ЛУННЫЙ КОМПЛЕКС С МНОГОРАЗОВЫМИ ЭЛЕМЕНТАМИ, ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА ЗЕМЛЯ-ЛУНА-ЗЕМЛЯ И СПОСОБ ЕЕ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ Российский патент 2008 года по МПК B64G1/16 B64G1/14 B64G1/12 

Изобретения относятся к области аэрокосмической техники и могут быть использованы при создании постоянно действующей транспортной системы между Землей и Луной, а также, в будущем, между Землей и Марсом.

Из уровня техники известна ракетно-космическая система "Сатурн-5-Аполлон" (см., например, В.И.ЛЕВАНТОВСКИЙ. Механика космического полета в элементарном изложении, изд. третье. М.: "Наука", 1980, стр.268-290).

Ракетно-космическая система "Сатурн-5-Аполлон" включает два состыкованных лунных корабля, выводимых трехступенчатой РН "Сатурн-5" на низкую околоземную орбиту и затем переводимых ее третьей ступенью на траекторию полета к Луне с выходом на начальную селено-центрическую орбиту.

В одном из лунных кораблей-модулей, т.н. орбитальном размещаются три астронавта, два из которых осуществляют во втором, посадочном корабле (лунной кабине) спуск на Луну, а затем взлет с Луны на орбиту ее искусственного спутника для стыковки с орбитальным кораблем, на котором весь экипаж возвращается на Землю и приводняется в Атлантическом океане.

Известная транспортная система является одноразовой.

В качестве наиболее близких аналогов предлагаемых лунного комплекса, транспортной системы Земля-Луна-Земля и способа ее осуществления выбраны технические решения, описанные в патенте [1] RU 2232700 С2, выданном ГАШИМОВУ М.И. на "Способ выведения космических объектов на околоземную орбиту и многоразовый составной аэрокосмический ракетный самолет-носитель для его осуществления" ("Аэрокосмическую систему "НУРСАИД").

Данная аэрокосмическая система использует многоразовые элементы и может служить основой для построения более экономичных транспортных космических систем, регулярно осуществляющих перевозки между Землей и Луной, а в перспективе - между Землей и Марсом.

Известный из [1] комплекс включает в себя тяжелый многоразовый двухступенчатый составной аэрокосмический ракетный самолет-носитель (САРСН) и космический объект, выводимый этим самолетом-носителем на околоземную орбиту.

САРСН имеет несколько автономно возвращаемых аэрокосмических ракетных самолетов-ступеней. Каждый из этих самолетов-ступеней в процессе полета многоразового САРСН на околоземную орбиту выполняет функции, аналогичные функциям отдельной ступени известной многоступенчатой баллистической ракеты-носителя, но в отличие от ступеней этой ракеты-носителя, каждый самолет-ступень, отделившись от продолжающей полет части многоразового САРСН автономно возвращается на Землю, совершает мягкую горизонтальную посадку на ВПП и может быть повторно и многократно использован в последующих космических запусках.

Все самолеты-ступени конструктивно выполнены по одинаковой схеме и каждый из них - это плоское треугольное летающее крыло с малым размахом, с двухкилевым вертикальным оперением, с трехопорным посадочным колесным шасси, оснащенное аэродинамической и газодинамической системами управления. На каждом самолете-ступени ракетные двигатели (РД) и их модули расположены рядно в двигательном отсеке, в хвостовой части между вертикальными килями. Поверхность над фюзеляжем между вертикальным двухкилевым оперением каждого самолета-ступени служит грузовой палубой для размещения полезного груза (космического объекта).

Известная из [1] транспортная система может быть составлена из комплексов, каждый из которых включает в себя тяжелый многоразовый двухступенчатый САРСН и космический объект, выводимый САРСН на околоземную орбиту.

Начальный отрезок полета САРСН происходит в самолетном, аэродинамическом режиме с использованием суммарного аэродинамического качества несущих плоскостей всех самолетов-ступеней, сбрасываемого кессонного крыла и, возможно, самого космического объекта (например, если это многоразовый космический челнок). Затем на расчетной высоте и скорости с использованием аэродинамической и газодинамической систем управления САРСН плавно переходит с аэродинамической траектории полета по восходящей прямой на баллистическую траекторию полета.

