УСТРОЙСТВО ДЛЯ ДОСТАВКИ ТУРИСТОВ С ОКОЛОЛУННОЙ ОРБИТЫ НА ПОВЕРХНОСТЬ ЛУНЫ И ПОСЛЕДУЮЩЕГО ВОЗВРАЩЕНИЯ НА ЗЕМЛЮ Российский патент 2020 года по МПК B64G1/14 

Область техники

Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетно-космических комплексов, обслуживающих индустрию космического туризма.

Уровень техники

Известна ракетно-космическая система (Гудилин В.Е., Слабкий Л.И. Ракетно-космические системы. (История. Развитие. Перспективы). - М., 1996. - 326 с), разработанная в СССР для доставки космонавтов на Луну, состоящая из трехступенчатой ракеты-носителя (РН) Н1 (ступени А, Б, В), разгонного к Луне ракетного блока Г, доразгонного и тормозного для перехода на орбиту вокруг Луны и для спуска к Луне блока Д, лунного орбитального корабля (ЛОК) с ракетным блоком И и лунного корабля (ЛК) с ракетным блоком Е, предназначенного для посадки одного космонавта на поверхность Луны в составе ЛК с ракетным блоком Е и последующего взлета ЛК с ракетным блоком Е с поверхности Луны, стыковки ЛК с ЛОК для перехода космонавта в ЛОК, отстыковки ЛК и разгона ЛОК к Земле с помощью ракетного блока И, входа спускаемого аппарата ЛОК со второй космической скоростью в атмосферу Земли и посадки на Землю на парашютах. Недостатками данного технического решения являются высокая стоимость доставки одного космонавта на поверхность Луны в связи с применением одноразовых элементов системы, большие перегрузки, испытываемые космонавтами при возвратном движении в атмосфере Земли с гиперзвуковой скоростью и невозможность управления траекторией по дальности и боковой координате при полете в атмосфере.

Известна ракетно-космическая система (Александров В.А., Владимиров В.В., Дмитриев Р.Д. и др. Ракеты-носители. - М.: Воениздат, 1981. - 315 с), созданная в США, включающая трехступенчатую РН «Сатурн-5» с космическим аппаратом (КА) «Аполлон» и лунным модулем, обеспечившая 50 лет назад впервые в истории цивилизации переход с околоземной орбиты на окололунную орбиту с использованием третьей ступени РН, КА с тремя астронавтами на борту и лунного модуля. Посадочная ступень лунного модуля обеспечивала спуск двух астронавтов с окололунной орбиты на поверхность Луны, а взлетная ступень лунного модуля - взлет с поверхности Луны и стыковку с КА, находящимся на окололунной орбите. Служебный модуль КА обеспечивал выход на траекторию движения к Земле и движение по этой траектории, командный модуль КА обеспечивал вход в атмосферу Земли со второй космической скоростью, движение в атмосфере Земли и посадку на парашютах на морскую поверхность. Недостатками системы являются высокая стоимость доставки двух астронавтов на поверхность Луны в связи с применением одноразовых элементов системы, большие перегрузки, испытываемые астронавтами при возвратном движении в атмосфере Земли с гиперзвуковой скоростью и невозможность управления траекторией по дальности и боковой координате при полете в атмосфере.

В качестве аналога можно привести устройство для массовой доставки туристов в стратосферу, на суборбиту и на орбиту вокруг Земли и последующего возвращения на Землю по заявке №2018138820/20(064518), содержащее орбитальный корабль (ОК), представляющий собой вторую ступень ракеты-носителя и выполняющий функцию массовой доставки туристов на околоземную орбиту, выполненный в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам которого установлены аэродинамические кили, оснащенный маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части корпуса, аэродинамическими рулями, используемыми при возвратном движении в атмосфере Земли для управления углами атаки и крена - кормовым щитком и элевонами, установленными в кормовой части днища, а также рулями направления, установленными на задних частях аэродинамических килей, выпускаемыми шасси для посадки «по-самолетному» на аэродром базирования, кабиной экипажа с фонарем кабины, системой управления, тепловой защитой передней части корпуса, днища, аэродинамических килей и рулей от внешних тепловых потоков при движении в плотных слоях атмосферы Земли с гиперзвуковой скоростью, снабженный необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа и туристов, рассчитанный на многоразовое применение, а все его двигатели - на многократное включение. Достоинством ОК, связанным с применением корпуса в форме диска большого диаметра, является больший, чем у самолета, коэффициент аэродинамического качества, меньший вес на единицу полезного груза, меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при прохождении плотных слоев атмосферы с гиперзвуковой скоростью, возможность управления траекторией по дальности и боковой координате, а также снижение стоимости полета на околоземную орбиту за счет многоразового применения элементов устройства. Недостатком устройства является невозможность доставки туристов с околоземной орбиты на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю в связи с израсходованием имеющегося на борту ОК запаса топлива на полет на околоземную орбиту и его наличием лишь в количестве, достаточным для выполнения операций по возвращению на Землю.

