СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТРАНСПОРТНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ДЛЯ ПОСАДКИ НА ЛУНУ Российский патент 2024 года по МПК B64G1/26 B64G1/12 

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при реализации полетов транспортного пилотируемого корабля (ТПК) на поверхность Луны, с использованием околоземной орбитальной станции (ОС) и Лунной орбитальной станции (ЛОС).

Известен способ управления транспортной космической системой, выбранный в качестве аналога, включающий приложение к космическому кораблю (КК), находящемуся на околоземной орбите, импульса для его перелета на орбиту Луны, приложение управляющих воздействий для схода с этой орбиты с целью последующей посадки на поверхность Луны и при взлете с поверхности Луны, приложение отлетного импульса для обратного перелета к Земле. Такой способ управления был использован в 1969 году во время полета к Луне КК «Аполлон-11» [В.И. Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении», М., Наука, 1980]. Вначале ракета-носитель (РН) выводит на опорную орбиту связку, состоящую из разгонного блока (РБ), КК и лунного взлетно-посадочного корабля (ЛВПК), который, в свою очередь состоит из посадочной ступени (ПС) и взлетного модуля (ВМ). Затем с помощью разгонного блока (РБ) обеспечивается перелет связки на окололунную орбиту. По достижению окололунной орбиты от КК отделяется ЛВПК, который с помощью двигательной установки (ДУ) ПС, осуществляет посадку на поверхность Луны. По завершению программы нахождения на Луне ВМ выполняет взлет с поверхности Луны, оставляя ПС на поверхности Луны, и выполняет промежуточную стыковку с находящимся на окололунной орбите КК для доставки на него экипажа ВМ. Затем ВМ отделяется, а КК выполняет отлетный импульс для перелета по направлению к Земле с последующим входом в атмосферу и посадкой в заданном районе.

Недостатком этого способа является одноразовость ЛВПК и невозможность его использования после завершения миссии. При этом размерность ЛВПК не позволяет осуществлять высадку на Луну больше двух человек, а длительность их нахождения на Луне не превышает трех суток.

Известен из патента [Патент RU №2763226 от 28.12.2021] способ управления транспортной космической системой при полете на Луну, выбранной в качестве прототипа, включающий отстыковку ТПК от околоземной ОС, приложение управляющих импульсов для перелета на орбиту Луны, приложение управляющих воздействий для схода многоразового лунного корабля (МЛК) с окололунной орбиты при посадке на поверхность Луны и при взлете с поверхности Луны, приложение управляющих импульсов для стыковки МЛК с РБ, приложение отлетного импульса для обратного перелета ТПК по направлению к Земле. В качестве ТПК и МЛК рассматривался КК, базирующийся на околоземной ОС. Вначале отдельной РН на околоземную орбиту выводится модуль разгонных блоков (МРБ), способный выполнить импульсы перевода полезной нагрузки на орбиту Луны и состоящий из РБ, ПС и заправочно-тормозного блока (ЗТБ), с запасом топлива для двух заправок МЛК. МЛК, находящийся в составе околоземной ОС, расстыковывается с ОС, а затем сближается и стыкуется с МРБ, образовывая связку. Предполагается, что МРБ выводится на орбиту ИСЗ с помощью РН сверхтяжелого класса. Используя энергетические возможности РБ, входящего в состав МРБ, к связке прикладывается отлетный импульс для ее перевода на траекторию перелета на орбиту Луны, после чего РБ отделяется от связки. У Луны ЗТБ тормозным импульсом переводит связку на окололунную орбиту. Связка МЛК с ПС расстыковывается с ЗТБ, выполняет импульс схода с орбиты и осуществляет посадку на поверхность Луны за счет топлива ПС.После взлета, за счет заправленного топлива, МЛК выводится на окололунную орбиту, на которой находится ЗТБ и стыкуется с ним, при этом ПС остается на поверхности Луны. После дозаправки МЛК от ЗТБ они расстыковываются. К МЛК прикладывают отлетный импульс для обратного перелета МЛК к Земле.

Основными недостатками такого способа управления является необходимость в сверхтяжелой ракете для выведения на околоземную орбиту массивной связки МРБ, включающей РБ, ПС и ЗТБ. Также использование дозаправки корабля на орбите снижает надежность всей схемы полета на поверхность Луны, так как в случае срыва дозаправки от ЗТБ на окололунной орбите МЛК не сможет вернуться к Земле.

