere and returns to the home airfield.
Для спасения экипажа и туристов до ста десяти человек в МПК, возвращающемся из марсианской экспедиции, при возникновении на его борту опасной нештатной ситуации ОК-спасатель после дозаправки на ОЗС топливом до максимальной величины 115,5 т переводится на траекторию движения МПК, в заданной точке траектории на удалении от поверхности Земли более 132000 км выравнивает скорость движения со скоростью МПК путем торможения и последующего разгона по направлению к Земле, так что в заданный момент времени он оказывается рядом с МПК, стыкуется с ним, экипаж и туристы МПК через стыковочный узел переходят в ОК-спасатель, который отстыковывается от МПК, терпящего бедствие, и возвращается на аэродром базирования.To save the crew and tourists up to one hundred and ten people in the IPC returning from the Martian expedition, in the event of a dangerous emergency situation on board, the OK rescuer, after refueling at the OZS with fuel to a maximum value of 115.5 tons, is transferred to the IPC movement trajectory, at a given point of the trajectory at a distance from the Earth's surface more than 132,000 km, it equalizes the speed of movement with the speed of the IPC by braking and subsequent acceleration towards the Earth, so that at a given moment in time it is close to the IPC, docks with it, the crew and tourists of the IPC through the docking station go to the OK - a rescuer who undocks from the IPC in distress and returns to the home airfield.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее массовую доставку туристов с околоземной орбиты на окололунную орбиту и последующее возвращение на Землю и, как следствие, уменьшение стоимости туристической «путевки» для полета к Луне, многоразовую доставку топлива или полезных грузов на околоземную или на окололунную орбиту, а также спасение экипажа и туристов ОК, находящегося на околоземной или окололунной орбите, или МПК, возвращающегося из марсианской экспедиции, на борту которого возникла опасная нештатная ситуация, реализуется за счет многоразовости используемых элементов ОК, КТ, КГ и ОК-спасателя, а также благодаря созданию ОЗС на околоземной орбите.As a result of the application of the present invention, a technical solution that ensures the mass delivery of tourists from a near-earth orbit to a circumlunar orbit and subsequent return to Earth and, as a result, a decrease in the cost of a tourist "voucher" for a flight to the Moon, multiple delivery of fuel or payloads to a near-earth or circumlunar the orbit, as well as the rescue of the crew and tourists of the OK, located in a near-earth or lunar orbit, or the IPC returning from the Martian expedition, on board which a dangerous emergency situation has arisen, is realized due to the reusability of the used elements of the OK, CT, KG and OK-rescuer, and also thanks to the creation of an OZS in low-earth orbit.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019133502A RU2736657C1 (en) | 2019-10-21 | 2019-10-21 | Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2019133502A RU2736657C1 (en) | 2019-10-21 | 2019-10-21 | Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2736657C1 true RU2736657C1 (en) | 2020-11-19 |
Family
ID=73461088
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2019133502A RU2736657C1 (en) | 2019-10-21 | 2019-10-21 | Reusable space transportation system for mass delivery from near-earth orbit to circumlunar orbit of tourists or payloads and subsequent return to earth |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2736657C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2758725C1 (en) * | 2021-03-03 | 2021-11-01 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" | Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2006130787A (en) * | 2006-08-28 | 2008-03-10 | Мирсултан Исмаил оглы Гашимов (AZ) | LUNAR COMPLEX WITH REUSABLE ELEMENTS, EARTH-EARTH-EARTH TRANSPORT SYSTEM AND ITS IMPLEMENTATION METHOD |
| RU2342288C1 (en) * | 2007-05-10 | 2008-12-27 | Закрытое акционерное общество Научно-методический центр "Норма" (ЗАО НМЦ "Норма") | Method of servicing cosmic articles and shuttle aerospace system for its implementation |