Наиболее близким к изобретению по технической сущности и принимаемым в качестве прототипа является многоразовая космическая транспортная система для массовой доставки с околоземной орбиты на окололунную орбиту туристов или полезных грузов и последующего возвращения на Землю по заявке №2019133502, содержащая ОК, который для сближения и стыковки с орбитальной заправочной станцией (ОЗС) с целью заправки топливом ОК для полета с околоземной орбиты на окололунную орбиту и последующего возвращения на Землю дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями, установленными в носовой части корпуса, телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части корпуса, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания, стыковки и отстыковки от ОЗС, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке. Достоинство системы состоит в снижении стоимости полета на окололунную орбиту за счет многоразового применения элементов системы. Недостатком системы является невозможность доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю в связи с конструктивной неприспособленностью орбитального корабля для посадки на поверхность Луны, влета с поверхности Луны и последующего возвращение на Землю.

Таким образом, известные технические средства не могут обеспечить доставку туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны, стремящихся там побывать за более низкую стоимость «путевки», и последующее их возвращение на Землю. Причиной, препятствующей решению этой технической проблемы, является конструктивная неприспособленность орбитального корабля для посадки на поверхность Луны, влета с поверхности Луны, а также отсутствие других технических средств, способных выполнить эти операции за сравнительно низкую стоимость.

Раскрытие сущности изобретения

Предлагается устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю, состоящее из трех взаимодействующих в процессе выполнения задачи элементов.

а. Первым элементом устройства, выполняющим задачу доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю, является лунный орбитальный корабль (ЛОК), разработанный на базе ОК многоразового применения, предложенного по заявке №2019133502, представляющего собой вторую ступень двухступенчатой РН, рассчитанного на выведение на окололунную орбиту заданного числа туристов и членов экипажа. Согласно изобретению целью является доставка туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующее возвращение на Землю за уменьшенную стоимость туристической «путевки». Для реализации этой цели на базе ОК создается ЛОК, который доставляет с Земли на низкую окололунную орбиту туристов и два отдельных снаряженных модуля лунного корабля (ЛК) в составе взлетного модуля (ВМ) и посадочного модуля (ПМ), далее на этой орбите осуществляется автоматическая сборка лунного корабля (ЛК), стыковка ЛК с ЛОК, переход в ЛК членов экипажа и туристов, отстыковка ЛК от ЛОК, спуск ЛК на поверхность Луны, пребывание на ней в течение заданного времени, старт с Луны ВМ и стыковка на окололунной орбите с ЛОК, переход членов экипажа и туристов из ВМ в ЛОК, отстыковка ВМ, выведение ЛОК на траекторию движения к Земле и последующее возвращение на Землю. Для выполнения этих операций корпус ЛОК выполнен в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем, снабжен маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части диска, необходимым запасом топлива, системой управления, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения экипажа и туристов, а также выпускаемыми шасси. Эффективность управления при возвращении с окололунной орбиты со второй космической скоростью и при движении в атмосфере Земли с гиперзвуковой скоростью достигается за счет большего, чем у самолета, коэффициента аэродинамического качества и снижения веса конструкции по сравнению с самолетом при сопоставимой грузоподъемности, поскольку внешние нагрузки распределяются более равномерно по всей конструкции диска. Диск обеспечивает также меньшие перегрузки и меньшие внешние тепловые потоки при прохождении плотных слоев атмосферы с гиперзвуковой скоростью и управление траекторией по дальности и боковой координате. Для сближения и стыковки с орбитальной заправочной станцией (ОЗС) с целью заправки топливом для полета к Луне и последующего возвращения на Землю ЛОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями, установленными в носовой части корпуса, телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части корпуса, радиолокационной системой для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания, стыковки и отстыковки от ОЗС, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке. Для раздельного размещения на борту ЛОК снаряженных модулей ВМ и ПМ лунного корабля, предназначенного для доставки туристов и членов экипажа на поверхность Луны, в верхней части корпуса ЛОК в продольной плоскости симметрично относительно стыковочного узла размещены отсеки соответствующих модулей, представляющие собой силовые элементы в форме цилиндров с узлами крепления модулей. В одном из отсеков перед стартом размещается снаряженный ВМ, в другом -снаряженный ПМ. Силовые элементы отсеков соединены с силовыми элементами корпуса ЛОК, сверху отсеки закрыты крышками по форме обводов корпуса ЛОК. Модули жестко крепятся к корпусам отсеков с использованием разъемных соединений на пирозамках. установленных на нижних и верхних торцевых шпангоутах. Вдоль продольных осей отсеков внутри них установлены направляющие, по которым скользят бугели, закрепленные также на верхних и нижних торцевых шпангоутах модулей и используемые для безударного выведении модулей за пределы ЛОК. Для выведения модулей используются пружинные толкатели. Все пневмогидравлические и электрические магистрали, связывающие модули с оборудованием лунного орбитального корабля, проведены через корпуса отсеков.

