Область техники
Изобретение относится к области ракетно-космической техники и может найти применение при создании ракетно-космических комплексов, обслуживающих индустрию космического туризма.
Уровень техники
Известен проект использования радиоретрансляционной станции, выводимой на гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2 в 65 тыс. км за Луной (ru.wikipedia.org/wiki/Гало-орбита), в процессе реализации миссии «Аполлон». При наличии такой станции ответственные операции выдачи тормозного импульса космическим аппаратом (КА) «Аполлон» при переходе с траектории движения от Земли на окололунную орбиту и выдачи разгонного импульса для перехода с окололунной орбиты на траекторию полета к Земле, производимые за обратной стороной Луны, могли быть «видимыми» с Земли. Однако, в связи с удорожанием в этом случае проекта в целом и высокой надежностью КА «Аполлон» от использования радиоретрансляционной станции решено было отказаться.
В качестве аналога может быть приведен космический аппарат-рентгеновская обсерватория (РО) «Спектр-РГ» (Россия), запущенная трехступенчатой ракетой-носителем (РН) «Протон-М» с разгонным блоком (РБ) «ДМ-03» 13.07.2019 г., достигшая окрестности точки Лагранжа L2 и переведенная на рабочую круговую гало-орбиту с радиусом 400 тыс. км, плоскость орбиты которой ортагональна линии Солнце-Земля, 21.10.2019 г. РО состоит из платформы «Навигатор», несущей полезную нагрузку в виде двух рентгеновских телескопов и радиокомплекса для связи с Землей. Источниками питания являются солнечные батареи. Стартовая масса РО составляет 2712 кг. Стартовая масса РН с РБ составляет 705 т. Достоинством данного проекта является большая допустимая масса РО, позволившая использовать рентгеновские телескопы eROSITA массой 860 кг и ART-XC массой 350 кг. Недостатком проекта является использование одноразовой РН «Протон-М» с РБ «ДМ-03», что повышает стоимость использования проекта.
В качестве прототипа может быть приведен КА «Цюэцяо» (Китай), выполняющий функцию радиоретранслятора сигналов с космической станции «Чанъэ-4», доставленной на обратную сторону Луны 03.01.2019 г. КА выведен на орбиту 20.05.2018 г. ракетой-носителем «Чанчжэн-4С» и достиг окрестности точки Лагранжа L2 в середине 2018 г. Удаление от Земли 450 тыс. км (65 тыс. км за Луной). КА (ru.wikipedia.org/wiki/Цюэцяо) имеет массу 425 кг и состоит из платформы CAST-100, стабилизированной по трем осям, и полезной нагрузки. Питание платформы осуществляется от солнечных батарей. Основной полезной нагрузкой является радиоретранслятор. Он имеет 4 канала в Х-диапазоне для связи с посадочной станцией и канал в S-диапазоне для передачи данных на Землю. Радиоретранслятор использует параболическую антенну диаметром 4, 2 м, развернутую после выхода на рабочую орбиту. Достоинством КА является возможность использования для выведения на орбиту трехступенчатой ракеты-носителя легкого класса «Чанчжэн-4С» со стартовой массой 246 т.Недостатком КА является использование одноразовой ракеты-носителя «Чанчжэн-4С», что повышает стоимость использования проекта.
Таким образом, известные технические средства могут обеспечить создание и вывод в окрестность точки Лагранжа L2 за Луной КА, осуществляющего информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, только при условии использования одноразовой ракеты-носителя, что существенно повышает стоимость проекта. Причиной, препятствующей снижению стоимости вывода КА в окрестность точки Лагранжа L2, является отсутствие других более дешевых технических средств для решения этой технической задачи.
Раскрытие сущности изобретения
Предлагается КА, 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 по заявке №2020120181, доставляемых на нее по отдельности многоразовыми лунными орбитальными кораблями (ЛОК), заправляемый на лунной заправочной станции (ЛЗС) топливом и далее выводимый на рабочую гало-орбиту в окрестность точки Лагранжа L2.
а. 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. Стыковка ЛОК с находящейся на его борту КП с ЛЗС производится с использованием стыковочного узла КП. 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 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 КП при выполнении стыковочных операций с радиоретранслятором используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги. Сопла первой группы двигателей расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска. Сопла второй группы двигателей 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 КП оснащена топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива. Все двигатели КП рассчитаны на многократное включение.
b. 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. Далее, находясь на борту ЛОК, радиоретранслятор с использованием средств внешней подвески ЛОК разворачивается относительно поперечной оси стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним заправленной на ЛЗС КП. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления КП, радиоретранслятора и ЛОК, на борту которого находится радиоретранслятор. После стыковки КП с радиоретранслятором, последний после срабатывания пирозамков внешней подвески отделяется от ЛОК, который возвращается на Землю, а созданный в результате стыковки КА с использованием системы управления КП направляется в расчетную точку рабочей гало-орбиты. После перехода на гало-орбиту производится развертывание радиоретранслятора, имеющего трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи. Развертывание осуществляется системой управления радиоретранслятора с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым развертывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира, установленного на одной стороне приборного блока. При этом развертываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне. 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. На облучателе установлены антенны Х-диапазона для связи с ЛЧ на обратной стороне Луны. Вторым развертывается блок солнечной батареи также поворотом на 180° относительно поперечной оси шарнира, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно шарнира подвеса антенного блока. Работа всех приводов ограничивается упорами с концевыми выключателями. В результате развертывания 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.