Техническим результатом изобретения является возможность посадки МЛК на поверхность Луны с последующим его возвращением на ЛОС, при этом ТПК после отлета от ЛОС возвращается на Землю. Для организации транспортной системы достаточно использовать РН тяжелого класса.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления транспортной космической системой для посадки на Луну, включающем отстыковку ТПК от околоземной ОС, приложение управляющих импульсов для перелета на орбиту Луны, приложение управляющих воздействий для схода МЛК с окололунной орбиты при посадке на поверхность Луны и при взлете с поверхности Луны, приложение управляющих импульсов для стыковки МЛК с РБ, приложение отлетного импульса для обратного перелета ТПК по направлению к Земле, в отличие от известного, прикладывают управляющие импульсы для перевода ТПК на круговую окололунную орбиту, на которой осуществляют его стыковку с ЛОС, где базируется связка из многоразового лунного корабля, имеющего функцию взлетного модуля, посадочной ступени и разгонного блока, после чего посредством ДУ РБ к связке из МЛК, ПС и РБ прикладывают управляющие импульсы для перехода на окололунную орбиту, где отстыковывают РБ, после чего с этой окололунной орбиты осуществляют посадку связки из МЛК и ПС на поверхность Луны, затем ПС отстыковывают, а после взлета МЛК с поверхности Луны и стыковки с РБ на окололунной орбите к связке из МЛК и РБ посредством ДУ РБ прикладывают управляющие импульсы для ее перевода на орбиту ЛОС, РБ отстыковывают, МЛК стыкуют с ЛОС, затем ТПК отстыковывают от ЛОС и к нему прикладывают отлетный импульс для перехода на траекторию возврата с перигеем в атмосфере Земли для последующего спуска на поверхность Земли.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере ОС и ЛОС, находящихся на околоземной и окололунной орбитах соответственно. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что отдельной РН тяжелого класса на околоземную орбиту выводится ТПК и стыкуется с околоземной ОС. Вторым пуском РН тяжелого класса на орбиту околоземной станции выводится кислородно-водородный РБ (КВРБ), способный выполнить импульсы перевода полезной нагрузки на орбиту Луны. Выведение КВРБ осуществляется в непосредственную окрестность ОС, что позволяет ТПК после отстыковки от ОС осуществить сближение и стыковку с КВРБ по быстрой двухвитковой схеме. В отличие от обычного сближения с одним активным маневрирующим кораблем, в этой схеме и КВРБ и ТПК участвуют в обеспечении сближения. Вначале с помощью двух импульсов КВРБ переходит на коэллиптическую орбиту, обеспечивающую постоянное высотное рассогласование с орбитой ОС. Выбор такой орбиты позволяет ТПК с помощью одного трансверсального импульса перейти в окрестность КВРБ для последующей с ним стыковки и образования связки [Муртазин Р.Ф., Чудинов Н.А. Проведение «быстрого» сближения космического корабля и разгонного блока при двухпусковой схеме отлета к Луне // Космонавтика и ракетостроение. 2020. №5(116). С. 20-30]. Используя энергетические возможности КВРБ к связке прикладывается отлетный импульс ΔV₁ для ее перевода на траекторию перелета на орбиту Луны, после чего КВРБ отделяется от связки. Перевод ТПК на окололунную орбиту осуществляется за счет собственной двигательной установки посредством выполнения двух импульсов. Первым импульсом в периселении прилетной орбиты выполняется переход ТПК на высокоэллиптическую селеноцентрическую орбиту с апоселением в окрестности грависферы Луны (~66 тыс.км от центра Луны), что позволило получить мультипликативный эффект за счет синергии гравитационных полей Земли и Луны, приводящей к «естественной» трансформации орбиты с повышением периселения до нужной высоты с одновременным снижением высоты апоселения. Вторым импульсом в периселении уже трансформированной орбиты ТПК переходит на круговую окололунную орбиту и стыкуется с ЛОС, где базируется МЛК, имеющий функцию взлетного модуля. Используемый метод управления движением космического объекта при перелете с орбиты Земли на орбиту Луны [Патент RU №2709951 от 23.12.2019] далее именуемый как «грависферный» метод, позволяет увеличить доставляемую массу полезной нагрузки на окололунную орбиту. Так если прямой переход на окололунную орбиту требует затрат характеристической скорости в 640÷700 м/с, то при «грависферном» методе потребуется около 350 м/с, что почти в два раза меньше [Муртазин Р.Ф. Эффективное выведение КА на высокую круговую окололунную орбиту // Космонавтика и ракетостроение. 2019. №3 (108). С. 5-12].

