RU2741143C1 - Reusable spacecraft for delivering tourists from the lunar fueling station to the flight path of mars and subsequent return to that station - Google Patents
Reusable spacecraft for delivering tourists from the lunar fueling station to the flight path of mars and subsequent return to that station Download PDFInfo
- Publication number
- RU2741143C1 RU2741143C1 RU2020126628A RU2020126628A RU2741143C1 RU 2741143 C1 RU2741143 C1 RU 2741143C1 RU 2020126628 A RU2020126628 A RU 2020126628A RU 2020126628 A RU2020126628 A RU 2020126628A RU 2741143 C1 RU2741143 C1 RU 2741143C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- disk
- docking
- lzs
- spacecraft
- engines
- 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
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/16—Extraterrestrial cars
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Astronomy & Astrophysics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (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
Известен проект (СССР) межпланетного космического комплекса (МКК) для реализации пилотируемого полета на Марс (Бугров В.Е., «Марсианский проект С.П. Королева», электронная библиотека «ЛИТМИР», 427 с.) массой 350 т, выводимый отдельными модулями на низкую околоземную орбиту четырьмя ракетами-носителями (РН) сверхтяжелого класса Н1, стартовая масса каждой из которых 2800 т при массе полезной нагрузки 95 т, и собираемый из этих модулей на орбите в единую конструкцию. Проект основан на использовании в качестве двигателей РН жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на керосине и жидком кислороде и использовании аэродинамического торможения в атмосфере Марса для выхода на круговую орбиту искусственного спутника Марса. Экипаж МКК включал трех человек, причем два из них должны были высаживаться на поверхность Марса. МКК состоял из тяжелого межпланетного корабля (ТМК), посадочного комплекса (ПК) и разгонного блока (РБ), выводящего ТМК на траекторию возвращения на Землю. ТМК представлял собой пятиэтажный цилиндр переменного диаметра, в котором 1-й этаж - жилой, 2-й этаж - рабочий. 3-й этаж - биологический, 4 й этаж - приборно-агрегатный, 5-й этаж - спускаемый аппарат. ПК включал посадочное устройство, взлетную ракету и капсулу возвращения. После пребывания на поверхности Марса и стыковки капсулы возвращения с ТМК включались двигатели РБ, и ТМК направлялся к Земле. Изложенный проект позволял реализовать экспедицию на Марс. Недостатком этого проекта является большая стоимость его реализации, практически исключающая возможность участия туристов в этой экспедиции.There is a known project (USSR) of an interplanetary space complex (ICC) for the implementation of a manned flight to Mars (Bugrov V.E., "The Martian project of SP Korolev", electronic library "LITMIR", 427 pp.) Weighing 350 tons, modules into low-earth orbit by four launch vehicles (LV) of the super-heavy class H1, the launch mass of each of which is 2800 tons with a payload mass of 95 tons, and assembled from these modules in orbit into a single structure. The project is based on the use of liquid-propellant rocket engines (LPRE) powered by kerosene and liquid oxygen as LV engines and the use of aerodynamic braking in the Martian atmosphere to enter a circular orbit of an artificial Mars satellite. The IWC crew consisted of three people, two of whom were to land on the surface of Mars. The MSC consisted of a heavy interplanetary spacecraft (TMK), a landing complex (PC) and an upper stage (RB), which would bring TMK to the trajectory of returning to Earth. TMK was a five-story cylinder of variable diameter, in which the 1st floor was residential, the 2nd floor was a worker. 3rd floor - biological, 4th floor - instrumentation and assembly, 5th floor - descent vehicle. The PC included a landing gear, a take-off rocket and a return capsule. After staying on the surface of Mars and docking of the return capsule with TMK, the RB engines were turned on, and TMK was heading towards Earth. The outlined project made it possible to implement an expedition to Mars. The disadvantage of this project is the high cost of its implementation, which practically excludes the possibility of tourists participating in this expedition.
В качестве аналога изобретения принят проект многоразового космического корабля (КК) Starship фирмы Space X (США). По информации (https://www.rbc.ru>technoloqy and media>2017) этот корабль представляет собой интегрированную со второй ступенью конструкцию полностью многоразовой двухступенчатой РН сверхтяжелого класса BFR, разрабатываемой для пилотируемых полетов к Луне и Марсу. Основные проектные параметры КК следующие: диаметр 9 м, длина 50 м, масса конструкции 120 т, масса заправляемого перед стартом топлива (жидкий метан и жидкий кислород) 1200 т, масса полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту, равна 150 т. В кормовой части КК установлены шесть двигателей Raptor, три из которых адаптированы для работы в атмосфере Земли и имеют тягу каждый 200 тс, другие три адаптированы для работы вне атмосферы и имеют тягу по 204 тс. Многоразовая первая ступень РН Super Heavy имеет диаметр также 9 м, длину 70 м, 31 двигатель Raptor с тягой 5400 тс запускают ракету массой 4400 т. Проект предполагает дозаправку КК на низкой околоземной орбите с использованием тех же многоразовых КК в танкерном варианте. При этом после заправки топливных баков КК может доставить 150 т полезного груза на Марс.40 кают КК вмещают около 100 человек для полета на Марс. Посадка на поверхность Марса планируется с использованием аэродинамического торможения в атмосфере Марса и последующего реактивного торможения. В связи с отсутствием у КК топлива на обратный полет к Земле первые пилотируемые полеты планируются по траектории облета Марса, причем пока не будет экспериментально подтверждено качество конструкции КК Starship, можно ожидать, что в этих полетах будет участвовать весьма ограниченное количество туристов. В последующем КК будет доставлять на Марс исключительно колонистов. Таким образом, на первых этапах эксплуатации КК Starship стоимость полета одного туриста по траектории облета Марса будет составлять миллионы долларов, что является недостатком данного проекта.As an analogue of the invention, the project of the reusable spacecraft (SC) Starship by Space X (USA) was adopted. According to information (https://www.rbc.ru> technoloqy and media> 2017), this spacecraft is an integrated with the second stage design of a fully reusable two-stage super-heavy launch vehicle BFR, developed for manned flights to the Moon and Mars. The main design parameters of the spacecraft are as follows: diameter 9 m, length 50 m, structure mass 120 tons, mass of fuel (liquid methane and liquid oxygen) refueled before launch 1200 tons, mass of payload put into low-earth orbit is 150 tons. parts of the spacecraft installed six Raptor engines, three of which are adapted for operation in the Earth's atmosphere and each have a thrust of 200 tf, the other three are adapted for operation outside the atmosphere and have a thrust of 204 tf each. The reusable first stage of the Super Heavy LV also has a diameter of 9 m, a length of 70 m, 31 Raptor engines with a thrust of 5400 tf launch a rocket weighing 4400 tons. The project involves refueling the spacecraft in low-earth orbit using the same reusable spacecraft in the tanker version. At the same time, after refueling the fuel tanks, the spacecraft can deliver 150 tons of payload to Mars. 40 cabins of the spacecraft can accommodate about 100 people for a flight to Mars. Landing on the surface of Mars is planned with the use of aerodynamic braking in the atmosphere of Mars and subsequent jet braking. Due to the lack of fuel in the spacecraft for the return flight to Earth, the first manned flights are planned along the trajectory of the Mars flyby, and until the quality of the Starship spacecraft design is experimentally confirmed, it can be expected that a very limited number of tourists will participate in these flights. Subsequently, the KK will deliver exclusively colonists to Mars. Thus, at the first stages of the Starship spacecraft operation, the cost of one tourist's flight along the Mars flyby trajectory will amount to millions of dollars, which is a disadvantage of this project.