Начиная с этого этапа полета, на протяжении траектории выведения на околоземную орбиту происходит последовательное отделение от многоразового САРСН его составных конструктивных элементов с возвращением их обратно на Землю в целостном состоянии без их разрушения.

Первым отделяется от САРСН сбрасываемое комбинированное кессонное крыло. Сброс его происходит сразу после перехода на баллистическую траекторию полета, после чего оно разделившись на две части по срединной линии возвращается на землю с помощью парашютных систем с приводнением в расчетном районе водной акватории. Затем последовательно на расчетных отрезках траектории выведения от САРСН отделяются соответствующие самолеты-ступени, совершающие посадку на взлетно-посадочную полосу (ВПП) в расчетном районе на свое посадочное колесное шасси.

Далее все эти конструктивные элементы проходят комплекс необходимых регламентных, а также по необходимости ремонтно-восстановительных работ, вновь собираются в единый САРСН и используются в последующих космических запусках.

Известный из [1] способ осуществления транспортной системы включает горизонтальную сборку комплекса в виде многоразового двухступенчатого САРСН и космического объекта, горизонтальный старт этого комплекса, выход на баллистическую траекторию полета, разгон и вывод космического объекта на низкую околоземную орбиту, возвращение отделяемых элементов САРСН на Землю.

Известные из [1] методы и средства не направлены на решение конкретной задачи создания замкнутой транспортной системы типа Земля-Луна-Земля, с техническим результатом в виде экономично и регулярно осуществляемых перевозок между Землей и Луной (а в перспективе - между Землей и Марсом).

На решение этой задачи и достижение указанного технического результата направлены настоящие изобретения.

При этом могут быть заложены основы для исследования и освоения Луны на постоянной основе путем создания стационарных лунных объектов в соответствии с программой лунных экспедиций пребывания (ЛЭП), а в будущем - аналогичных программ посещения планеты Марс.

Согласно первому из изобретений группы, предлагаемый лунный комплекс (ЛК) состоит из тяжелого двухступенчатого САРСН [1] и лунного блока (ЛБ), который размещен на грузовой палубе второго орбитального ракетного самолета-ступени.

ЛБ в свою очередь составлен из трех элементов:

- разгонного блока (РБ) с топливными баками,

- лунного модуля (ЛМ) и

- лунного челнока (ЛЧ), который служит для доставки на Луну 2-х и возвращения обратно на Землю 3-х или 4-х астронавтов.

ЛЧ оснащен маршевым РД и соответствующими вспомогательными РД, а верхняя часть его корпуса имеет теплозащитное углерод-углеродное покрытие, обеспечивающее теплозащиту ЛЧ при возвращении его обратно на Землю и прохождении сквозь плотные слои атмосферы.

ЛМ и ЛЧ имеют продолговатые треугольные в плане корпуса. Корпус ЛМ по габаритам и объему 3-4 раза больше корпуса ЛЧ, который размещен в специальном объемном габаритном углублении над хвостовой частью ЛМ.

ЛЧ может служить одновременно элементом системы аварийного спасения на участке выведения.

ЛМ доставляет на Луну 2-3-х астронавтов, определенное количество груза и предназначен для дальнейшего использования на Луне в качестве автономного элемента стационарной лунной базы. Постепенно, из определенного числа таких модулей, периодически доставляемых с Земли, может быть сформирована самодостаточная инфраструктура такой базы, обеспечивающая оптимальные режимы жизнедеятельности и работы астронавтов на Луне. Поэтому ЛМ имеет значительный внутренний объем, оснащен необходимым числом только вспомогательных РД и разделен на командный, технологический и приборный отсеки.

РБ горизонтально расположен под ЛМ, предназначен для выведения ЛБ с низкой на оптимальную околоземную орбиту и разгона с нее до 2-ой космической скорости для выхода на траекторию полета к Луне, а также коррекции этой траектории с обеспечением условий и режимов всех этапов полета вплоть до прилунения ЛМ. Для этого РБ оснащен маршевым РД, работающим как на низкокипящих, так и на высококипящих топливных компонентах, содержит соответствующие топливные баки. Также на ЛМ находится приборный отсек с приборами различных систем управления, в т.ч. с радиоаппаратурой для траекторных измерений, источниками электроэнергии и иными приборами.