b. Вторым элементом устройства является ВМ, который после выведения ЛОК на низкую окололунную орбиту, выводится из отсека за пределы ЛОК, после чего производится включение его системы ориентации и управления движением, автоматическая стыковка с ПМ, находящимся на борту ЛОК и частично выдвинутым из своего отсека пружинными толкателями для обеспечения стыковки с целью формирования конструкции собранного в единое целое ЛК, отделение собранного ЛК от ЛОК, пространственный разворот ЛК и стыковка с ЛОК, переход туристов и членов экипажа в ЛК через стыковочный узел, отстыковка от ЛОК, управление лунным кораблем в процессе движения при посадке на поверхность Луны и последующем взлете ВМ с поверхности Луны для стыковки с ЛОК на окололунной орбите. Для выполнения этих операций ВМ крепится в отсеке с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах, имеет в своем составе все необходимые системы: маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) для взлета с Луны с его топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, ракетные двигатели ориентации Л К при спуске с орбиты и при взлете ВМ с их топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, систему ориентации и управления движением, радиолокационную систему, системы навигации, связи, терморегулирования, систему жизнеобеспечения туристов и членов экипажа. Для управления используется бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ). Имеется возможность ручного управления лунным кораблем членами экипажа как при спуске на поверхность Луны, так и при взлете с нее. При спуске ЛК используется ЖРД посадочного модуля. На верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ установлены бугели, которые при выведении ВМ из отсека ЛОК скользят по направляющим, установленным внутри отсека. Усилие на выведение ВМ из отсека создается пружинными толкателями. Поскольку в центре плоскости нижнего шпангоута ВМ расположено сопло ЖРД, которое, к тому же, выступает за пределы корпуса ВМ, стыковка взлетного модуля с посадочным модулем осуществляется с использованием стыковочного узла ферменной конструкции. На нижнем торцевом шпангоуте взлетного модуля закреплена цилиндрическая по форме рама, выходящая за пределы сопла ЖРД, в центре которой установлен конический стыковочный штырь. По нижней плоскости этой рамы осуществляется стыковка с ПМ. Крепление рамы к нижнему торцевому шпангоуту ВМ перед стартом с Земли производится с помощью пирозамков, подрыв которых перед взлетом ВМ устраняет механическую связь ВМ с ПМ. При взлете ВМ устраняется и электрическая связь ВМ с ПМ.

с. Третьим элементом устройства является ПМ, который предназначен для обеспечения посадки лунного корабля на поверхность Луны, крепится в отсеке ЛОК с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах. В него входят: ЖРД для посадки на поверхность Луны с глубокой степенью дросселирования тяги, его топливная система, снабженная необходимым запасом топлива, шасси из четырех стоек с посадочными пятами, поглощающими энергию удара при посадке лунного корабля на поверхность Луны. Шасси из сложенного состояния в рабочее состояние переводится перед спуском с орбиты. Все команды управления элементами посадочного модуля передаются из взлетного модуля через стыковочный интерфейс. На верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ установлены бугели, которые при выведении ПМ из отсека скользят по направляющим, установленным внутри отсека. На верхней части посадочного модуля закреплена рама ферменной конструкции со стыковочным приемным конусом в центре. Рама имеет форму цилиндра, верхняя плоскость которого является плоскостью стыка с ВМ. В этой плоскости установлены элементы стыковочного интерфейса модулей. Пружинные толкатели обеспечивают перемещение ПМ внутри отсека на расстояние, достаточное для стыковки ВМ с ПМ. Дальнейшее выведение ПМ из отсека осуществляется с использованием системы управления ВМ.

Задачей этого изобретения является разработка устройства для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю за уменьшенную стоимость туристической «путевки».