Наиболее близким к изобретению по технической сущности и принимаемым в качестве прототипа является космический аппарат (КА) по заявке №2020123203, осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, состоящий из двух стыкуемых на окололунной орбите элементов, доставляемых на нее по отдельности многоразовыми лунными орбитальными кораблями (ЛОК), представляющими собой вторую ступень ракеты-носителя, заправляемый на лунной заправочной станции (ЛЗС) топливом и далее выводимый на рабочую гало-орбиту в окрестность точки Лагранжа L2. Первым элементом КА является космическая платформа (КП), доставляемая на ЛЗС на внешней подвеске многоразового ЛОК. Для создания КА КП стыкуется на окололунной орбите с радиоретранслятором, являющимся вторым элементом КА и доставляемым к ЛЗС также на внешней подвеске другого ЛОК, и далее обеспечивает все необходимые угловые и пространственные перемещения КА с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2. КП представляет собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабжена телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части диска по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания и стыковки с радиоретранслятором, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке от ЛЗС. КП снабжена системами связи, навигации и управления. Для управления КП при переходе с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту и движения по ней используются рулевые ракетные двигатели малой и сверхмалой тяги, установленные по периметру диска. Сопла этих двигателей не выступают за поверхность диска. Тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления. Для работы всех двигателей на всех этапах полета КП оснащена топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива. Все двигатели КП рассчитаны на многократное включение. Вторым элементом КА является радиоретранслятор, который предназначен для приема и передачи радиосигналов как от лунного челнока (ЛЧ) с находящимися на его борту туристами на обратной стороне Луны на Землю, так и со стороны Земли в направлении ЛЧ. Радиоретранслятор выводится на окололунную орбиту в окрестность ЛЗС на внешней подвеске ЛОК. Он представляет собой круглый диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым на плоском днище по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой. Созданный в результате стыковки КА с использованием системы управления КП направляется в расчетную точку рабочей гало-орбиты. После перехода на гало-орбиту производится раскладывание радиоретранслятора, имеющего трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи. Раскладывание осуществляется системой управления радиоретранслятора с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым раскладывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира, установленного на одной стороне приборного блока. При этом раскладываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне. Вторым раскладывается блок солнечной батареи. В результате раскладывания нормаль к плоскости фоточувствительных элементов солнечной батареи оказывается параллельной направлению излучения антенны. Необходимое отслеживание углового движения Земли относительно КА и поддержание заданных параметров движения КА по гало-орбите обеспечивается системой управления КП. Недостаток этого проекта в силу конструктивных особенностей состоит в его неприспособленности для доставки туристов с орбиты ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на ЛЗС. Таким образом, одни существующие технические средства могут доставить туристов на орбиту облета Марса за очень высокую стоимость «путевки», другие вообще не в состоянии этого сделать.The closest to the invention in terms of technical essence and accepted as a prototype is a spacecraft (SC) according to application No. 2020123203, which provides information support for the mass delivery of tourists from a circumlunar orbit to the opposite side of the moon and subsequent return to Earth, consisting of two elements docked in a circumlunar orbit , delivered to it separately by reusable lunar orbital spacecraft (LOC), which are the second stage of the launch vehicle, refueled at the lunar filling station (LZS) with fuel and then put into a working halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 . The first element of the spacecraft is the space platform (CP), delivered to the LZS on the external sling of the reusable LOK. To create the spacecraft, the spacecraft docks in a circumlunar orbit with a radio relay, which is the second element of the spacecraft and is delivered to the LZS also on the external suspension of another LOC, and then provides all the necessary angular and spatial movements of the spacecraft from the circumlunar orbit to the working halo orbit in the vicinity of the Lagrange point L 2 ... The CP is a round sealed disk of large diameter with a flat bottom, equipped with a telescopic docking unit extending beyond the disk contours, installed in the upper part of the disk along the vertical axis of symmetry and closed by a cover, a radar system for performing search, detection, approach, mooring and docking with a radio relay , which is part of the control system, as well as electrical and refueling interfaces used for docking and refueling from LZS. The command post is equipped with communication, navigation and control systems. To control the CP during the transition from the circumlunar orbit to the working halo orbit and movement along it, low-thrust and ultra-low-thrust steering rocket engines installed along the perimeter of the disk are used. The nozzles of these motors do not protrude beyond the disc surface. The thrust of the motors ensures that all control operations are carried out. For the operation of all engines at all stages of flight, the control panel is equipped with a fuel system containing fuel tanks, into which the required amount of fuel is pumped when refueling at the LZS. All gearbox motors are designed for multiple starting. The second element of the spacecraft is a radio relay, which is designed to receive and transmit radio signals both from the lunar shuttle (LCH) with tourists on board on the far side of the Moon to the Earth, and from the Earth in the direction of the LCH. The radio relay is launched into a circumlunar orbit in the vicinity of the LZS on the external LOK suspension. It is a round disc of large diameter with a flat bottom, equipped with a telescopic docking unit extending beyond the contours of the body, installed on the flat bottom along the vertical axis of symmetry of the disc and closed by a cover. The spacecraft created as a result of docking using the control system of the spacecraft is directed to the calculated point of the working halo orbit. After the transition to the halo orbit, the radio repeater is unfolded, which has a three-layer structure, consisting of three blocks: an antenna unit, an instrument unit and a solar battery unit. Unfolding is carried out by the control system of the radio repeater using single-axis hinges with electric drives attached to the instrument block. The first is to unfold the antenna unit by turning it 180 ° relative to the axis of the hinge mounted on one side of the instrument unit. In this case, the expandable surface of the antenna unit housing has a parabolic shape, and its inner surface is a surface reflecting radio waves in the S-band. The second is the solar panel. As a result of unfolding, the normal to the plane of the photosensitive elements of the solar battery turns out to be parallel to the direction of radiation of the antenna. The necessary tracking of the angular motion of the Earth relative to the spacecraft and the maintenance of the specified parameters of spacecraft motion along the halo orbit is provided by the control system of the spacecraft. The disadvantage of this project, due to its design features, is its inability to deliver tourists from the LZS orbit to the trajectory of the Mars flyby and subsequent return to the LZS. Thus, some existing technical means can deliver tourists to orbit around Mars for a very high cost of the "voucher", while others are not able to do this at all.
Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the essence of the invention
Предлагается многоразовый КК, осуществляющий доставку туристов с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на эту станцию, состоящий из четырех стыкуемых на окололунной орбите ЛЗС модулей, доставляемых на нее с Земли по отдельности многоразовыми ЛОК, представляющими собой вторую ступень ракеты-носителя, заправляемый на ЛЗС топливом, снаряжаемый продовольствием (газами, в том числе кислородом, водой и пищей) и далее осуществляющий вывод на орбиту облета Марса с последующим возвращением на ЛЗС.A reusable spacecraft is proposed that carries out the delivery of tourists from the LZS to the trajectory of a flyby of Mars and subsequent return to this station, consisting of four LZS modules docked in a circumlunar orbit, delivered to it from the Earth separately by reusable LOC, which is the second stage of the launch vehicle, refueled on LZS with fuel, filled with food (gases, including oxygen, water and food) and then carrying out the launch into orbit of a fly-around of Mars with subsequent return to the LZS.