Малое притяжение на Луне (а также и на Марсе) при определенных условиях позволяет космическим аппаратам, имеющим мобильное шасси, горизонтально садиться и горизонтально стартовать с поверхности планеты.

Поэтому ЛМ и ЛЧ оснащены гусеничным шасси с электроприводом и гидравлической тормозной системой. Это обеспечивает мягкое горизонтальное прилунение с коротким пробегом, мобильность на Лунной поверхности в сочетании с высокой проходимостью, а также горизонтальный старт ЛЧ с Луны с коротким разбегом для возвращения ЛЧ с астронавтами на Землю.

При этом, в конце разбега, в момент отрыва ЛЧ от лунной ВПП от него отделяется гусеничное шасси и остается на Луне. Дополненное определенными элементами конструкции это шасси также может с пользой служить как основа своеобразного лунного транспортного средства.

ЛК стартует горизонтально с разбегом по ВПП за счет тяги стартовых РД первого ракетного самолета-ступени. В конце разбега ЛК отделяется от стартовой платформы-шасси, которая тормозится и остается на ВПП, а ЛК начинает набор высоты по восходящей прямой в самолетном аэродинамическом режиме. На расчетной высоте, после исчерпания запасов горючего в кессонах сбрасываемого крыла ЛК плавно переходит с аэродинамической на баллистическую траекторию полета со сбросом кессонного крыла, которое опускается на парашютах на водную акваторию или мягко приземляется с помощью вертолетного подхвата.

На расчетном отрезке баллистической траектории полета, достигнув своего динамического потолка (порядка 65-70 км) от ЛК отделяется первый ракетный самолет-ступень и, совершив управляемый спуск, приземляется на ВПП.

Второй орбитальный ракетный самолет-ступень отделяется от ЛК уже на низкой околоземной орбите на высоте порядка 188-190 км и также совершает управляемый спуск и приземляется на ВПП. С этой высоты орбиты вступает в работу РБ, который поднимает ЛБ на высокую орбиту (более 320 км) и переводит его с этой орбиты на траекторию полета к Луне со скоростью порядка 11 км/сек. На протяжении всей трассы полета посредством РБ производятся необходимые промежуточные коррекции траектории, а также торможение при подлете к Луне, выход на начальную и круговую селеноцентрическую орбиту с обеспечением заданных условий горизонтального прилунения ЛЧ на заранее выбранный участок Лунной поверхности.

При этом оптимальной может служить схема, при которой уже с начальной эллиптической орбиты с апоселением порядка 300 км ЛБ с помощью двигателя РБ переводится на орбиту снижения с высотой переселения порядка 20 км, на которой ЛЧ отделяется от ЛМ. При этом ЛМ с помощью разгонного импульса переходит на базовую орбиту ожидания высотой около 111 км, а ЛЧ продолжает снижение с помощью своего основного РД и необходимого набора вспомогательных двигателей, постепенно снижая скорость и высоту за счет газодинамического торможения с одновременным обеспечением продольной и поперечной устойчивости движения ЛЧ относительно лунной поверхности.

Примерно через 10 мин после начала торможения начинается этап ближнего подхода к месту посадки - с расстояния порядка 500 м, высоты порядка 150 м, горизонтальная составляющей скорости порядка 15-20 м/сек. С этого момента горизонтальное прилунение ЛЧ включает: снижение, выравнивание, выдерживание, касание лунной поверхности задними кромками гусеничного шасси с изначальным выдерживанием и постепенным уменьшением расчетного угла наклона ЛЧ к лунной поверхности до полного касания Луны обеими гусеницами и окончательное газодинамическое в сочетании с механическим торможение до полной остановки челнока в конце пробега по Луне.

После горизонтального прилунения ЛЧ двое астронавтов специальными средствами обозначают и подготавливают посадочную полосу необходимой длины для горизонтального прилунения также и ЛМ, находящегося на окололунной орбите.

Затем ЛМ с помощью РД на РБ производит торможение, сход с окололунной орбиты и управляемый спуск с использованием соответствующих вспомогательных РД уменьшенной тяги. При этом на расчетном расстоянии от посадочной полосы и расчетной высоте производится сброс РБ, после чего ЛМ горизонтально прилуняется с использованием своего гусеничного шасси, аналогично ЛЧ.