Поставленная задача решается тем, что устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю, содержит лунный орбитальный корабль (ЛОК), представляющий собой вторую ступень ракеты-носителя, выполненный в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам которого установлены аэродинамические кили, оснащенный маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части корпуса и работающими на экологически чистых компонентах топлива, аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, установленными в кормовой части днища, а также рулями направления, установленными на задних частях килей, выпускаемыми шасси, кабиной экипажа с фонарем кабины, системой управления, тепловой защитой передней части корпуса, днища, аэродинамических килей и рулей, снабженный необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения заданного числа членов экипажа и туристов, рассчитанный на многоразовое применение, а все его двигатели - на многократное включение, для заправки топливом на околоземной орбите от ОЗС ЛОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями, установленными в носовой части корпуса, телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, установленным в верхней части корпуса, радиолокационной системой, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, согласно изобретению для раздельного размещения на борту ЛОК снаряженных ВМ и ПМ лунного корабля, в верхней части корпуса ЛОК в продольной плоскости симметрично относительно отсека стыковочного узла размещены отсеки соответствующих модулей, корпуса которых представляют собой силовые элементы в форме цилиндров с узлами крепления модулей, силовые элементы отсеков соединены с силовыми элементами корпуса ЛОК, сверху отсеки закрыты крышками по форме обводов корпуса ЛОК, модули по своим нижним и верхним торцевым шпангоутам жестко крепятся к силовым элементам отсеков с использованием разъемных соединений на пирозамках, вдоль продольных осей отсеков внутри них установлены направляющие, по которым скользят бугели, закрепленные на верхних и нижних торцевых шпангоутах модулей, а для выведения модулей используются установленные в отсеках пружинные толкатели, при этом все пневмогидравлические и электрические магистрали, связывающие модули с оборудованием лунного орбитального корабля, проведены через корпуса отсеков.

В состав системы входит ВМ, который крепится к силовому элементу отсека с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ, а после выведения ЛОК на низкую окололунную орбиту выводится из отсека за пределы ЛОК, где производится включение системы ориентации и управления движением для автоматической стыковки ВМ с ПМ, частично выдвинутым из своего отсека, отделение собранного ЛК от ЛОК, пространственный разворот ЛК и стыковка с ЛОК для перехода туристов и членов экипажа в ЛК через стыковочный узел, отстыковка от ЛОК, ориентирование в пространстве и выдача тормозного импульса, управление ориентацией и торможение лунного корабля в процессе движения к поверхности Луны, мягкая посадка ЛК на поверхность Луны и последующий взлет ВМ с поверхности Луны для стыковки с ЛОК, при этом для выполнения этих операций ВМ имеет в своем составе все необходимые системы: маршевый ЖРД для взлета с Луны с его топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, ракетные двигатели ориентации для управления при автоматической сборке ЛК, спуске ЛК с орбиты и при взлете ВМ на орбиту с их топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, систему ориентации и управления движением, радиолокационную систему, системы навигации, связи, терморегулирования, систему жизнеобеспечения туристов и членов экипажа, а для управления этими системами используется бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), при этом имеется возможность ручного управления лунным кораблем членами экипажа как при спуске на поверхность Луны, так и при взлете с нее, причем при спуске ЛК используется ЖРД посадочного модуля с глубокой степенью дросселирования тяги, на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ установлены бугели, которые при выведении ВМ из отсека скользят по направляющим, установленным внутри корпуса отсека, кроме того, поскольку в центре плоскости нижнего торцевого шпангоута ВМ расположено сопло ЖРД, которое, к тому же, выступает за пределы корпуса ВМ, стыковка взлетного модуля с посадочным модулем осуществляется с использованием стыковочного узла ферменной конструкции, для чего на нижнем торцевом шпангоуте взлетного модуля закреплена цилиндрическая рама, выходящая за пределы сопла ЖРД, в центре которой установлен конический стыковочный штырь для стыковки с ПМ по нижней плоскости этой цилиндрической рамы, крепление цилиндрической рамы к нижнему торцевому шпангоуту ВМ перед стартом с Земли производится с помощью пирозамков, подрыв которых перед взлетом ВМ устраняет механическую связь ВМ с ПМ, а при взлете ВМ устраняется и электрическая связь ВМ с ПМ.

В состав системы входит ПМ, который крепится к корпусу отсека ЛОК с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ, и содержит: ЖРД с глубокой степенью дросселирования тяги для посадки на поверхность Луны, его топливную систему, снабженную необходимым запасом топлива, шасси с четырьмя посадочными стойками с пятами, переводимыми перед спуском на поверхность Луны из сложенного состояния в рабочее состояние с использованием пружинных толкателей с фиксацией этого состояния и поглощающими энергию удара при соприкосновении с поверхностью Луны, на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ установлены бугели, которые при выведении ПМ из отсека скользят по направляющим, установленным внутри отсека, пружинные толкатели отсека обеспечивают перемещение ПМ внутри отсека на расстояние, достаточное для стыковки ВМ с ПМ, дальнейшее выведение ПМ из отсека осуществляется с использованием системы управления ВМ, на верхней части посадочного модуля закреплена рама ферменной конструкции со стыковочным приемным конусом в центре, рама имеет форму цилиндра, верхняя плоскость которого является плоскостью стыка с ВМ, в этой плоскости установлены элементы стыковочного интерфейса модулей, при этом все команды управления элементами посадочного модуля передаются из взлетного модуля через стыковочный интерфейс.