а. Первым элементом многоразового КК является силовой модуль (СМ), доставляемый на ЛЗС на внешней подвеске многоразового ЛОК, являющегося второй ступенью ракеты-носителя. СМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию космической платформы по заявке №2020123203. Он представляет собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабжен телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части диска по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания и стыковки с другими модулями КК, входящей в состав системы управления, а также электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке. СМ снабжен системами связи, навигации и управления. Для управления СМ при переходе от ЛЗС на траекторию облета Марса и движения по ней используются рулевые ракетные двигатели малой тяги, установленные по периметру нижней части диска с направлением вектора тяги параллельно его вертикальной оси. Сопла этих двигателей не выступают за поверхность нижней части диска. Двигатели имеют глубокую степень дросселирования тяги. Совокупная тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления. Для управления угловым и пространственным движением СМ при выполнении стыковочных операций с ЛЗС и другими модулями КК используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги. Двигатели первой группы расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска. Двигатели второй группы расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с одинаковым отклонением осей сопел в направлении касательных к окружностям их размещения попарно в противоположные стороны, так, что пара двигателей с одинаковым направлением сопел, один из которых расположен в верхней части диска, а другой - под ним в нижней части, при работе создает управляющий момент только относительно вертикальной оси диска и не создает других моментов. Сопла всех двигателей не выступают за поверхность диска. Для работы всех двигателей на всех этапах полета СМ оснащен топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива. Все двигатели СМ рассчитаны на многократное включение. Отличие СМ от космической платформы по заявке №2020123203 состоит в наличии второго телескопического выдвигаемого за обводы диска стыковочного узла, установленного на днище диска по вертикальной оси симметрии и закрываемого крышкой, предназначенного для стыковки с ЛЗС при сборке КК и заправке, для чего он снабжен электрическими и заправочными интерфейсами, а также в отсутствии заправочных интерфейсов у верхнего стыковочного узла.and. The first element of the reusable spacecraft is the power module (SM) delivered to the LZS on the external sling of the reusable LOC, which is the second stage of the launch vehicle. The SM in its shape, size and design repeats the shape, dimensions and design of the space platform according to application No. 2020123203. It is a round sealed disk of large diameter with a flat bottom, equipped with a telescopic docking unit extending beyond the disk contours, installed in the upper part of the disk along the vertical axis of symmetry and closed by a cover, a radar system for performing search, detection, approach, mooring and docking operations. KK modules, which is part of the control system, as well as electrical interfaces used for docking. SM is equipped with communication, navigation and control systems. To control the SM during the transition from the LZS to the trajectory of the flight around Mars and movement along it, low-thrust steering rocket motors are used, installed along the perimeter of the lower part of the disk with the thrust vector direction parallel to its vertical axis. The nozzles of these motors do not protrude from the bottom of the disc. The engines have a deep degree of thrust throttling. The combined thrust of the engines provides all control operations. To control the angular and spatial motion of the SM when performing docking operations with the LZS and other spacecraft modules, two groups of ultra-low-thrust rocket engines are used. Engines of the first group are located evenly around the disk perimeter, both on the upper and lower sides of the disk, with the axes of the nozzles parallel to the vertical axis of the disk. The motors of the second group are also located along the perimeter of the disc, both on the upper and lower sides of the disc, with the same deviation of the nozzle axes in the direction of tangents to the circles of their placement in pairs in opposite directions, so that a pair of motors with the same direction of nozzles, one of which is located in the upper part of the disc, and the other - below it in the lower part, during operation creates a control moment only relative to the vertical axis of the disc and does not create other moments. All engine nozzles do not protrude beyond the disc surface. For the operation of all engines at all stages of flight, the SM is equipped with a fuel system containing fuel tanks, into which the required volume of fuel is pumped when refueling at the LZS. All SM motors are designed for multiple switching. The difference between the SM and the space platform according to application No. 2020123203 consists in the presence of a second telescopic docking unit extending beyond the disk contours, installed on the bottom of the disk along the vertical axis of symmetry and closed with a lid, intended for docking with the LZS during assembly of the CC and refueling, for which it is equipped with electric and refueling interfaces, and in the absence of refueling interfaces at the top docking station.
b. Вторым модулем КК является продовольственный модуль (ПМ), доставляемый в окрестность ЛЗС на внешней подвеске многоразового ЛОК и стыкуемый с СМ. ПМ предназначен для хранения и использования полного запаса продовольствия для членов экипажа и туристов на протяжении всего времени полета. ПМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию СМ. Различие состоит в отсутствии двигателей, топливных баков, радиолокационной системы, системы управления полетом. Функции системы управления ограничены выполнением задач открытия крышек, выдвижения обоих стыковочных узлов и стыковкой. Внутреннее пространство ПМ разделено на отсеки для загрузки продовольствия.b. The second QC module is a food module (PM), delivered to the vicinity of the LZS on the external sling of a reusable LC and docked with the SM. The PM is designed to store and use a full supply of food for the crew and tourists throughout the flight. PM in its shape, size and design repeats the shape, dimensions and design of the SM. The difference lies in the absence of engines, fuel tanks, radar system, flight control system. The functions of the control system are limited to the tasks of opening covers, extending both docking stations and docking. The inner space of the PM is divided into compartments for loading food.
c. Третьим модулем КК является командный модуль (КМ), доставляемый в окрестность ЛЗС на внешней подвеске многоразового ЛОК и стыкуемый со сборкой СМ с ПМ. КМ совмещает в себе функции жилого (бытового) и рабочего (командного) отсеков. Здесь размещаются члены экипажа и туристы в течение всего времени полета. КМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию ПМ. Различие состоит во внутренней планировке модуля. В рабочем отсеке КМ сосредоточены все средства управления и контроля за работой всех систем КК.c. The third CC module is a command module (CM), delivered to the vicinity of the LZS on the external sling of a reusable LOC and docked with the SM assembly with the PM. KM combines the functions of residential (household) and working (command) compartments. This is where the crew and tourists are accommodated throughout the flight. KM in its shape, size and design repeats the shape, dimensions and design of the PM. The difference lies in the internal layout of the module. In the working compartment of the KM, all means of control and monitoring of the operation of all KK systems are concentrated.