Задачей этого изобретения является разработка КА, осуществляющего информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю,
Поставленная задача решается тем, что КА, осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, выводимый в окрестность точки Лагранжа L2, содержащий космическую платформу (КП), согласно изобретению корпус КП представляет собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части диска по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, радиолокационной системой, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, снабженный системами связи, навигации, управления, выводится на окололунную орбиту на внешней подвеске ЛОК, который обеспечивает стыковку КП с ЛЗС, после заправки от которой топливом КП отстыковывается от нее и для создания КА стыкуется с радиоретранслятором, прибывшим с Земли в окрестность ЛЗС на внешней подвеске другого ЛОК, для управления движением при переходе с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2 используются рулевые ракетные двигатели малой тяги, установленные по периметру нижней части диска КП с направлением вектора тяги параллельно его вертикальной оси, сопла этих двигателей не выступают за поверхность нижней части диска, двигатели имеют глубокую степень дросселирования тяги, при этом совокупная тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления по переходу с окололунной траектории на гало-орбиту и движения по ней, а для управления движением при выполнении стыковочных операций с радиоретранслятором используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, сопла первой группы двигателей расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска, сопла второй группы двигателей 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 КП оснащена топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива, все двигатели КП рассчитаны на многократное включение.
В качестве полезной нагрузки КП в состав КА входит радиоретранслятор, предназначенный для приема и передачи радиосигналов как от ЛЧ с находящимися на его борту туристами на обратной стороне Луны на Землю, так и со стороны Земли в направлении ЛЧ, и представляющий собой круглый диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный для стыковки с ним КП телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым на плоском днище по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, имеющий трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи, развертывание которой осуществляется системой управления с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке, при этом первым развертывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира, установленного на одной стороне приборного блока, развертываемая поверхность антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне, 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 электроприводов и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя в фокус антенны, на облучателе установлены антенны Х-диапазона для связи с ЛЧ на обратной стороне Луны, вторым развертывается блок солнечной батареи также поворотом на 180° в другую сторону относительно оси шарнира, установленного на противоположной стороне приборного блока по отношению к шарниру подвеса антенного блока, работа всех приводов ограничивается упорами с концевыми выключателями, в результате развертывания нормаль к плоскости фоточувствительных элементов солнечной батареи оказывается параллельной направлению излучения антенны, а необходимое отслеживание углового движения Земли относительно КА и поддержание заданных параметров движения КА по гало-орбите обеспечивается системой управления КП.
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов системы.
На фиг. 1 приведены проекции КП на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости, на которых видны основные элементы конструкции КП. Тонкими линиями показан состыкованный с ней радиоретранслятор.
На фиг. 2 приведены проекции ЛОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости в транспортном положении вывода КП на окололунную орбиту.
На фиг. 3 приведены проекции ЛОК на вертикальную и горизонтальную и нормальную плоскости в транспортном положении вывода радиоретранслятора на окололунную орбиту. Тонкими линиями показан радиоретранслятор после поворота и стыковки с ним КП.
На фиг. 4 приведены проекции КА на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости в развернутом состоянии радиоретранслятора, на которых видны основные элементы его конструкции.
На этих фигурах:
1 - корпус КП;
2 - плоское днище корпуса КП;
3 - стыковочный узел КП;
4 - крышка стыковочного узла КП;
5 - рулевые ракетные двигатели малой тяги;
6 - рулевые ракетные двигатели сверхмалой тяги;
7 - ракетные двигатели сверхмалой тяги для управления угловым движением КП относительно вертикальной оси;
8 - корпус ЛОК;
9 - верхняя плоская часть корпуса ЛОК;
10 - корпус радиоретранслятора;
11- плоское днище радиоретранслятора;
12 - параболическая антенна радиоретранслятора;
13 - приборный блок радиоретранслятора;
14 - блок солнечной батареи;
15 - шарнир крепления антенного блока;
16 - облучатель антенны;
17 - одноосный шарнир;
18 - телескопические опоры;
19 - одноосный шарнир;
20 - электропривод одноосного шарнира;
21 - антенна Х-диапазона.
22 - шарнир крепления блока солнечной батареи.