Предварительно до запуска ТПК на ЛОС двумя пусками РН тяжелого класса осуществляется доставка «грависферным» методом [5] заправленной ПС и РБ, которые стыкуются с МЛК, образовывая связку, базирующуюся на ЛОС и предназначенную для обеспечения посадки экипажа на поверхность Луны и последующего взлета с Луны, и стыковки с ЛОС. Помимо этого, РБ выполняет и логистическую доставку топлива для дозаправки МЛК.

После стыковки ТПК с ЛОС связка, состоящая из МЛК, РБ и ПС отстыковывается от ЛОС. Посредством ДУ РБ связку переводят на низкую окололунную орбиту, где связка МЛК с ПС расстыковывается от РБ, выполняет импульс схода с орбиты и осуществляет посадку на поверхность Луны за счет топлива ПС.

После взлета МЛК посредством собственной ДУ выводится на окололунную орбиту, на которой находится РБ и стыкуется с ним, при этом ПС остается на поверхности Луны. РБ выполняет разгонные импульсы для перевода МЛК на орбиту ЛОС и отстыковывается, после чего МЛК стыкуется с ЛОС. Затем ТПК отстыковывается от ЛОС для отлета с окололунной орбиты к Земле. Отлетная орбита выбирается таким образом, чтобы перигей траектории возврата находился в атмосфере Земли для последующего спуска ТПК на поверхность Земли.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1 и табл. 1, 2, где: на фиг. 1 представлена схема операций предлагаемой транспортной системы,

в табл. 1 представлены массовые характеристики отдельных элементов ЛВПК предлагаемой транспортной системы,

в табл. 2 представлены оценочные характеристики РБ предлагаемой транспортной системы.

На фигуре 1 отмечены следующие позиции:

1 - ТПК, 2 - РН тяжелого класса, 3 - околоземная ОС, 4 - КВРБ, 5 - ЛОС, 6 - МЛК, 7 - ПС, 8 - РБ.

На фиг. 1 представлена схема полета, осуществляемая предлагаемым способом управления транспортной системой. Вначале ТПК 1 выводится на околоземную орбиту РН тяжелого класса 2 и стыкуется с околоземной ОС 3. Вторым пуском РН тяжелого класса на орбиту околоземной станции выводится КВРБ 4. ТПК расстыковывается с околоземной ОС, а затем сближается и стыкуется с КВРБ. Используя энергетические возможности КВРБ, к связке прикладывается отлетный импульс для ее перевода на траекторию перелета на орбиту Луны, после чего КВРБ отделяется от связки. Перевод ТПК на окололунную орбиту осуществляется за счет собственной двигательной установки. После перехода на круговую окололунную орбиту ТПК стыкуется с ЛОС 5, где базируется МЛК 6, имеющий функцию взлетного модуля. Предварительно до запуска ТПК на ЛОС двумя пусками РН тяжелого класса осуществляется доставка «грависферным» методом заправленной ПС 7 и РБ 8, которые стыкуются с МЛК, образовывая связку.

Для выдачи отлетного импульса для перевода ПС и РБ на траекторию перелета на орбиту Луны используется КВРБ. После стыковки ТПК с ЛОС связка, состоящая из МЛК, РБ и ПС отстыковывается от ЛОС. Посредством ДУ РБ связку переводят на низкую окололунную орбиту, где связка МЛК с ПС расстыковывается от РБ, выполняет импульс схода с орбиты и осуществляет посадку на поверхность Луны за счет топлива ПС. После взлета с поверхности Луны МЛК посредством собственной ДУ выводится на окололунную орбиту, на которой находится РБ и стыкуется с ним, при этом ПС остается на поверхности Луны. РБ выполняет разгонные импульсы для перевода МЛК на орбиту ЛОС и отстыковывается, после чего МЛК стыкуется с ЛОС. Затем ТПК отстыковывается от ЛОС для отлета с окололунной орбиты к Земле для последующего спуска ТПК на поверхность Земли.

В табл. 1 представлены массовые характеристики отдельных элементов ЛВПК предлагаемой транспортной системы. Для каждого элемента ЛВПК, состоящего из МЛК и ПС, приведена конструктивная или сухая масса М_сух и масса топлива М_топл. Также приведена суммарная масса ЛПВК M_Σ.