Сущность изобретения поясняется чертежами элементов системы.

На фиг. 1 приведены проекции ЛОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции ЛОК.

На фиг. 2 приведена схема ВМ с узлами крепления и стыковки.

На фиг. 3 приведена схема ПМ с узлами крепления и стыковки.

На этих фигурах:

1 - корпус ЛОК;

2 - плоское и скошенное к хвостовой части днище;

3 - рулевые ракетные двигатели;

4 - маршевые ракетные двигатели;

5 - крышка отсека ВМ;

6 - взлетный модуль;

7 - стыковочный узел;

8 - посадочный модуль;

9 - крышка отсека ПМ;

10 - стыковочный узел ВМ;

11 - разъемный узел крепления;

12 - узел крепления бугеля;

13 - направляющая;

14 - пружинный толкатель ВМ;

15 - рама ВМ;

14

16 - сопло ЖРД;

17 - стыковочный штырь;

18 - плоскость стыковки ВМ с ПМ;

19 - нижний торцевой шпангоут ВМ;

20 - пирозамки;

21 - нижний торцевой шпангоут ПМ;

22 - посадочная стойка шасси;

23 - пята посадочной стойки;

24 - пружинный толкатель посадочной стойки шасси;

25 - пружинный толкатель ПМ;

26 - рама ПМ;

27 - стыковочный конус;

28 - плоскость стыковки ПМ с ВМ.

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения.

1. ЛОК предназначен для выведения 3-х туристов и 2-х членов экипажа, ВМ и ПМ на низкую круговую окололунную орбиту высотой 100 км и последующего возвращения туристов и членов экипажа на Землю.

По форме корпус ЛОК 1 (фиг. 1) представляет собой сплюснутый в поперечном направлении и заостренный в передней части диск с развитым плоским и скошенным к хвостовой части днищем 2 диаметром 25 м и высотой 5 м. Масса ЛОК, выводимого на околоземную орбиту для стыковки с ОЗС, равна 165 т и распределена следующим образом:

- масса конструкции - 28.5 т;

- масса топлива для выведения на орбиту ОЗС - 115.5 т;

- масса оборудования и снаряжения - 2,5 т;

- масса туристов (3 ч.) и экипажа (2 ч.) - 0,5 т;

- масса полезного груза - 18 т;

- масса заправляемого на ОЗС топлива - 95 т.

Высота орбиты ОЗС равна 420 км. В кормовой части ЛОК размещены рулевые ракетные двигатели 3 для управления угловым положением корпуса относительно всех трех осей и маршевые ракетные двигатели 4 с суммарной тягой 240 тс. Количество маршевых ракетных двигателей определяется величиной номинальной тяги каждого из них и возможностью дросселирования тяги. Они работают на экологически чистом топливе «жидкий кислород плюс жидкий водород» и имеют удельный импульс за пределами атмосферы не ниже 450 с. Поочередным отключением двигателей или их дросселированием обеспечивается перегрузка не более 4 единиц, и при этом обеспечивается необходимый уровень надежности выполнения задачи. ЛОК рассчитан на многоразовое применение, все его двигатели рассчитаны на многократное включение. Для сближения и стыковки с ОЗС с целью заправки топливом ЛОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями 3, установленными в носовой части корпуса, телескопическим стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части корпуса и выдвигаемым за обводы корпуса после открытия крышки негерметичного отсека, радиолокационной системой (на фиг. 1 не показано) для выполнения операций поиска, обнаружения, сближения, причаливания, стыковки и отстыковки от ОЗС, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке (на фиг. 1 не показано). В верхней части корпуса ЛОК 1 в продольной плоскости симметрично относительно стыковочного узла размещены крышка отсека ВМ 5, ВМ 6, стыковочный узел 7, ПМ 8 с крышкой отсека ПМ 9. Отсеки ВМ и ПМ представляют собой силовые элементы в форме цилиндров с узлами крепления модулей. Внутренний диаметр цилиндров составляет 4,0 м. Высота цилиндров определяется расстоянием от верхней части корпуса до днища корпуса. Имеющееся после заправки на борту ЛОК количество топлива 95 т распределяется следующим образом: 91 т расходуется на выведение ОК с околоземной орбиты на круговую окололунную орбиту высотой 100 км над поверхностью Луны (82 т) и последующее возвращение на Землю (9 т) и 4 т используются для управления при движении в атмосфере Земли со второй космической скоростью и при посадке на аэродром базирования. Запас характеристичесой скорости ЛОК на перелет к Луне и обратно составляет 5255 м/с. При этом обеспечивается ее расход следующим образом: 3200 м/с - на разгон и выведение на траекторию полета к Луне, 1000 м/с - на торможение и переход на низкую окололунную орбиту, еще 1000 м/с - на разгон и выведение на отлетную траекторию полета с лунной орбиты, оставшиеся 55 м/с - на возможные коррекции траектории.