Осуществление изобретения
Пример возможной реализации предложенного технического решения.
1. КП предназначена для доставки радиоретранслятора с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2 и обеспечения его функционирования на этой орбите. КП доставляется на ЛЗС и стыкуется ней с помощью многоразового ЛОК по заявке №2020120181 на его внешней подвеске. КП конструктивно представляет собой круглый герметичный диск 1 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 2 (фиг. 1). Стартовая масса КП равна 14 т, после заправки на ЛЗС топливом и стыковки с радиоретранслятором массой 14 т ее масса в итоге становится равной 85 т и распределяется следующим образом:
КП снабжена 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 радиоретранслятором (на фиг. 1 не показано), входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке на ЛЗС. КП снабжена системами связи, навигации, управления. Для управления КА при движении по траектории перелета на гало-орбиту 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 КА. Для управления движением КП при выполнении стыковочных операций с радиоретранслятором используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, например, 5 кгс. Сопла 6 первой группы двигателей расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска. Сопла 7 второй группы расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны корпуса 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 КП оснащена топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимое количество топлива. Все двигатели КП рассчитаны на многократное включение. На фиг. 2 приведены проекции ЛОК на вертикальную, горизонтальную и нормальную плоскости в транспортном положении вывода КП на окололунную орбиту. Корпус ЛОК 8 в верхней части имеет плоскость 9 для установки КП на внешней подвеске ЛОК.
2. Радиоретранслятор 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 10 (фиг. 3) выводится на окололунную орбиту в окрестность ЛЗС также на внешней подвеске другого ЛОК. Он представляет собой круглый диск 10 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 11. Радиоретранслятор снабжен телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, установленным на плоском днище 11 по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой (на фиг. 3 не показано). По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески (на фиг. 3 не показано) радиоретранслятор разворачивается на 180° относительно поперечной оси стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним заправленной на ЛЗС КП. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления КП, радиоретранслятора и ЛОК, на борту которого находится радиоретранслятор. После стыковки КП с радиоретранслятором, последний после срабатывания пирозамков внешней подвески (на фиг. 3 не показано) отделяется от ЛОК, который возвращается на Землю, а созданный в результате стыковки КА с использованием системы управления КП направляется в расчетную точку гало-орбиты в окрестность точки Лагранжа L2. После перехода на гало-орбиту производится развертывание радиоретранслятора (фиг. 4), имеющего трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока 12, приборного блока 13 и блока солнечной батареи 14. Развертывание осуществляется с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым развертывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира 15, установленного на одной стороне приборного блока. При этом развертываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму с диаметром, равным 9,5 м, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне. На внутренней поверхности антенного блока уложен облучатель антенны 16, соединенный одноосными шарнирами 17 с тремя телескопическими опорами 18 крепления облучателя, закрепленными равномерно по периметру антенного блока с использованием одноосных шарниров 19 с электроприводами 20. Включение приводов и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя антенного блока в фокус антенны. На облучателе установлены антенны 21 Х-диапазона для связи с ЛЧ на обратной стороне Луны. Вторым развертывается блок солнечной батареи также поворотом на 180° относительно поперечной оси шарнира 22, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно шарнира подвеса антенного блока. Диаметр солнечной батареи равен 9,5 м. Работа всех приводов ограничивается упорами с концевыми выключателями. В результате развертывания 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.
КА, осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, работает следующим образом. Первым выводится на окололунную орбиту ЛОК, на внешней подвеске которого установлена КП. Стыковочным узлом КП он стыкуется с ЛЗС, затем после срабатывания пирозамков внешней подвески он освобождается от КП и возвращается на Землю. КП заправляется топливом от ЛЗС. К этому моменту времени в окрестность ЛЗС выводится другой ЛОК с радиоретранслятором на своей внешней подвеске. Система управления этого ЛОК обеспечивает срабатывание пирозамков внешней подвески радиоретранслятора и разворот на 180° относительно поперечной оси стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним заправленной на ЛЗС КП. Процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления КП, радиоретранслятора и ЛОК, на борту которого находится радиоретранслятор. После стыковки КП с радиоретранслятором и создания в результате стыковки КА, последний отделяется от ЛОК, который возвращается на Землю, а КА с использованием системы управления КП направляется в расчетную точку рабочей гало-орбиты в окрестность точки Лагранжа L2. После перехода на гало-орбиту производится развертывание радиоретранслятора. Первым развертывается антенный блок с выставкой антенного облучателя в фокус антенны. Вторым развертывается блок солнечной батареи. В результате развертывания нормаль к плоскости фоточувствительных элементов солнечной батареи оказывается параллельной направлению излучения антенны. Необходимое отслеживание углового движения Земли относительно КА вследствие движения КА по гало-орбите и поддержание заданных параметров движения КА по гало-орбите обеспечивается системой управления КП.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращение на Землю и уменьшающее стоимость туристической «путевки» для такого полета реализуется за счет использования КП и радиоретранслятора дискообразной формы, позволяющей доставлять их на окололунную орбиту порознь на внешней подвеске многоразовых ЛОК, стыковки их на окололунной орбите с последующим переводом на рабочую гало-орбиту в окрестность точки Лагранжа L2, использования ЛЗС на окололунной орбите для заправки топливом КП с целью выведения КА на гало-орбиту и функционирования на этой орбите, а также отказа от использования ракеты-носителя, стартующего с Земли.