Так закладывается основа постоянно действующей Лунной базы. После прибытия второй ЛЭП астронавты первой ЛЭП для возвращения на Землю горизонтально стартуют с лунной ВПП на своем ЛЧ, от которого в конце разбега по полосе отделяется и остается на Луне гусеничное шасси. При этом от первой ЛЭП остается также и ЛМ. Каждая вновь прибывающая ЛЭП будет увеличивать численность мобильных специализированных ЛМ на одну единицу, оптимизируя инфраструктуру Лунной базы.

Стартовав с Луны, ЛЧ выходит на базовую селено-центрическую орбиту высотой примерно 111 км, затем разгоняется с помощью маршевого РД до скорости примерно 2,5 км/сек, и выходит на траекторию полета к Земле.

Через 2,5 или 3 суток полета, после необходимых коррекций траектории и торможения ЛЧ выходит на расчетную околоземную орбиту, сближается с находящимся на ней орбитальным самолетом-ступенью (с которого стартовала к Луне 2-я ЛЭП), стыкуется и жестко фиксируется к его грузовой палубе. При этом поднимаются бортовые углерод-углеродные теплозащитные щитки орбитального самолета-ступени и он с ЛЧ на борту совершает управляемый спуск и приземляется горизонтально на ВПП с астронавтами 1-й ЛЭП.

Т.о. замыкается рабочий цикл транспортной системы Земля-Луна-Земля.

С целью повышения производительности транспортной системы Земля-Луна-Земля, предполагается со временем использовать наряду с сочлененными ЛМ и ЛЧ также и полноразмерные, имеющие значительно больший объем: универсальные аппараты ЛМ-У и ЛЧ-У (фиг.5).

При этом ЛМ-У будет доставлять на Луну наряду с определенным числом астронавтов значительное количество грузов и в дальнейшем будет использоваться как один из специализированных модулей Лунной базы. А ЛЧ-У может быть специализирован для высококомфортной транспортировки значительного числа астронавтов и некоторых грузов в обоих направлениях, между Землей и Луной.

Сущность изобретений поясняется чертежами на следующих фигурах:

Фиг.1 - ЛК, вид спереди.

Фиг.2 - ЛК, вид сзади.

Фиг.3 - Общий вид первого и второго орбитальных самолетов-ступеней с детализацией некоторых элементов.

Фиг.4 - Вид сбоку и сверху сочлененных ЛМ и ЛЧ, а также РБ с детализацией некоторых элементов.

Фиг.5 - Вид сбоку ЛМ и ЛЧ - совмещенных, а также ЛМ-У и ЛЧ-У - универсальных полноразмерных в сборке с РБ.

Фиг.6 - Схема полета в замкнутой транспортной системе Земля-Луна-Земля, выполняемая с использованием предлагаемого ЛК.

Фиг.7 - Составные элементы ЛК, а также схема выведения ЛБ на низкую околоземную орбиту с помощью тяжелого двухступенчатого многоразового САРСН.

ЛК 108 состоит из САРСН 18, а также РБ 97, ЛБ 98, ЛМ 99, ЛЧ 100 и топливных баков 101, размещенных на РБ 97.

ЛЧ 100 оснащен маршевым РД 102 (фиг.2) и необходимым числом вспомогательных РД 109 (фиг.2-4). Верхняя часть корпуса ЛЧ 100 имеет теплозащитное углерод-углеродное покрытие 111.

ЛЧ 100 размещен в специальном объемном углублении - габаритном седле 107 над хвостовой частью ЛМ 99 (фиг.2).

ЛМ 99 имеет значительный внутренний объем, снабжен необходимым числом только вспомогательных РД 109 и разделен на командный, технологический и приборный отсеки.

Разгонный блок РБ 97 с топливными баками 101 горизонтально расположен под ЛМ 99, предназначен для выведения ЛБ 98 низкой, порядка 185-190 км околоземной орбиты на траекторию полета к Луне, а также для коррекции этой траектории.

РБ 97 оснащен маршевым РД 118, устойчиво работающим как на низкокипящих, так и на высококипящих топливных компонентах в соответствующих топливных баках 101 (фиг.1-4).