2. ВМ (фиг. 2, поз.6) диаметром 3,6 м и массой в снаряженном состоянии 6 т, условно представленный в виде цилиндра, имеет стыковочный узел ВМ 10 для стыковки с ЛОК с целью перехода в него из ЛОК одного члена экипажа и туристов, крепится он к силовому элементу отсека с помощью разъемных узлов крепления 11 на пирозамках, установленных на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ, имеет в своем составе все необходимые системы: маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) для взлета с Луны с его топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, ракетные двигатели ориентации при спуске ЛК с орбиты и при взлете ВМ на орбиту с их топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, систему ориентации и управления движением, радиолокационную систему, системы навигации, связи, терморегулирования, систему жизнеобеспечения членов экипажа и туристов (на фиг. 2 не показано), а для управления этими системами используется бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), кроме того, имеется возможность ручного управления лунным кораблем членом экипажа как при спуске на поверхность Луны, так и при взлете с нее, при этом при спуске ЛК используется ЖРД посадочного модуля, а для безударного выведения ВМ из отсека на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ установлены узлы крепления бугелей 12, которые при выведении ВМ из отсека скользят по направляющим 13, установленным внутри отсека, выведение обеспечивается пружинными толкателями ВМ 14, кроме того, поскольку в центре плоскости нижнего шпангоута ВМ располагается сопло ЖРД, которое, к тому же, выступает за пределы корпуса ВМ, стыковка взлетного модуля с посадочным модулем осуществляется с использованием стыковочного узла ферменной конструкции, для чего на нижнем торцевом шпангоуте закреплена цилиндрическая рама взлетного модуля 15, выходящая за пределы сопла ЖРД 16, в центре которой установлен конический стыковочный штырь 17 для стыковки по нижней плоскости стыковки ВМ с ПМ 18 этой цилиндрической рамы, крепление цилиндрической рамы к нижнему торцевому шпангоуту ВМ 19 перед стартом с Земли производится с помощью пирозамков 20, подрыв которых перед взлетом ВМ устраняет механическую связь ВМ с ПМ, а при взлете ВМ устраняется и электрическая связь ВМ с ПМ.

3. ПМ (фиг. 3, поз.8) диаметром 3,6 м и массой в снаряженном состоянии 12 т имеет форму правильного восьмиугольника, крепится к силовому элементу отсека с помощью разъемных узлов крепления 11 на пирозамках, установленных на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ 21, содержит: ЖРД для посадки на поверхность Луны с глубоким уровнем дросселирования тяги, его топливную систему, снабженную необходимым запасом топлива, шасси с четырьмя посадочными стойками шасси 22 с пятами посадочных стоек 23, переводимыми из сложенного состояния в рабочее состояние перед спуском на поверхность Луны с помощью пружинных толкателей посадочных стоики шасси 24 с фиксацией в рабочем состоянии и поглощающими энергию удара при соприкосновении с поверхностью Луны. На верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ установлены узлы крепления бугелей 12, которые при выведении ПМ из отсека скользят по направляющим 13, установленным внутри отсека, пружинные толкатели ПМ 25 обеспечивают перемещение ПМ внутри отсека на расстояние, достаточное для стыковки ВМ с ПМ, дальнейшее выведение ПМ из отсека осуществляется с помощью системы управления ВМ. На верхней части посадочного модуля закреплена рама ПМ 26 ферменной конструкции с приемным стыковочным конусом 27 в центре, рама имеет форму цилиндра, верхняя плоскость которого является плоскостью стыковки ПМ с ВМ 28, в этой плоскости установлены элементы стыковочного интерфейса модулей, при этом все команды управления элементами посадочного модуля передаются из взлетного модуля через стыковочный интерфейс.

Устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю работает следующим образом.