d. Четвертым модулем КК является энергетический модуль (ЭМ), который доставляется в окрестность ЛЗС на внешней подвеске ЛОК, где стыкуется со сборкой СМ с ПМ и КМ. ЭМ осуществляет энергопитание КК в течение всего времени полета и непрерывную связь с наземными пунктами управления, а также защиту КК от солнечной радиации. ЭМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию ПМ. Он представляет собой круглый диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым на плоском днище по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой, имеет трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи. Раскладывание ЭМ осуществляется перед отстыковкой КК от ЛЗС с целью выведения КК на орбиту облета Марса с использованием системы управления ЭМ и трехосных кардановых подвесов с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым раскладывается антенный блок поворотом относительно поперечных осей карданового подвеса, установленного на одной стороне приборного блока. При этом раскладываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны. На внутренней поверхности антенного блока уложен облучатель антенны, соединенный шарнирно с тремя телескопическими опорами, закрепленными равномерно по периметру антенного блока с использованием одноосных шарниров с электроприводами. Включение приводов и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя антенного блока в фокус антенны. Вторым раскладывается блок солнечной батареи также поворотом относительно поперечных осей карданового подвеса, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно карданового подвеса антенного блока. После отстыковки КК от ЛЗС он занимает в пространстве заданное угловое положение, после чего в заданный момент времени включаются двигатели малой тяги СМ на заданное время, и КК переходит на траекторию облета Марса. В процессе полета продольная ось КК и нормаль к панели солнечной батареи направлены преимущественно на Солнце. На внешней открывшейся поверхности приборного блока установлена радиационная защита КК от солнечного излучения.d. The fourth KK module is an energy module (EM), which is delivered to the vicinity of the LZS on an external LOK suspension, where it is docked with the assembly of the SM with PM and CM. The EM provides power to the spacecraft during the entire flight time and provides continuous communication with ground control points, as well as protection of the spacecraft from solar radiation. EM in its shape, size and design repeats the shape, size and design of the PM. It is a round disk of large diameter with a flat bottom, equipped with a telescopic docking unit extending beyond the contours of the body, installed on the flat bottom along the vertical axis of symmetry of the disk and a closed cover, has a three-layer structure, consisting of three blocks: antenna unit, instrument unit and solar unit. batteries. The EM is unfolded before the spacecraft undocking from the LZS in order to inject the spacecraft into the Mars orbit using the EM control system and three-axis gimbals with electric drives attached to the instrument block. The first is to unfold the antenna unit by turning it relative to the transverse axes of the gimbal mounted on one side of the instrument unit. In this case, the unfolding surface of the antenna unit housing has a parabolic shape, and its inner surface is a surface reflecting radio waves. An antenna feed is placed on the inner surface of the antenna unit, which is pivotally connected to three telescopic supports, fixed uniformly along the perimeter of the antenna unit using uniaxial hinges with electric drives. Turning on the drives and their operation until reaching the stops ensures the installation of the antenna unit feed into the antenna focus. The second is to unfold the solar battery unit also by turning it relative to the transverse axes of the gimbal mounted on the opposite side of the instrument unit relative to the gimbal of the antenna unit. After undocking the spacecraft from the LZS, it occupies a given angular position in space, after which, at a given time, the SM thrusters are switched on for a specified time, and the spacecraft switches to the trajectory of the Mars orbital. During the flight, the longitudinal axis of the spacecraft and the normal to the solar panel are directed primarily towards the Sun. Radiation protection of the spacecraft from solar radiation is installed on the outer exposed surface of the instrument block.
Задачей этого изобретения является разработка многоразового КК для доставки туристов с ЛЗС на орбиту облета Марса и последующего возвращения на эту станцию.The objective of this invention is to develop a reusable spacecraft for the delivery of tourists from the LZS to the orbit around Mars and subsequent return to this station.
Поставленная задача решается тем, что многоразовый КК, осуществляющий доставку туристов с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на эту станцию, содержащий СМ, доставляемый на ЛЗС с помощью ЛОК, являющегося второй ступенью ракеты-носителя, представляющий собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный верхним телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части диска по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания и стыковки с другими модулями КК, входящей в состав системы управления, а также электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке, системами связи, навигации и управления, для управления СМ при переходе с окололунной орбиты на траекторию облета Марса и движения по ней используются рулевые ракетные двигатели малой тяги, установленные по периметру нижней части диска с направлением вектора тяги параллельно его вертикальной оси, сопла этих двигателей не выступают за поверхность нижней части диска, двигатели имеют глубокую степень дросселирования тяги, а совокупная тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления, для управления угловым и пространственным движением СМ при выполнении стыковочных операций с ЛЗС и с другими модулями КК используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, двигатели первой группы расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска, а двигатели второй группы расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с одинаковым отклонением осей сопел в направлении касательных к окружностям их размещения попарно в противоположные стороны, так, что пара двигателей с одинаковым направлением сопел, один из которых расположен в верхней части диска, а другой - под ним в нижней части, при работе создает управляющий момент только относительно вертикальной оси диска и не создает других моментов, при этом сопла всех двигателей не выступают за поверхность диска, для работы всех двигателей на всех этапах полета СМ оснащен топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива, все двигатели СМ рассчитаны на многократное включение, согласно изобретению, он содержит второй нижний телескопический выдвигаемый за обводы диска стыковочный узел, установленный на днище диска по вертикальной оси симметрии и закрываемый крышкой, и предназначенный для стыковки с ЛЗС при сборке КК и заправке, для чего он снабжен электрическими и заправочными интерфейсами, а верхний стыковочный узел не имеет заправочных интерфейсов.The problem is solved by the fact that a reusable spacecraft carrying out the delivery of tourists from the LZS to the trajectory of the flyby of Mars and subsequent return to this station, containing the SM, delivered to the LZS using the LOC, which is the second stage of the launch vehicle, which is a round sealed disk of large diameter with a flat bottom, equipped with an upper telescopic docking unit extending beyond the disk contours, installed in the upper part of the disk along the vertical axis of symmetry and a closed cover, a radar system for performing search, detection, approach, mooring and docking with other KK modules, which is part of the control system , as well as electrical interfaces used during docking, communication, navigation and control systems, to control the SM during the transition from a circumlunar orbit to the trajectory of the Mars flyby and movement along it, low-thrust steering rocket engines are used, installed along the perimeter of the lower part of the disk with the direction of the eyelids the thrust torus is parallel to its vertical axis, the nozzles of these engines do not protrude beyond the surface of the lower part of the disk, the engines have a deep degree of thrust throttling, and the total thrust of the engines ensures the performance of all control operations to control the angular and spatial motion of the SM when performing docking operations with the LZS and with other KK modules use two groups of ultra-low-thrust rocket engines, the engines of the first group are located evenly along the perimeter of the disk, both on the upper and lower sides of the disk with the axes of the nozzles parallel to the vertical axis of the disk, and the engines of the second group are also located along the perimeter of the disk, as from the upper and lower sides of the disk with the same deviation of the nozzle axes in the direction of tangents to the circles of their placement in pairs in opposite directions, so that a pair of motors with the same direction of nozzles, one of which is located in the upper part of the disk, and the other - under it at the bottom, when working, creates a manager the moment only relative to the vertical axis of the disk and does not create other moments, while the nozzles of all engines do not protrude beyond the surface of the disk, for the operation of all engines at all stages of flight, the SM is equipped with a fuel system containing fuel tanks, into which the required volume of fuel is pumped when refueling at the LZS , all SM engines are designed for multiple switching, according to the invention, it contains a second lower telescopic docking unit extending beyond the disk contours, mounted on the disk bottom along the vertical axis of symmetry and closed by a lid, and intended for docking with the LZS during assembly of the KK and refueling, for which it has electrical and refueling interfaces, and the top docking station does not have refueling interfaces.
В КК входит ПМ, доставляемый в окрестность ЛЗС с помощью ЛОК и стыкуемый с СМ, предназначенный для хранения и использования полного запаса продовольствия для членов экипажа и туристов на протяжении всего времени полета, повторяющий по своей форме, размерам и конструкции форму, размеры и конструкцию СМ, и отличающийся от СМ отсутствием двигателей, топливных баков, радиолокационной системы, системы связи, навигации и управления полетом, при этом функции системы управления ПМ ограничены выполнением задач открытия крышек, выдвижения обоих стыковочных узлов и стыковкой, а внутреннее пространство ПМ разделено на отсеки для загрузки продовольствия.The QC includes a PM, delivered to the vicinity of the LZS by means of the LOK and docked with the SM, designed to store and use a full supply of food for crew members and tourists throughout the entire flight time, repeating in its shape, size and design the shape, size and design of the SM , and differs from the SM by the absence of engines, fuel tanks, radar system, communication, navigation and flight control systems, while the functions of the PM control system are limited to performing the tasks of opening covers, extending both docking nodes and docking, and the internal space of the PM is divided into compartments for loading food.