На ЛМ 99 (фиг.4, 5) находится приборный отсек с приборами различных систем управления полетом, в том числе с источниками электроэнергии и иными приборами, определенная часть которых периодически может быть возвращена на Землю с отлетающими ЛЧ для повторного использования.

ЛМ 99 и ЛЧ 100 оснащены гусеничным шасси с электроприводом и гидравлической тормозной системой. Гусеничные шасси 105 и 106 (фиг.2, 4, 5) обеспечивают ЛМ 99 и ЛЧ 100 мобильность на лунной поверхности и высокую проходимость.

САРСН 18 состоит из стартовой платформы-шасси 12 и горизонтально, друг над другом размещенных на нем сбрасываемого кессонного крыла 13, первого ракетного самолета-ступени 14 и второго ракетного орбитального самолета-ступени 15. На грузовой палубе последнего размещен ЛБ 98, состоящий из РБ 97, ЛМ 99 и ЛЧ 100 (фиг.7).

ЛК 108 (фиг.1, 2) стартует горизонтально с разбегом по ВПП за счет горизонтальной тяги стартовых РД 30 первого самолета-ступени 14. В конце разбега ЛК 108 отделяется от стартовой платформы-шасси 12, которая тормозится и остается на ВПП, а ЛК 108 начинает набор высоты по восходящей прямой в самолетном, аэродинамическом режиме (фиг.7).

На расчетной высоте после исчерпания запасов горючего в кессонах сбрасываемого крыла ЛК 108 плавно переходит с аэродинамической на баллистическую траекторию полета, сбрасывая кессонное крыло 13, которое опускается на парашютах на водную акваторию или мягко приземляется с помощью системы вертолетного подхвата.

На расчетном отрезке баллистической траектории полета, достигнув своего динамического потолка (порядка 67-70 км) от ЛК 108 отделяется первый самолет-ступень 14 и, совершив управляемый спуск, приземляется на ВПП (фиг.7).

Второй орбитальный самолет-ступень 15 отделяется от ЛК 108 уже на низкой околоземной орбите, на высоте порядка 188-190 км, и так же, как первый ракетный самолет-ступень, совершает управляемый спуск и горизонтально приземляется на ВПП (фиг 7).

РБ 97 поднимает ЛБ 98 на оптимально высокую орбиту (порядка 320 км) и переводит его с этой орбиты на втором витке вокруг Земли на траекторию полета к Луне со скоростью порядка 11 км/с (фиг.6).

На протяжении полета к Луне посредством управляющих импульсов РД 118, а также вспомогательных РД 109 РБ 97 производятся необходимые коррекции траектории, а также торможение при подлете к Луне, выход на исходную круговую селеноцентрическую орбиту с обеспечением заданных условий горизонтального прилунения ЛЧ 100 на заранее выбранный участок Лунной поверхности (фиг.4, 5).

При этом оптимальной может служить схема, при которой уже с начальной эллиптической орбиты, имеющей апоселений порядка 300 км, ЛБ 98 с помощью РД 118 переводится на орбиту снижения с высотой переселения порядка 20 км, на которой ЛЧ 100 отделяется от ЛМ 99. После этого ЛМ 99 с помощью РД 118 переходит на базовую орбиту ожидания высотой около 111 км, а ЛЧ 100 продолжает снижение с использованием своего основного РД 102 и набора вспомогательных РД 110 (фиг.2), постепенно снижая скорость и высоту за счет газодинамического торможения с одновременным обеспечением продольной и поперечной устойчивости движения ЛЧ 100 относительно лунной поверхности.

На расстоянии порядка 8-10 км от места горизонтальной посадки ЛЧ 100 на высоте порядка 2,5 км и горизонтальной скорости примерно 150 м/сек - начинается этап дальнего подхода с возможностью ручного управления, а с высоты 150 м и расстояния примерно 500 м от места посадки начинается этап ближнего подхода при скорости порядка 15-20 м/сек и последующего, описанного выше прилунения.

После прилунения ЛЧ 100 (фиг.7) двое астронавтов специальными средствами обозначают и подготавливают ВПП необходимой длины для горизонтального прилунения также и ЛМ 99.

В процессе снижения ЛМ 99, на расчетном расстоянии от ВПП и расчетной высоте производится сброс РБ 97, после чего ЛМ 99 горизонтально прилуняется, аналогично ЛЧ, посредством своего гусеничного шасси 105.