После выведения ЛОК на низкую окололунную орбиту открываются крышки отсеков ВМ, стыковочного узла и ПМ, с помощью пружинных толкателей ВМ выводится из отсека за пределы ЛОК, включается его система ориентации и управления движением, ВМ в автоматическом режиме стыкуется с ПМ, находящимся на борту ЛОК и частично выдвинутым из своей шахты для обеспечения стыковки с целью формирования конструкции собранного в единое целое ЛК, отделение собранного ЛК от ЛОК, пространственный разворот ЛК и стыковка его с ЛОК, переход одного члена экипажа и трех туристов в ЛК через стыковочный узел, далее ЛК отстыковывается от стыковочного узла ЛОК, принимает необходимую ориентацию в пространстве перед спуском с окололунной орбиты на поверхность Луны, в заданный момент времени включается ЖРД ПМ, далее ЛК совершает управляемое движение и мягкую посадку на поверхность Луны, член экипажа и туристы выходят на поверхность Луны. По истечении заданного времени член экипажа и туристы возвращаются на борт ВМ, производится разделение ВМ от ПМ, ВМ в заданный момент времени стартует с поверхности Луны путем включения его ЖРД, выходит на орбиту ЛОК, стыкуется с ЛОК, член экипажа и туристы через стыковочный узел переходят в ЛОК, после чего ВМ отстыковывается от ЛОК. В заданный момент времени включаются двигатели ЛОК для его выведения на траекторию полета к Земле, вход в атмосферу Земли и посадка «по-самолетному» на аэродром базирования.

Аварийный запас топлива на борту ЛОК для управления при спуске с околоземной орбиты в случае несостоявшейся стыковки с ОЗС не предусматривается. В этом случае может быть предусмотрен вывод на околоземную орбиту ЛОК орбитального корабля ОК-спасателя по заявке №2019133502 или его нахождение на ОЗС в заправленном состоянии в дежурном режиме.

Для сохранения чистоты окололунного космического пространства может быть предусмотрен вариант «захоронения» ВМ на поверхности Луны, для чего должна быть предусмотрена заправка ВМ на Земле дополнительным количеством топлива, достаточным для выдачи дополнительного тормозного импульса скорости для спуска ВМ с окололунной орбиты на поверхность Луны.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее доставку туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующее возвращение на Землю за уменьшенную стоимость туристической «путевки», реализуется за счет многоразовости использования лунного орбитального корабля.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а более конкретно к космическим аппаратам. Устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю состоит из трех элементов, обеспечивающих выполнение поставленной задачи. Первым элементом системы является лунный орбитальный корабль (ЛОК). ЛОК представляет собой вторую ступень ракеты-носителя. ЛОК доставляет два отдельных снаряженных модуля лунного корабля (ЛК) в составе взлетного модуля (ВМ) и посадочного модуля (ПМ). ВМ и ПМ имеют в своем составе все необходимые системы. Модули крепятся к корпусам отсеков с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхних и нижних торцевых шпангоутах модулей. Вдоль продольных осей отсеков внутри них установлены направляющие, по которым скользят бугели, закрепленные на верхних и нижних торцевых шпангоутах модулей и используемые для безударного выведения модулей за пределы ЛОК. Для выведения модулей из отсеков используются пружинные толкатели. Спуск ЛК на поверхность Луны осуществляется с помощью ЖРД посадочного модуля с глубокой степенью дросселирования тяги. Четырехстоечное шасси ПМ из сложенного в рабочее состояние переводится перед спуском к лунной поверхности. Взлет с поверхности Луны производится с помощью ЖРД взлетного модуля. Достигается повышение удобства в пользовании. 2 з.п. ф-лы, 3 ил.

1. Устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность Луны и последующего возвращения на Землю, содержащее лунный орбитальный корабль (ЛОК), представляющий собой вторую ступень ракеты-носителя, выполненный в форме сплюснутого в поперечном направлении и заостренного в передней части диска с плоским и скошенным к кормовой части днищем, по бокам которого установлены аэродинамические кили, оснащенный маршевыми и рулевыми ракетными двигателями, установленными в кормовой части корпуса и работающими на экологически чистых компонентах топлива, аэродинамическими рулями - кормовым щитком и элевонами, установленными в кормовой части днища, а также рулями направления, установленными на задних частях килей, выпускаемыми шасси, кабиной экипажа с фонарем кабины, системой управления, тепловой защитой передней части корпуса, днища, аэродинамических килей и рулей, снабженный необходимым запасом рабочего тела, необходимым оборудованием, снаряжением и средствами жизнеобеспечения заданного числа членов экипажа и туристов, рассчитанный на многоразовое применение, а все его двигатели - на многократное включение, для заправки топливом на околоземной орбите от орбитальной заправочной станции (ОЗС) ЛОК дополнительно снабжен рулевыми ракетными двигателями, установленными в носовой части корпуса, телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, установленным в верхней части корпуса, радиолокационной системой, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, отличающийся тем, что для раздельного размещения на борту ЛОК снаряженных взлетного модуля (ВМ) и посадочного модуля (ПМ) лунного корабля (ЛК), в верхней части корпуса ЛОК в продольной плоскости симметрично относительно отсека стыковочного узла размещены отсеки соответствующих модулей, корпуса которых представляют собой силовые элементы в форме цилиндров с узлами крепления модулей, силовые элементы отсеков соединены с силовыми элементами корпуса ЛОК, сверху отсеки закрыты крышками по форме обводов корпуса ЛОК, модули по своим нижним и верхним торцевым шпангоутам жестко крепятся к силовым элементам отсеков с использованием разъемных соединений на пирозамках, вдоль продольных осей отсеков внутри них установлены направляющие, по которым скользят бугели, закрепленные на верхних и нижних торцевых шпангоутах модулей, а для выведения модулей используются установленные в отсеках пружинные толкатели, при этом все пневмогидравлические и электрические магистрали, связывающие модули с оборудованием лунного орбитального корабля, проведены через корпуса отсеков.