В КК входит КМ, доставляемый в окрестность ЛЗС с помощью ЛОК и стыкуемый со сборкой СМ с ПМ, совмещающий в себе функции жилого, бытового и собственно командного отсеков для размещения членов экипажа и туристов, повторяющий по своей форме, размерам и конструкции форму, размеры и конструкцию ПМ и отличающийся от ПМ внутренней планировкой модуля и наличием средств управления и контроля за работой всех систем КК.The spacecraft includes a CM, delivered to the vicinity of the LZS using the LOC and docked with the assembly of the CM with the PM, combining the functions of residential, household and command compartments for accommodating crew members and tourists, repeating in its shape, size and design the shape, dimensions and the design of the PM and different from the PM in the internal layout of the module and the presence of control and monitoring tools for the operation of all QC systems.
В КК входит ЭМ, доставляемый в окрестность ЛЗС с помощью ЛОК и стыкуемый со сборкой СМ с ПМ и КМ, осуществляющий энергоснабжение КК в течение всего времени полета и непрерывную связь с наземными пунктами управления, а также обеспечивающий радиационную защиту КК от излучения Солнца, повторяющий по своей форме, размерам и конструкции форму, размеры и конструкцию ПМ и отличающийся от ПМ отсутствием верхнего телескопического выдвигаемого за обводы корпуса стыковочного узла, имеет трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи, раскладывание которых осуществляется перед отстыковкой КК от ЛЗС системой управления ЭМ с использованием трехосных кардановых подвесов с электроприводами, закрепленных на приборном блоке, первым из которых раскладывается антенный блок относительно поперечных осей карданового подвеса, установленного на одной стороне приборного блока, при этом раскладываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны, на внутренней поверхности антенного блока уложен облучатель антенны, соединенный шарнирно с тремя телескопическими опорами, закрепленными равномерно по периметру антенного блока с использованием одноосных шарниров с электроприводами, включение и работа которых до достижения упоров обеспечивает установку облучателя антенного блока в фокус антенны, а вторым раскладывается блок солнечной батареи относительно поперечных осей карданового подвеса, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно карданового подвеса антенного блока, так что в процессе полета к Марсу продольная ось КК и нормаль к панели солнечной батареи направлены преимущественно на Солнце, а на внешней открывшейся поверхности приборного блока установлена радиационная защита КК от излучения Солнца.The spacecraft includes EM, delivered to the vicinity of the LZS using the LOC and docked with the SM assembly with PM and CM, providing power to the spacecraft during the entire flight time and continuous communication with ground control points, as well as providing radiation protection of the spacecraft from solar radiation, repeating its shape, size and design, the shape, size and design of the PM and which differs from the PM in the absence of an upper telescopic docking unit extending beyond the contours of the housing, has a three-layer structure consisting of three blocks: an antenna unit, an instrument unit and a solar battery unit, which are folded out before undocking CC from LZS by the EM control system using three-axis gimbals with electric drives fixed on the instrument unit, the first of which is the antenna unit unfolds relative to the transverse axes of the gimbal mounted on one side of the instrument unit, while the folded surface of the antenna unit housing has a parabo a personal form, and its inner surface is a surface that reflects radio waves, an antenna feed is laid on the inner surface of the antenna unit, pivotally connected to three telescopic supports, fixed evenly along the perimeter of the antenna unit using uniaxial hinges with electric drives, the activation and operation of which until reaching the stops ensures installation of the antenna unit feed into the antenna focus, and the second one is to unfold the solar battery unit relative to the transverse axes of the gimbal mounted on the opposite side of the instrument unit relative to the antenna unit gimbal, so that during the flight to Mars, the longitudinal axis of the spacecraft and the normal to the solar battery panel are mainly directed on the Sun, and on the outer exposed surface of the instrument block, the radiation protection of the spacecraft from solar radiation is installed.
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов системы.The essence of the invention is illustrated by drawings of system elements.
На фиг. 1 приведены проекции СМ на вертикальную и горизонтальную плоскости.FIG. 1 shows projections of the SM on the vertical and horizontal planes.
На фиг. 2 приведены проекции ПМ на вертикальную и горизонтальную плоскости.FIG. 2 shows the projection of the PM on the vertical and horizontal planes.
На фиг. 3 приведены проекции КМ на вертикальную и горизонтальную плоскости.FIG. 3 shows the projection of the CM on the vertical and horizontal planes.
На фиг. 4 приведена проекция КА на вертикальную плоскость перед развертыванием ЭМ.FIG. 4 shows the projection of the spacecraft on the vertical plane before the deployment of the EM.
На фиг. 5 приведены проекции ЭМ на вертикальную и горизонтальную плоскости в развернутом состоянии ЭМ.FIG. 5 shows the projection of the EM on the vertical and horizontal planes in the expanded state of the EM.
На этих фигурах:In these figures:
1 - корпус СМ;1 - SM building;
2 - плоское днище корпуса СМ;2 - flat bottom of the SM body;
3 - верхний стыковочный узел СМ;3 - upper docking station SM;
4 - крышка верхнего стыковочного узла СМ;4 - cover of the upper docking station SM;
5 - рулевые ракетные двигатели малой тяги;5 - low-thrust steering rocket engines;
6 - рулевые ракетные двигатели сверхмалой тяги первой группы;6 - ultra-low-thrust steering rocket engines of the first group;
7 - рулевые ракетные двигатели сверхмалой тяги второй группы;7 - ultra-low-thrust steering rocket engines of the second group;
8 - нижний стыковочный узел СМ;8 - lower docking station SM;
9 - крышка нижнего стыковочного узла СМ;9 - cover of the lower docking station SM;
10 - корпус ПМ;10 - PM body;
11 - днище ПМ;11 - PM bottom;
12 - верхний стыковочный узел ПМ;12 - upper docking station PM;
13 - крышка верхнего стыковочного узла ПМ;13 - cover of the upper docking station PM;
14 - нижний стыковочный узел ПМ;14 - lower docking station PM;
15 - крышка нижнего стыковочного узла ПМ;15 - cover of the lower docking station PM;
16 - корпус КМ;16 - KM building;
17 - днище КМ;17 - KM bottom;
18 - верхний стыковочный узел КМ;18 - upper docking station KM;
19 - крышка верхнего стыковочного узла КМ;19 - cover of the upper docking station KM;
20 - нижний стыковочный узел КМ;20 - lower docking station KM;
21 - крышка нижнего стыковочного узла КМ;21 - cover of the lower docking station KM;
22 - корпус ЭМ;22 - EM case;
23 - параболическая антенна ЭМ;23 - EM parabolic antenna;
24 - приборный блок ЭМ;24 - EM instrument block;
25 - блок солнечной батареи ЭМ;25 - block of the solar battery EM;
26 - электропривод по оси «бета» подвеса антенного блока;26 - electric drive along the beta axis of the antenna unit suspension;
27 - электропривод по оси «альфа» подвеса антенного блока;27 - electric drive along the "alpha" axis of the antenna unit suspension;
28 - электропривод по оси раскладывания антенного блока;28 - electric drive along the axis of unfolding the antenna unit;
29 - облучатель антенны;29 - antenna feed;
30 - одноосный шарнир;30 - uniaxial hinge;
31 - телескопические опоры;31 - telescopic supports;
32 - одноосный шарнир;32 - uniaxial hinge;
33 - электропривод одноосного шарнира;33 - electric drive of the uniaxial hinge;
34 - электропривод по оси раскладывания блока солнечной батареи;34 - electric drive along the axis of unfolding the solar battery unit;
35 - электропривод по оси «альфа» подвеса блока солнечной батареи;35 - electric drive along the "alpha" axis of the suspension of the solar battery unit;
36 - электропривод по оси «бета» подвеса блока солнечной батареи;36 - electric drive along the beta axis of the suspension of the solar battery unit;
37 - радиационная защита КК от излучения Солнца.37 - radiation protection of the spacecraft from solar radiation.