С момента прилунения ЛМ 99 команда 1-й ЛЭП в составе 4-х астронавтов начинает свою лунную вахту.

После прибытия на Луну 2-й ЛЭП астронавты 1-й ЛЭП для возвращения на Землю горизонтально стартуют с лунной ВПП на своем ЛЧ 100 (фиг.7), как описано выше.

От 1-й ЛЭП на Луне остается также и ЛМ 99, чем закладывается материально-техническая основа постоянно действующей Лунной базы, и каждая вновь прибывающая ЛЭП будет увеличивать мобильные специализированные ЛМ на одну единицу, оптимизируя инфраструктуру Лунной базы.

Стартовав с Луны, ЛЧ 100 выходит на базовую селеноцентрическую орбиту высотой около 111 км, затем разгоняется с помощью своего маршевого РД 102 до скорости порядка 2,5 км/сек и выходит на траекторию полета к Земле.

На расчетной околоземной орбите ЛЧ 100 сближается с находящимся на ней орбитальным самолетом-ступенью 15 (с которого стартовала к Луне 2-я ЛЭП), стыкуется и жестко фиксируется на его грузовой палубе 28 (фиг.3), и затем самолет-ступень 15 с ЛЧ 100 на борту совершают управляемый спуск и горизонтальную посадку, вместе с четырьмя астронавтами 1-й ЛЭП, на ВПП.

Таким образом замыкается рабочий цикл транспортной системы Земля-Луна-Земля.

С целью дальнейшего повышения производительности транспортной системы предполагается создание и использование наряду с сочлененными ЛМ 99 и ЛЧ 100 также и полноразмерных, имеющих значительно больший полезный объем, универсальных аппаратов: ЛМ-У и ЛЧ-У (фиг.5).

ЛМ-У будет доставлять на Луну наряду с астронавтами значительное количество грузов и в дальнейшем будет использоваться как один из специализированных модулей Лунной базы. ЛЧ-У может быть специализирован для высококомфортной транспортировки значительного числа астронавтов и некоторых грузов в обоих направлениях между Землей и Луной.

Изобретения относятся к области аэрокосмической техники и могут быть использованы при создании постоянно действующей транспортной системы между Землей и Луной, а в будущем, возможно, между Землей и Марсом. Предлагаемый лунный комплекс включает в себя многоразовый двухступенчатый самолет-носитель и выводимый им на околоземную орбиту лунный блок. Последний составлен из разгонного блока, лунного модуля и лунного челнока, зафиксированных один над другим и установленных на грузовой палубе орбитального самолета-ступени. Разгонный блок выводит лунные модуль и челнок на траекторию перелета к Луне, производит необходимые коррекции траектории и торможение при подлете к Луне. Лунные модуль и челнок оснащены гусеничными шасси, с помощью которых обеспечиваются горизонтальное прилунение, передвижение по лунной поверхности и горизонтальный старт лунного челнока с Луны. Прилунение и старт происходят при посредстве ракетных двигателей модуля и челнока. Предлагаемая транспортная система включает в себя не менее двух лунных комплексов, доставляющих на Луну и обратно на Землю сменяющие друг друга лунные экспедиции. По прибытии второй экспедиции участники первой лунной экспедиции на своем челноке возвращаются на околоземную орбиту, где стыкуются с ожидающим их орбитальным самолетом-ступенью, с которого стартовала на Луну вторая лунная экспедиция. Этот самолет затем производит управляемый спуск на Землю и посадку. Техническим результатом изобретений является создание замкнутой транспортной системы Земля-Луна-Земля, экономично и регулярно осуществляющей перевозки грузов и персонала между Землей и Луной (а в перспективе - между Землей и Марсом). 3 н. и 7 з.п. ф-лы. 7 ил.