| US8500070B2 (en) * | 2009-06-10 | 2013-08-06 | Sunstar IM | Personal spacecraft |
| US9139311B2 (en) * | 2013-03-15 | 2015-09-22 | Robert Salkeld | Reusable global launcher |
| RU2618831C2 (en) * | 2012-07-31 | 2017-05-11 | Олег Александрович Александров | Method and air vehicle for moving in planetary atmosphere with speeds above the first space and highly integrated hypersonic vehicle apparatus (versions) for implementation of the method |
| RU2627902C2 (en) * | 2012-07-31 | 2017-08-14 | Олег Александрович Александров | Method and device for multiple launching to space and return of oversized cargo and method of use of oversized cargo on other planets |
-
2019
- 2019-10-21 RU RU2019133502A patent/RU2736657C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2006130787A (en) * | 2006-08-28 | 2008-03-10 | Мирсултан Исмаил оглы Гашимов (AZ) | LUNAR COMPLEX WITH REUSABLE ELEMENTS, EARTH-EARTH-EARTH TRANSPORT SYSTEM AND ITS IMPLEMENTATION METHOD |
| RU2342288C1 (en) * | 2007-05-10 | 2008-12-27 | Закрытое акционерное общество Научно-методический центр "Норма" (ЗАО НМЦ "Норма") | Method of servicing cosmic articles and shuttle aerospace system for its implementation |
| US8500070B2 (en) * | 2009-06-10 | 2013-08-06 | Sunstar IM | Personal spacecraft |
| RU2618831C2 (en) * | 2012-07-31 | 2017-05-11 | Олег Александрович Александров | Method and air vehicle for moving in planetary atmosphere with speeds above the first space and highly integrated hypersonic vehicle apparatus (versions) for implementation of the method |
| RU2627902C2 (en) * | 2012-07-31 | 2017-08-14 | Олег Александрович Александров | Method and device for multiple launching to space and return of oversized cargo and method of use of oversized cargo on other planets |
| US9139311B2 (en) * | 2013-03-15 | 2015-09-22 | Robert Salkeld | Reusable global launcher |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2758725C1 (en) * | 2021-03-03 | 2021-11-01 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева - КАИ" | Aircraft for intercontinental flights in the stratosphere |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5143327A (en) | Integrated launch and emergency vehicle system | |
| US6119985A (en) | Reusable rocket-propelled high altitude airplane and method and apparatus for mid-air oxidizer transfer to said airplane | |
| US5217187A (en) | Multi-use launch system | |
| US6530543B2 (en) | Hypersonic and orbital vehicles system | |
| US8534598B2 (en) | Direct flight far space shuttle | |
| WO1993009030A1 (en) | High altitude launch platform | |
| Sarigul-Klijn et al. | A study of air launch methods for RLVs | |
| US3262654A (en) | Space rendezvous apparatus and method | |
| US6257527B1 (en) | Hypersonic and orbital vehicles system | |
| US7281682B2 (en) | Spacecraft and launch system | |
| US3232560A (en) | Recoverable space vehicle | |
| 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 | |
| RU2730700C1 (en) | Device for delivery of tourists from near-moon orbit to surface of moon and subsequent return to ground | |
| US20210078736A1 (en) | Space transport system | |
| 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 | |
| RU2342288C1 (en) | Method of servicing cosmic articles and shuttle aerospace system for its implementation | |
| RU2730300C9 (en) | Device for mass delivery of tourists to stratosphere and subsequent return to ground | |
| Stanley | A space transportation architecture for the future | |
| Sarigul-Klijn et al. | A comparative analysis of methods for air-launching vehicles from earth to sub-orbit or orbit | |
| WO2013015840A1 (en) | Capsule system, service module, and reuseable reentry payload and docking module | |
| Sivolella | The Untold Stories of the Space Shuttle Program: Unfulfilled Dreams and Missions that Never Flew | |
| Malkin | The Space Shuttle: In 1979 the first flight of the Space Shuttle will herald a new era that will make full exploitation of space possible—and even businesslike | |
| Donahue | Air-launched mini-shuttle | |
| Hudson | Roton development and flight test program | |
| Semenov et al. | Aerodynamics of reentry vehicle Clipper at descent phase |