2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в его состав входит ВМ, который крепится к силовому элементу отсека с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ, а после выведения ЛОК на низкую окололунную орбиту выводится из отсека за пределы ЛОК, где производится включение системы ориентации и управления движением для автоматической стыковки ВМ с ПМ, частично выдвинутым из своего отсека, отделение собранного ЛК от ЛОК, пространственный разворот ЛК и стыковка с ЛОК для перехода туристов и членов экипажа в ЛК через стыковочный узел, отстыковка от ЛОК, ориентирование в пространстве и выдача тормозного импульса, управление ориентацией и торможение лунного корабля в процессе движения к поверхности Луны, мягкая посадка ЛК на поверхность Луны и последующий взлет ВМ с поверхности Луны для стыковки с ЛОК, при этом для выполнения этих операций ВМ имеет в своем составе все необходимые системы: маршевый жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) для взлета с Луны с его топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, ракетные двигатели ориентации для управления при автоматической сборке ЛК, спуске ЛК с орбиты и при взлете ВМ на орбиту с их топливной системой, снабженной необходимым запасом топлива, систему ориентации и управления движением, радиолокационную систему, системы навигации, связи, терморегулирования, систему жизнеобеспечения туристов и членов экипажа, а для управления этими системами используется бортовая цифровая вычислительная машина (БЦВМ), при этом имеется возможность ручного управления лунным кораблем членами экипажа как при спуске на поверхность Луны, так и при взлете с нее, причем при спуске ЛК используется ЖРД посадочного модуля с глубокой степенью дросселирования тяги, на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ВМ установлены бугели, которые при выведении ВМ из отсека скользят по направляющим, установленным внутри корпуса отсека, кроме того, поскольку в центре плоскости нижнего торцевого шпангоута ВМ расположено сопло ЖРД, которое, к тому же, выступает за пределы корпуса ВМ, стыковка взлетного модуля с посадочным модулем осуществляется с использованием стыковочного узла ферменной конструкции, для чего на нижнем торцевом шпангоуте взлетного модуля закреплена цилиндрическая рама, выходящая за пределы сопла ЖРД, в центре которой установлен конический стыковочный штырь для стыковки с ПМ по нижней плоскости этой цилиндрической рамы, крепление цилиндрической рамы к нижнему торцевому шпангоуту ВМ перед стартом с Земли производится с помощью пирозамков, подрыв которых перед взлетом ВМ устраняет механическую связь ВМ с ПМ, а при взлете ВМ устраняется и электрическая связь ВМ с ПМ.

3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что в его состав входит ПМ, который крепится к корпусу отсека ЛОК с использованием разъемных соединений на пирозамках, устанавливаемых на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ, и содержит: ЖРД с глубокой степенью дросселирования тяги для посадки на поверхность Луны, его топливную систему, снабженную необходимым запасом топлива, шасси с четырьмя посадочными стойками с пятами, переводимыми перед спуском на поверхность Луны из сложенного состояния в рабочее состояние с использованием пружинных толкателей с фиксацией этого состояния и поглощающими энергию удара при соприкосновении с поверхностью Луны, на верхнем и нижнем торцевых шпангоутах ПМ установлены бугели, которые при выведении ПМ из отсека скользят по направляющим, установленным внутри отсека, пружинные толкатели отсека обеспечивают перемещение ПМ внутри отсека на расстояние, достаточное для стыковки ВМ с ПМ, дальнейшее выведение ПМ из отсека осуществляется с использованием системы управления ВМ, на верхней части посадочного модуля закреплена рама ферменной конструкции со стыковочным приемным конусом в центре, рама имеет форму цилиндра, верхняя плоскость которого является плоскостью стыка с ВМ, в этой плоскости установлены элементы стыковочного интерфейса модулей, при этом все команды управления элементами посадочного модуля передаются из взлетного модуля через стыковочный интерфейс.