1. Лунный комплекс с многоразовыми элементами, включающий в себя тяжелый многоразовый двухступенчатый составной аэрокосмический ракетный самолет-носитель и космический объект, выводимый этим самолетом-носителем на околоземную орбиту, отличающийся тем, что указанным космическим объектом является выводимый на низкую околоземную орбиту лунный блок, составленный из разгонного блока с топливными баками, лунного модуля и лунного челнока, имеющих основные и вспомогательные ракетные двигатели, механизмы фиксации и разделения, а также системы управления, посадки на Луну, старта с лунной поверхности и обеспечения полета по маршруту Земля-Луна-Земля с транспортировкой астронавтов и грузов, при этом указанные разгонный блок с топливными баками, лунный модуль и лунный челнок горизонтально, один над другим, зафиксированы между собой в виде единого блока, горизонтально размещенного и зафиксированного на грузовой палубе второго орбитального самолета-ступени указанного самолета-носителя, причем лунный челнок размещен и зафиксирован над хвостовой частью лунного модуля в предназначенном для него габаритном седле.2. Лунный комплекс по п.1, отличающийся тем, что разгонный блок горизонтально расположен под лунным модулем, зафиксирован на нем и выполнен с возможностью выведения лунного блока с низкой на высокую околоземную орбиту, последующего выхода на траекторию полета к Луне, коррекции этой траектории на всех этапах полета вплоть до прилунения лунного модуля, причем разгонный блок оснащен маршевым ракетным двигателем, работающим как на низкокипящих, так и на высококипящих топливных компонентах, для которых имеет соответствующие топливные баки и топливные системы, а на лунном модуле размещен приборный отсек с приборами систем управления полетом, включающими радиоаппаратуру для траекторных измерений, и источниками электроэнергии.3. Лунный комплекс по п.1, отличающийся тем, что лунный модуль и лунный челнок имеют продолговатые треугольные в плане корпуса, соответствующие форме и габаритам грузовой палубы второго орбитального самолета-ступени, при этом лунный модуль выполнен с возможностью доставки на Луну грузов, двух или трех астронавтов, оснащен только вспомогательными ракетными двигателями, а его корпус по габаритам и объему в 3-4 раза больше корпуса лунного челнока, который предназначен для доставки на Луну двух и возвращения обратно на Землю трех или четырех астронавтов, оснащен маршевым ракетным двигателем и набором вспомогательных ракетных двигателей.4. Лунный комплекс по п.1, отличающийся тем, что лунный модуль и лунный челнок оснащены гусеничными шасси с электроприводом и гидравлической тормозной системой, обеспечивающими горизонтальное прилунение с коротким пробегом, мобильность и проходимость по лунной поверхности, при этом гусеничное шасси лунного челнока выполнено отсоединяемым от него в конце разбега челнока по лунной взлетно-посадочной полосе при его горизонтальном старте с Луны.5. Транспортная система Земля-Луна-Земля, составленная из лунных комплексов, каждый из которых включает в себя тяжелый многоразовый двухступенчатый составной аэрокосмический ракетный самолет-носитель и космический объект, выводимый этим самолетом-носителем на околоземную орбиту, отличающаяся тем, что указанным космическим объектом является лунный блок, состоящий из лунного модуля, лунного челнока и разгонного блока, при этом в каждом отдельном полетном цикле Земля-Луна-Земля используются два лунных комплекса, первый из которых предназначен для доставки на Луну первой лунной экспедиции пребывания, а второй - для доставки на Луну второй лунной экспедиции пребывания, сменяющей первую, которая после выполнения своей программы отбывает к Земле на челноке первого лунного комплекса, верхняя часть корпуса которого имеет теплозащитное углерод-углеродное покрытие.6. Транспортная система по п.5, отличающаяся тем, что второй орбитальный самолет-ступень указанного самолета-носителя, входящего в состав второго лунного комплекса и ожидающего на околоземной орбите возвращения с Луны лунного челнока с первой лунной экспедицией пребывания, оснащен бортовыми поднимаемыми углерод-углеродными теплозащитными щитками, которые в сочетании с углерод-углеродным теплозащитным покрытием верхней части корпуса указанного челнока обеспечивают его теплозащиту при прохождении плотных слоев атмосферы в процессе спуска с околоземной орбиты на Землю на грузовой палубе указанного второго орбитального самолета-ступени.7. Способ осуществления транспортной системы Земля-Луна-Земля, включающий горизонтальную сборку лунного комплекса в виде многоразового двухступенчатого составного