Изобретение относится к ракетно-космической технике. Космический аппарат (КА), осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, выводимый в окрестность точки Лагранжа L2, содержит космическую платформу (КП). КП содержит радиолокационную систему, радиоретранслятор и систему связи. Для создания КА КП стыкуется с радиоретранслятором, прибывшим с Земли в окрестность лунной заправочной станцией на внешней подвеске лунного орбитального корабля. Для управления движением при выполнении стыковочных операций с радиоретранслятором используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги. Достигается упрощение организации информационного обеспечения. 1 з.п. ф-лы, 4 ил.
1. Космический аппарат (КА), осуществляющий информационное обеспечение массовой доставки туристов с окололунной орбиты на обратную сторону Луны и последующего возвращения на Землю, выводимый в окрестность точки Лагранжа L2, содержащий космическую платформу (КП), отличающийся тем, что корпус КП представляет собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом, устанавливаемым в верхней части диска по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, радиолокационной системой, входящей в состав системы управления, а также электрическими и заправочными интерфейсами, снабженный системами связи, навигации, управления, выводится на окололунную орбиту на внешней подвеске лунного орбитального корабля (ЛОК), который обеспечивает стыковку КП с лунной заправочной станцией (ЛЗС), после заправки от которой топливом КП отстыковывается от нее и для создания КА стыкуется с радиоретранслятором, прибывшим с Земли в окрестность ЛЗС на внешней подвеске другого ЛОК, для управления движением при переходе с окололунной орбиты на рабочую гало-орбиту в окрестности точки Лагранжа L2 используются рулевые ракетные двигатели малой тяги, установленные по периметру нижней части диска КП с направлением вектора тяги параллельно его вертикальной оси, сопла этих двигателей не выступают за поверхность нижней части диска, двигатели имеют глубокую степень дросселирования тяги, при этом совокупная тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления по переходу с окололунной орбиты на гало-орбиту и движения по ней, а для управления движением при выполнении стыковочных операций с радиоретранслятором используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, сопла первой группы двигателей расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска, сопла второй группы двигателей 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 КП оснащена топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива, все двигатели КП рассчитаны на многократное включение.
2. КА по п. 1, отличающийся тем, что в него в качестве полезной нагрузки КП входит радиоретранслятор, предназначенный 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, и представляющий собой круглый диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный для стыковки с ним КП телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, устанавливаемым на плоском днище по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой, имеющий трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи, развертывание которой осуществляется системой управления с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке, при этом первым развертывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира, установленного на одной стороне приборного блока, развертываемая поверхность антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне, 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 электроприводов и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя в фокус антенны, на облучателе установлены антенны Х-диапазона для связи с ЛЧ на обратной стороне Луны, вторым развертывается блок солнечной батареи также поворотом на 180° в другую сторону относительно оси шарнира, установленного на противоположной стороне приборного блока по отношению к шарниру подвеса антенного блока, работа всех электоприводов ограничивается упорами с концевыми выключателями, в результате развертывания нормаль к плоскости фоточувствительных элементов солнечной батареи оказывается параллельной направлению излучения антенны, а необходимое отслеживание углового движения Земли относительно КА и поддержание заданных параметров движения КА по гало-орбите обеспечивается системой управления КП.
| СПОСОБ РАДИОСВЯЗИ С ЗЕМЛЕЙ ПОСТОЯННО ДЕЙСТВУЮЩЕЙ ОБИТАЕМОЙ БАЗЫ НА ОБРАТНОЙ (НЕВИДИМОЙ) СТОРОНЕ ЛУНЫ И СИСТЕМА ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ ДАННОГО СПОСОБА | 2011 |
|
RU2474959C2 |
| WO 2004054877 A1, 01.07.2004 | |||
| СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ МНОГОЛУЧЕВЫМ ПОКРЫТИЕМ ЗОНЫ ОБСЛУЖИВАНИЯ В СПУТНИКОВОЙ СИСТЕМЕ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ СПУТНИКОВ-РЕТРАНСЛЯТОРОВ НА ВЫСОКОЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ ОРБИТЕ | 2012 |
|
RU2522715C2 |
| RU 2018132373 A, 12.03.2020. | |||