Осуществление изобретенияImplementation of the invention
Пример возможной реализации предложенного технического решения.An example of a possible implementation of the proposed technical solution.
1. СМ предназначен для доставки КК с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на эту станцию и обеспечения его функционирования на этой орбите. СМ доставляется на ЛЗС с помощью многоразового ЛОК по заявке №2020123203 на его внешней подвеске. СМ конструктивно представляет собой круглый герметичный диск 1 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 2 (фиг. 1). Стартовая масса СМ равна 14 т, после заправки на ЛЗС топливом массой 57 т его масса в итоге становится равной 71 т и распределяется следующим образом:1. The SM is designed to deliver the spacecraft from the LZS to the trajectory of a flyby of Mars and subsequent return to this station and ensure its operation in this orbit. The SM is delivered to the LZS by means of a reusable LOK on application No. 2020123203 on its external sling. SM is structurally a round sealed disk 1 with a diameter of 10 m and a height of 4 m and has a flat bottom 2 (Fig. 1). The starting mass of the SM is 14 tons, after filling the LZS with fuel weighing 57 tons, its mass eventually becomes equal to 71 tons and is distributed as follows:
СМ снабжен верхним телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом 3, устанавливаемым в верхней части корпуса по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой 4, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания, стыковки с ПМ (на фиг. 1 не показано), входящей в состав системы управления, а также электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке с модулем ПМ. СМ снабжен системами связи, навигации, управления. Для управления КК при движении по траектории облета Марса и для поддержания параметров последней используются рулевые ракетные двигатели малой тяги, устанавливаемые по периметру нижней части диска с направлением вектора тяги параллельно его вертикальной оси. Сопла 5 этих двигателей не выступают за поверхность нижней части диска. Двигатели имеют глубокую степень дросселирования тяги. Совокупная тяга двигателей равна 20 тс и обеспечивает выполнение всех операций при пространственных перемещениях КК. Для управления движением СМ при выполнении стыковочных операций вначале с ПМ, а затем и с КМ и ЭМ, используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, например, 5 кгс. Двигатели первой группы расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел 6, параллельными вертикальной оси диска. Двигатели второй группы расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с одинаковым отклонением осей сопел 7 в направлении касательных к окружностям их размещения попарно в противоположные стороны, так, что пара двигателей с одинаковым направлением сопел, один из которых расположен в верхней части диска, а другой - под ним в нижней части, при работе создает управляющий момент только относительно вертикальной оси диска и не создает других моментов. Сопла всех двигателей не выступают за поверхность диска. Для работы всех двигателей на всех этапах СМ оснащен топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимое количество топлива. Все двигатели работают на экологически чистом топливе «жидкий кислород плюс жидкий водород» и имеют удельный импульс за пределами атмосферы не ниже 450 с. Все двигатели СМ рассчитаны на многократное включение. СМ оснащен вторым нижним телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом 8, устанавливаемым на днище корпуса по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой 9, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке на ЛЗС. По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески ЛОК СМ разворачивается на 180° относительно поперечной оси нижним стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки СМ с ЛЗС с использованием нижнего стыковочного узла. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления ЛЗС, СМ и ЛОК, на борту которого находится СМ. После стыковки СМ с ЛЗС ЛОК отстыковывается от СМ и возвращается на Землю, а СМ перестыковывается к ЛЗС нижним стыковочным узлом для частичной заправки топливом.The SM is equipped with an upper
2. ПМ служит для хранения и полного обеспечения продовольствием (газами, в том числе кислородом, водой и пищей) двух членов экипажа и четырех туристов, прибывающих на ЛЗС на борту пилотируемого ЛОК, в течение всего планируемого времени полета к Марсу и обратно, равного одному году. ПМ (фиг. 2) прибывает в окрестность ЛЗС на внешней подвеске ЛОК. Он представляет собой круглый диск 10 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 11. Стартовая масса СМ равна 14 т, после загрузки на ЛЗС продовольствием массой 37 т его масса в итоге становится равной 51 т и распределяется следующим образом:2. The PM serves for storage and full provision of food (gases, including oxygen, water and food) for two crew members and four tourists arriving at the LZS on board a manned LOC, during the entire planned flight time to Mars and back, equal to one year. PM (Fig. 2) arrives in the vicinity of the LZS on the external sling of the LOC. It is a
ПМ снабжен верхним телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом 12, устанавливаемым сверху корпуса по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой 13, с соответствующими электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке с модулем КМ, а также вторым нижним телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом 14, устанавливаемым на плоском днище 11 по вертикальной оси симметрии диска, и закрываемым крышкой 15, и снабженный соответствующими электрическими интерфейсами. По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески ЛОК ПМ разворачивается на 180° относительно поперечной оси нижним стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним частично заправленного на ЛЗС СМ. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления СМ, ПМ и ЛОК, на борту которого находится ПМ. После стыковки блок СМ с ПМ отстыковывается от ЛОК и далее с помощью нижнего стыковочного узла СМ стыкуется с ЛЗС.The PM is equipped with an upper
3. КМ совмещает функции жилого, бытового и рабочего (командного) отсеков. Здесь размещается экипаж и туристы в течение всего времени полета. КМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию ПМ (фиг. 3). Различие состоит во внутренней планировке модуля. В жилом отсеке размещаются каюты, в бытовом - комната отдыха и столовая. В рабочем отсеке КМ сосредоточены все средства управления и контроля за работой всех систем КА. КМ представляет собой круглый диск 16 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 17. Стартовая масса КМ равна 20 т и распределена следующим образом:3. KM combines the functions of residential, household and work (command) compartments. The crew and tourists are accommodated here throughout the flight. CM in its shape, size and design repeats the shape, dimensions and design of the PM (Fig. 3). The difference lies in the internal layout of the module. The living compartment accommodates cabins, the utility compartment contains a recreation room and a dining room. All means of command and control over the operation of all systems of the spacecraft are concentrated in the working compartment of the CM. KM is a
КМ снабжен верхним телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом 18, устанавливаемым сверху корпуса по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой 19, с соответствующими электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке с модулем ЭМ, а также вторым нижним телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом 20, устанавливаемым на плоском днище 17 по вертикальной оси симметрии диска, и закрываемым крышкой 21, и снабженный соответствующими электрическими интерфейсами. Стыковка состыкованного ранее блока СМ и ПМ с прибывшем в окрестность ЛЗС КМ на внешней подвеске ЛОК производится по той же схеме, что и стыковка СМ с ПМ. По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески ЛОК КМ разворачивается на 180° относительно поперечной оси нижним стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним блока СМ с ПМ. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления СМ, КМ и ЛОК, на борту которого находится КМ. После стыковки блок СМ с ПМ и КМ отстыковывается от ЛОК и с помощью нижнего стыковочного узла СМ стыкуется с ЛЗС.KM is equipped with an upper
4. ЭМ осуществляет энергопитание КК в течение всего времени полета и непрерывную связь с наземными пунктами управления, а также обеспечивает радиационную защиту КК от излучения Солнца. Он представляет собой круглый диск 22 диаметром 10 м и высотой 4 м (фиг. 4). ЭМ также имеет плоское днище, снабжен телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, установленным на плоском днище по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой (на фиг. 4 не показано). Стартовая масса КМ равна 14 т и распределена следующим образом:4. EM provides power supply to the spacecraft during the entire flight time and continuous communication with ground control points, and also provides radiation protection of the spacecraft from solar radiation. It is a