аэрокосмического ракетного самолета-носителя и космического объекта, горизонтальный старт этого комплекса, выход на баллистическую траекторию полета, разгон и вывод космического объекта на низкую околоземную орбиту, возвращение отделяемых элементов указанного самолета-носителя на Землю, отличающийся тем, что в качестве космического объекта используется лунный блок, состоящий из разгонного блока, лунного модуля и лунного челнока, осуществляющего посадку на Луну и последующее возвращение на околоземную орбиту, причем лунный блок с астронавтами первой лунной экспедиции пребывания с помощью разгонного блока выводят с низкой околоземной орбиты на расчетную более высокую орбиту, а затем на траекторию полета к Луне, корректируя при необходимости эту траекторию ракетными двигателями данного разгонного блока.8. Способ по п.7, отличающийся тем, что при подлете лунного блока к Луне с помощью разгонного блока производят его торможение и выход на исходную круговую селеноцентрическую орбиту с обеспечением начальных условий горизонтального прилунения лунного челнока на заранее выбранный участок лунной поверхности, затем лунный блок переводят с помощью ракетных двигателей разгонного блока на орбиту снижения с высотой переселения порядка 20 км, отделяют на этой орбите лунный челнок от лунного модуля, с помощью ракетных двигателей разгонного блока переводят лунный модуль на базовую орбиту ожидания высотой порядка 111 км, а лунный челнок на орбите снижения тормозят с помощью его маршевого ракетного двигателя и набора вспомогательных ракетных двигателей, причем при снижении скорости и высоты челнока обеспечивают продольную и поперечную устойчивость его движения относительно лунной поверхности, а при подходе к месту посадки на расстояние порядка 500 м, при высоте порядка 150 м и горизонтальной скорости порядка 15-20 м/сек продолжая газодинамическое торможение челнока его ракетными двигателями, проводят завершающий этап горизонтальной посадки челнока на ровный протяженный участок лунной поверхности, заключающийся в снижении, выравнивании, выдерживании, постепенном уменьшении угла наклона челнока к поверхности Луны, касании лунной поверхности задними кромками, а затем и плоскостями обеих гусениц шасси, окончательном газодинамическом в сочетании с механическим, посредством гидравлической тормозной системы, торможении и остановке челнока в конце короткого пробега по лунной поверхности.9. Способ по п.8, отличающийся тем, что после посадки лунного челнока двое астронавтов обозначают и подготавливают взлетно-посадочную полосу необходимой длины для горизонтального прилунения лунного модуля, находящегося на окололунной орбите, при этом астронавты на борту этого модуля с помощью маршевого и вспомогательных ракетных двигателей разгонного блока производят торможение, сход с окололунной орбиты и управляемый спуск лунного модуля, а на расчетных расстоянии от взлетно-посадочной полосы и высоте производят сброс разгонного блока на поверхность Луны, после чего производят горизонтальное прилунение лунного модуля на подготовленную астронавтами взлетно-посадочную полосу посредством гусеничного шасси данного модуля с использованием, аналогично лунному челноку, газодинамического торможения вспомогательными ракетными двигателями лунного модуля в сочетании с механическим торможением гидравлической тормозной системой.10. Способ по п.7, отличающийся тем, что после завершения намеченной программы первой лунной экспедиции пребывания на Луну доставляют лунным челноком вторую лунную экспедицию пребывания, осуществляя горизонтальное прилунение на подготовленную астронавтами первой лунной экспедиции взлетно-посадочную полосу, при этом астронавты первой лунной экспедиции для возвращения на Землю горизонтально стартуют с указанной взлетно-посадочной полосы на своем лунном челноке, от которого в конце разбега по указанной полосе отделяют и оставляют на Луне гусеничное шасси, затем стартовавший челнок с помощью его маршевого ракетного двигателя выводят на селеноцентрическую орбиту и далее на траекторию полета к Земле, после необходимых коррекций этой траектории и торможения выводят челнок на околоземную орбиту, сближаются с ожидающим на этой орбите вторым орбитальным самолетом-ступенью, с которого к Луне стартовала вторая лунная экспедиция пребывания, стыкуют и жестко фиксируют лунный челнок на грузовой палубе указанного орбитального самолета-ступени и поднимают бортовые углерод-углеродные теплозащитные щитки этого самолета-ступени, после чего совершают управляемый спуск на Землю и горизонтальное приземление орбитального самолета-ступени вместе с челноком.