В табл. 2. представлены оценочные характеристики РБ предлагаемой транспортной системы, конструктивная или сухая масса М_сух, масса топлива М_топл, масса топлива для дозаправки МЛК М_дозапр, суммарная масса РБ M_Σ.

Эффективность предлагаемого способа управления транспортной системой показана в сравнении с реализованной транспортной системой при проведении лунных миссий КК «Аполлон» в 60-х - 70-х годах прошлого столетия, когда использовалась РН сверхтяжелого класса «Сатурн-5» грузоподъемностью 136 тонн. При этом масса КК на момент его прилета к Луне составляла около 50 т, из которых полная масса ЛВПК составляла -45 т, а масса полностью заправленных ПС и ВМ около 10 т и 4 т соответственно. Масса ВМ в 4 т позволяла иметь конструктивную или сухую массу взлетной ступени в 2180 кг [1].

Идеология, заложенная в предлагаемый способ, предполагает, что за счет использования ЛОС, расположенной на круговой окололунной орбите, и МЛК, базирующегося на ЛОС, повышается надежность всей схемы полета на поверхность Луны, а применение «грависферного» метода перелета [4] позволяет перейти на РН тяжелого класса с грузоподъемностью при наклонениях 51.6° и 97° в 37.7 т и 34.2 т соответственно, отказавшись от РН сверхтяжелого класса.

В качестве средств выведения, используются РН тяжелого класса Ангара-А5 В (А5 В) и КВРБ. Доставка ТПК с экипажем на ЛОС, расположенной на круговой окололунной орбите высотой 10000 км, осуществляется по двухпусковой схеме. Первая РН А5 В выводит ТПК на орбиту околоземной ОС, а вторая РН А5 В доставляет КВРБ необходимый для выдачи отлетного импульса к Луне. Отлетная масса заправленного ТПК на орбите околоземной ОС наклонением 97° составит 22.4 т, что является его предельной массой, включающей топливо на выполнением тормозных импульсов для перехода на круговую окололунную орбиту высотой 10000 км «грависферным» методом, что составит ~400 м/с, отлетного импульса для перелета по направлению к Земле равного ~650 м/с и резерв по Vx в 350 м/с, достаточный для парирования различных нештатных ситуаций.

Как уже описывалось выше, на ЛОС предполагается наличие МЛК, имеющего функцию ВМ, и для сборки всего ЛВПК потребуется доставка на ЛОС заправленной ПС и РБ. Для достижения окололунной орбиты ЛОС высотой 10000 км требуется выдача отлетного импульса равного 3150 м/с и ~350 м/с для выдачи тормозных импульсов для перехода на орбиту ЛОС с использованием «грависферного» метода перелета. Удельный импульс КВРБ составит Р_уд=470 сек. Грузоподъемность РН тяжелого класса для околоземной орбиты наклонением 51.6° составит 37.7 т.

Воспользуемся формулой Циолковского [1]:

где М_топл - масса топлива МЛК, М_сух - конструктивная или сухая масса МЛК, Р_уд - удельный импульс двигателя, использующего топливо из высококипящих компонентов.

Используя формулу Циолковского, получаем, что одним пуском РН А5 В с КВРБ может доставить на орбиту ЛОС квант полезной нагрузки массой 13.8 т. Это, в свою очередь, позволит обеспечить посадку на Луну МЛК с экипажем массой 4 т, что почти в два раза превышает размерность ВМ ЛВПК «Eagle» из программы «Аполлон» [1]. В табл. 1 представлены массовые характеристики отдельных элементов ЛВПК предлагаемой транспортной системы.

При расчете масс каждого элемента ЛВПК учитывалось, что потребные характеристические скорости ΔV_потр для посадки ЛВПК с низкой окололунной орбиты на Луну и взлета МЛК на низкую окололунную орбиту составляют 2100 м/с и 2000 м/с соответственно, а удельный импульс двигательных установок ПС и ВМ Руд=325 сек.

Оценочные характеристики РБ представлены в табл.2. Ближайшим аналогом МБ может быть РБ «Фрегат». Предполагается, что топлива в РБ будет достаточно для доставки с орбиты ЛОС на низкую окололунную орбиту ЛВПК с суммарной массой M_Σ=21.5 т и для доставки с низкой окололунной орбиты на орбиту ЛОС МЛК с экипажем массой 4 т. Характеристическая скорость обоих перелетов составит по ΔV_потp=800 м/с.