Стыковка состыкованного ранее блока СМ с ПМ и КМ с прибывшем в окрестность ЛЗС ЭМ на внешней подвеске ЛОК производится по той же схеме, что и стыковка блока СМ и ПМ с КМ. По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески ЛОК ЭМ разворачивается на 180° относительно поперечной оси стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним блока СМ с ПМ и КМ. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления СМ, ЭМ и ЛОК, на борту которого находится ЭМ. После стыковки блока СМ с ПМ, КМ и ЭМ созданный в результате последней стыковки КК (фиг. 4) отстыковывается от ЛОК и с помощью нижнего стыковочного узла СМ стыкуется с ЛЗС. После снабжения КК продовольствием, заправки топливом, средствами снабжения и перехода членов экипажа и туристов в КК его стартовая масса составит 156 т. Перед отстыковкой КК от ЛЗС производится раскладывание ЭМ (фиг. 5), имеющего трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока 23, приборного блока 24 и блока солнечной батареи 25. Раскладывание осуществляется с использованием трехосных кардановых подвесов с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым раскладывается антенный блок поворотом на 90° электроприводом по оси «бета» 26 подвеса, установленного на одной стороне приборного блока, и на 90° электроприводом по оси раскладывания 28 антенного блока карданового подвеса. При этом раскладываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму с диаметром, равным 9,5 м, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны. На внутренней поверхности антенного блока уложен облучатель антенны 29, соединенный одноосными шарнирами 30 с тремя телескопическими опорами 31 крепления облучателя, закрепленными равномерно по периметру антенного блока с использованием одноосных шарниров 32 с электроприводами 33. Включение приводов 33 и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя антенного блока в фокус антенны. Вторым раскладывается блок солнечной батареи 25 поворотом на 90° электроприводом по оси «бета» 36 подвеса, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно карданового подвеса антенного блока, и на 90° электроприводом по оси раскладывания 34 блока солнечной батареи. Диаметр солнечной батареи равен 9,5 м, вырабатываемая ею мощность не менее 7 кВт. Для защиты КК от излучения Солнца на внешней открывшейся поверхности приборного блока установлена радиационная защита 37 КК.The docking of the previously docked SM block with the PM and CM with the EM arriving in the vicinity of the LZS on the external LOK suspension is performed according to the same scheme as the docking of the SM and PM block with the CM. Upon arrival in the vicinity of the LZS, using the external suspension means, the LOC EM is rotated 180 ° relative to the transverse axis with a docking node in the direction opposite to the LOC to ensure docking of the SM unit with PM and CM. In this case, the docking process is ensured by the interaction of the control systems of the SM, EM and LOK, on board which the EM is located. After docking of the SM block with PM, CM and EM created as a result of the last docking CC (Fig. 4) is undocked from the LOC and with the help of the lower docking unit SM is docked with the LZS. After supplying the spacecraft with food, refueling, supply facilities and the transfer of crew members and tourists to the spacecraft, its starting mass will be 156 tons. Before the spacecraft is undocked from the LZS, the EM is unfolded (Fig. 5), which has a three-layer structure, consisting of three blocks: an
Многоразовый КК для доставки туристов с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на эту станцию работает следующим образом. После сборки КК и стыковки с ЛЗС производится заправка КК топливом, загрузка продовольствия, снаряжения и посадка членов экипажа и туристов в КМ. В результате его стартовая масса составит 156 т. После раскладывания ЭМ КК готов к полету. После отстыковки КК от ЛЗС и занятия необходимого положения в пространстве в заданный момент времени включаются двигатели малой тяги СМ на заданное время, в результате КК переходит на траекторию облета Марса. В процессе полета КК продольной осью ориентируется на Солнце, также на Солнце ориентируется и блок солнечной батареи. Антенный блок ориентируется по направлению на Землю. В процессе полета возможны коррекции траектории. По окончании полета КК с использованием тормозного импульса переходит на окололунную орбиту и далее стыкуется с ЛЗС. Для повышения надежности осуществления марсианской экспедиции предлагается к Марсу отправлять одновременно два КК, второй из которых также снаряжен, но является беспилотным КК. При полете по траектории они должны находиться в непосредственной близости друг от друга. При возникновении на борту пилотируемого КК опасной нештатной ситуации на любом этапе полета осуществляется стыковка двух КК с использованием нижних стыковочных узлов СМ и переход членов экипажа и туристов из пилотируемого КК в беспилотный КК, расстыковка двух КК и продолжение полета.The reusable spacecraft for delivering tourists from the LZS to the trajectory of the Mars flyby and subsequent return to this station works as follows. After assembling the spacecraft and docking with the LZS, the spacecraft is refueled with fuel, the food and equipment are loaded and the crew members and tourists are put into the spacecraft. As a result, its launch weight will be 156 tons. After unfolding the EV, the spacecraft is ready for flight. After undocking the spacecraft from the LZS and taking the required position in space at a given moment in time, the SM thrusters are switched on for a given time, as a result of the spacecraft it switches to the trajectory of the Mars flyby. During the flight, the spacecraft is oriented with its longitudinal axis to the Sun, and the solar battery unit is also oriented to the Sun. The antenna unit is oriented towards the Earth. During the flight, trajectory corrections are possible. At the end of the flight, the spacecraft, using a braking impulse, enters a circumlunar orbit and then docks with the LZS. To increase the reliability of the Martian expedition, it is proposed to send two spacecraft simultaneously to Mars, the second of which is also equipped, but is an unmanned spacecraft. When flying on a trajectory, they must be in close proximity to each other. If a dangerous emergency situation occurs on board the manned spacecraft at any stage of the flight, two spacecraft dock using the lower docking stations of the SM and the crew members and tourists transfer from the manned spacecraft to the unmanned spacecraft, the two spacecraft undocking and the continuation of the flight.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее доставку туристов с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующее возвращение на эту станцию за сравнительно небольшую стоимость туристической «путевки» для такого полета, реализуется за счет использования многоразового КК, состыкованного в окрестности ЛЗС из модулей, порознь доставляемых в окрестность ЛЗС на внешней подвеске многоразовых ЛОК и включающих силовой, продовольственный, командный и энергетический модули, заправки КК на ЛЗС топливом, загрузки продовольствием и снаряжением, перехода в него членов экипажа и туристов, раскладывания ЭМ перед отстыковкой от ЛЗС, перевода КК на траекторию облета Марса, функционирования на этой орбите при наличии радиационной защиты от излучения Солнца и последующего возвращения на ЛЗС, а также отказа от использования ракеты-носителя сверхтяжелого класса, стартующего с Земли.As a result of the application of the present invention, a technical solution that ensures the delivery of tourists from the LZS to the trajectory of a flyby of Mars and subsequent return to this station for a relatively low cost of a tourist "voucher" for such a flight is implemented through the use of a reusable spacecraft docked in the vicinity of the LZS from modules, separately reusable LZS delivered to the vicinity of the LZS on an external sling and including power, food, command and energy modules, fueling the LZS with fuel, loading food and equipment, transferring crew members and tourists into it, unfolding the EM before undocking from LZS, transferring the KK to the trajectory flyby of Mars, functioning in this orbit in the presence of radiation protection from solar radiation and subsequent return to the LZS, as well as refusal to use a super-heavy launch vehicle starting from the Earth.