Представленный пример показывает, как, используя предлагаемый способ управления транспортной системой, обеспечить посадку на Луну МЛК с сухой массой в 4.0 т. В качестве средств выведения для реализации этого способа используются РН тяжелого класса Ангара-А5 В.

В предложенном варианте облик МЛК должен быть близок к ВМ ЛВПК «Eagle», но сухая масса МЛК будет в 1.8 раза больше. Кроме того, в отличие от ВМ ЛВПК «Eagle» МЛК является многоразовым кораблем, что существенно удешевляет регулярную доставку экипажей.

Экономичность альтернативной ТС достигается за счет отказа от РН тяжелого класса и перехода с одноразового на частично многоразовый ЛВПК. Включение ЛОС как базы для МЛК позволит обеспечить устойчивость схемы перелета за счет допустимого разнесения по времени доставки всех элементов транспортной системы.

В целом можно сделать вывод, что предлагаемый способ управления с размещением в составе ЛОС многоразового лунного корабля для посадки на поверхность Луны позволит создать конкурентную транспортную космическую систему для регулярных полетов на Лунную базу, развернутую на поверхности Луны.

Изобретение относится к межпланетным многоимпульсным перелетам. В предлагаемом способе первым пуском выводят транспортный пилотируемый корабль (ТПК) на орбиту околоземной орбитальной станции (ОС) и стыкуют с ней. Вторым пуском к ОС выводят кислородно-водородный разгонный блок (КВРБ). Для пусков используют РН тяжелого класса. КВРБ в связке с ТПК отрабатывает отлетный импульс к Луне и затем отделяется. После перехода на круговую окололунную орбиту ТПК стыкуется с лунной ОС (ЛОС), где базируется многоразовый лунный корабль (МЛК) с функцией взлетного модуля. Предварительно на ЛОС доставляют стыкуемые с МЛК заправленную посадочную ступень (ПС) и разгонный блок (РБ). После стыковки ТПК с ЛОС и отделения от ЛОС связки МЛК-РБ-ПС, РБ переводит связку на низкую окололунную орбиту и затем отстыковывается. МЛК с помощью ПС садится на поверхность Луны. После взлета МЛК выводится на окололунную орбиту, где находится РБ, который переводит МЛК на орбиту ЛОС и отстыковывается (ПС остается на Луне). Затем МЛК стыкуется с ЛОС, а ТПК отстыковывается от ЛОС и отправляется к Земле с последующей посадкой на нее. Техническим результатом является создание энергетически рациональной конкурентной транспортной системы с устойчивой схемой перелета для регулярных полетов, в частности, на лунную базу. 1 ил., 2 табл.

Способ управления транспортной космической системой для посадки на Луну, включающий отстыковку транспортного пилотируемого корабля от околоземной орбитальной станции, приложение управляющих импульсов для перелета на орбиту Луны, приложение управляющих воздействий для схода многоразового лунного корабля с окололунной орбиты при посадке на поверхность Луны и при взлете с поверхности Луны, приложение управляющих импульсов для стыковки многоразового лунного корабля с разгонным блоком, приложение отлетного импульса для обратного перелета транспортного пилотируемого корабля по направлению к Земле, отличающийся тем, что прикладывают управляющие импульсы для перевода транспортного пилотируемого корабля на круговую окололунную орбиту, на которой осуществляют его стыковку с лунной орбитальной станцией, где базируется связка из многоразового лунного корабля, посадочной ступени и разгонного блока, после чего посредством двигательной установки разгонного блока к связке из многоразового лунного корабля, посадочной ступени и разгонного блока прикладывают управляющие импульсы для перехода на другую окололунную орбиту, где отстыковывают разгонный блок, после чего с этой окололунной орбиты осуществляют посадку связки из многоразового лунного корабля и посадочной ступени на поверхность Луны, затем посадочную ступень отстыковывают, а после взлета многоразового лунного корабля с поверхности Луны и стыковки с разгонным блоком на окололунной орбите к связке из многоразового лунного корабля и разгонного блока посредством двигательной установки разгонного блока прикладывают управляющие импульсы для ее перевода на орбиту лунной орбитальной станции, разгонный блок отстыковывают, многоразовый лунный корабль стыкуют с лунной орбитальной станцией, затем транспортный пилотируемый корабль отстыковывают от лунной орбитальной станции и к нему прикладывают отлетный импульс для перехода на траекторию возврата с перигеем в атмосфере Земли для последующего спуска на поверхность Земли.