Claims (4)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020126628A RU2741143C1 (en) | 2020-08-07 | 2020-08-07 | Reusable spacecraft for delivering tourists from the lunar fueling station to the flight path of mars and subsequent return to that station |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2020126628A RU2741143C1 (en) | 2020-08-07 | 2020-08-07 | Reusable spacecraft for delivering tourists from the lunar fueling station to the flight path of mars and subsequent return to that station |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2741143C1 true RU2741143C1 (en) | 2021-01-22 |
Family
ID=74213085
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2020126628A RU2741143C1 (en) | 2020-08-07 | 2020-08-07 | Reusable spacecraft for delivering tourists from the lunar fueling station to the flight path of mars and subsequent return to that station |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2741143C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2803917C1 (en) * | 2022-11-10 | 2023-09-21 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for constructing a space system for relaying information between lunar and earth stations |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060278765A1 (en) * | 2005-06-09 | 2006-12-14 | Strack David F L | Spacecraft Interface Module for Enabling Versatile Space Platform Logistics Support |
| RU2006132958A (en) * | 2007-03-09 | 2008-09-20 | Сергей Николаевич Ковалевский (RU) | DEVICE mid-size spacecraft frame structures without a common outer casing with a package of parallel vertical mounted cylindrical tanks and motionless landing gear FITTED VSTRECHNOIMPLOZIVNOY propulsion system based on the eight compression WALLED PUZHRD high working pressure with piston feed system propellants, operates in pulse regime with temporary automatic cutoff SUPPLY OF FUEL COMPONENTS, ALSO USE IN INTERNAL ENGINES ITS COMBUSTION OF RINGS APPLIED IN THE COSMELINE OF RING GAP SIPEL SEALS INSTEAD OF PISTON RINGS AND CANDLE IGNITIONS WITH AN EXTENDED CURVED VOLUME ELECTRIC CEREMICALLY |
| RU2376214C1 (en) * | 2008-06-27 | 2009-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method to deliver crew from earth surface to near-lunar orbit and back to earth surface therefrom |
| RU2728180C2 (en) * | 2018-08-17 | 2020-07-28 | Владимир Дмитриевич Денисов | Method of bringing to a given interplanetary orbit and a reusable transport-energy module |
-
2020
- 2020-08-07 RU RU2020126628A patent/RU2741143C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20060278765A1 (en) * | 2005-06-09 | 2006-12-14 | Strack David F L | Spacecraft Interface Module for Enabling Versatile Space Platform Logistics Support |
| RU2006132958A (en) * | 2007-03-09 | 2008-09-20 | Сергей Николаевич Ковалевский (RU) | DEVICE mid-size spacecraft frame structures without a common outer casing with a package of parallel vertical mounted cylindrical tanks and motionless landing gear FITTED VSTRECHNOIMPLOZIVNOY propulsion system based on the eight compression WALLED PUZHRD high working pressure with piston feed system propellants, operates in pulse regime with temporary automatic cutoff SUPPLY OF FUEL COMPONENTS, ALSO USE IN INTERNAL ENGINES ITS COMBUSTION OF RINGS APPLIED IN THE COSMELINE OF RING GAP SIPEL SEALS INSTEAD OF PISTON RINGS AND CANDLE IGNITIONS WITH AN EXTENDED CURVED VOLUME ELECTRIC CEREMICALLY |
| RU2376214C1 (en) * | 2008-06-27 | 2009-12-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" | Method to deliver crew from earth surface to near-lunar orbit and back to earth surface therefrom |
| RU2728180C2 (en) * | 2018-08-17 | 2020-07-28 | Владимир Дмитриевич Денисов | Method of bringing to a given interplanetary orbit and a reusable transport-energy module |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2803917C1 (en) * | 2022-11-10 | 2023-09-21 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for constructing a space system for relaying information between lunar and earth stations |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Li et al. | On-orbit service (OOS) of spacecraft: A review of engineering developments | |
| JPH0729640B2 (en) | Modular spacecraft system | |
| Price et al. | A high-heritage blunt-body entry, descent, and landing concept for human Mars exploration | |
| Smitherman et al. | Space transportation infrastructure supported by propellant depots | |
| RU2741143C1 (en) | Reusable spacecraft for delivering tourists from the lunar fueling station to the flight path of mars and subsequent return to that station | |
| Lappas et al. | Practical systems design for an earth-magnetotail-monitoring solar sail mission | |
| RU2131383C1 (en) | Take-off and landing spacecraft | |
| Benton et al. | Conceptual space vehicle architecture for human exploration of mars, with artificial gravity and mini-magnetosphere crew radiation shield | |
| Benton | Crew and Cargo Landers for Human Exploration of Mars-Vehicle System Design | |
| RU2735874C1 (en) | Spacecraft carrying out information support of mass delivery of tourists from near-moon orbit to the reverse side of the moon and subsequent return to the earth | |
| 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 | |
| Hempsell | A concept study into a post ISS architecture | |
| Benton | A Conceptual Mars Exploration Vehicle Architecture with Chemical Propulsion, Near-Term Technology, and High Modularity to Enable Near-Term Human Missions to Mars | |
| Guerster et al. | PERMANENT CREWED MARS BASE BY 2030—OUTCOMES OF AN INTERDISCIPLINARY, MULTINATIONAL STUDENT WORKSHOP | |
| Belyaev et al. | From the First Manned Mission into Space to the Permanently Manned Orbital Station | |
| Benton | Conceptual space vehicle architecture utilizing common modular elements for near-term human exploration of Mars | |
| Sivolella | The Untold Stories of the Space Shuttle Program: Unfulfilled Dreams and Missions that Never Flew | |
| Benton | Conceptual common modular design for crew and cargo landers and deep space vehicles for human exploration of the solar system | |
| Benton | Conceptual Design of Crew Exploration Lander for Asteroid Ceres and Saturn Moons Rhea and Iapetus | |
| Benton | Crew Exploration Lander for Ganymede, Callisto, and Earth's Moon: Vehicle System Design | |
| ODell et al. | The Mars Base Camp Re-Usable Crewed Descent and Ascent Vehicle | |
| Stanley et al. | Exploration systems architecture study: Overview of architecture and mission operations approach | |
| Smitherman | Space Launch System Co-Manifested Payload Options for Habitation | |
| Crocker | Future Commercial Applications for the Dynetics Human Landing System | |
| Hempsell et al. | Mission capture with a multi-role capsule |