МНОГОРАЗОВАЯ КОСМИЧЕСКАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА ДЛЯ ПОЛЁТА НА ЛУНУ И СПОСОБ ЕЁ ПОЛЁТА Российский патент 2025 года по МПК B64G1/14 B64G1/62 

Область техники

Изобретение относится к области ракетной и космической техники и может найти применение при создании полностью многоразовых космических транспортных систем для полетов на Луну.

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, 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. Недостатком данного технического решения является отсутствие многоразовости элементов системы, поскольку применение одноразовых элементов требует больших материальных затрат и удорожает полет к Луне, а также большие перегрузки, испытываемые космонавтами при возвратном движении в атмосфере Земли с гиперзвуковой скоростью и невозможность управлениятраекторией 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, принимаемая за аналог, 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. Недостатки системы те же, что и в предыдущем проекте: применение одноразовых элементов требует больших материальных затрат и удорожает полет к Луне, а также 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.

В качестве прототипа изобретения принят проект полностью многоразовой супертяжелой космической системы Super Heavy частной фирмы Space X США. По информации (Super Heavy - Википедия) эта система представляет собой двухступенчатую ракету-носитель сверхтяжелого класса, разрабатываемую для пилотируемых полетов к Луне и Марсу. Основные проектные параметры системыследующие. Первая ступень имеет диаметр 9 м, длину 70 м, массу конструкции 200 т, массу заправляемого перед стартом топлива (жидкий метан и жидкий кислород) 3600 т. В нижней части ступени установлены 33 двигателя Raptor с тягой 230 тс на уровне моря. Вторая ступень интегрирована с космическим кораблем, имеет диаметр 9 м, длину 50 м, массу конструкции 120 т, массу заправляемого перед стартом топлива (также жидкий метан и жидкий кислород) 1200 т. В кормовой части второй ступени установлены шесть двигателей Raptor, три из которых адаптированы для работы в атмосфере Земли и имеют тягу на уровне моря каждый 230 тс, другие три адаптированы для работы вне атмосферы и имеют тягу более 260 тс. 20 апреля 2023 года состоялся первый тестовый полет ракеты-носителя, который признан успешным. Проект предполагает дозаправку космического корабля на низкой околоземной орбите с использованием тех же многоразовых космических кораблей в танкерном варианте. При этом после заправки топливных баков космический корабль может доставить 150 т полезного груза на Марс. Одно из достоинств состоит еще и в том, что при большом диаметре ступеней их посадку на поверхность Земли и Луны можно обеспечить простыми выдвижными опорами, в отличие от ракет-носителей меньшего диаметра, например 4,1 м.

Таким образом, известные технические решения являются непригодными для создания многоразовой космической транспортной системы для полета на Луну и способа ее полета на основе ракетных блоков ограниченного диаметра.

Причиной, препятствующей решению технической проблемы создания многоразовой космической транспортной системы для полета на Луну и способа ее полета, является отсутствие донастоящего времени проектов возвращаемых блоков второй ступени и блоков полезной нагрузки ограниченного диаметра.

Раскрытие сущности изобретения

Предлагается конструкция многоразовой космической транспортной системы для полета на Луну и способ ее полета, состоящая из двух ступеней ракеты-носителя и полезного груза, структурные элементы которых состоят из ракетных блоков диаметра не более 4,1 м, способных быть доставленными на удаленный космодром по железной дороге. Это ограничение с одной стороны утяжеляет конструкцию, но с другой стороны облегчает решение вопроса производства ракетных блоков вдали от космодрома и вопроса управления движением ракетных блоков при их возвращении на поверхность Земли для повторного использования.

а. Многоразовая космическая транспортная система для полета на Луну содержит блочные первую и вторую ступени и полезный груз, выводимый на низкую околоземную орбиту. Каждый из блоков первой ступени содержит маршевые двигатели, нижние и верхние посадочные опоры, используемые для мягкой динамической посадки. Каждый из блоков второй ступени содержит узел несущего винта, маршевый двигатель и створки хвостового обтекателя, обеспечивающие управляемое движение в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую динамическую посадку с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор. Полезный груз состоит из трех блоков: лунного корабля и двух танкеров, каждый из которых содержит также узел несущего винта, маршевый двигатель и створки хвостового обтекателя, обеспечивающие после облета Луны управляемое движение в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкуюдинамическую посадку с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор. Все блоки имеют ограниченный диаметр.

b. Первая ступень многоразовой космической транспортной системы представляет собою пакетную схему, содержащую центральный и шесть боковых блоков, каждый из которых оснащен семью метановыми двигателями. Для спуска в атмосфере и посадки блоков используется динамическая схема с использованием маршевых двигателей. Для обеспечения мягкой посадки используются верхние и нижние посадочные опоры по патенту №2781713 RU, которые обеспечивают перевод блоков в устойчивое горизонтальное положение в процессе посадки. Для выполнения динамической схемы спуска в баках блоков после выключения двигателей остается гарантированный запас топлива. На верхнем шпангоуте четырех блоков, свободных от установки блоков второй ступени, установлены головные обтекатели конической формы, состоящие из двух створок, каждая из которых снабжена несущим винтом, обеспечивающим спуск в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и управляемое движение для мягкой посадки в заданном районе после расстыковки блоков ступени и раскрытия створок обтекателя.

с. Вторая ступень системы представляет собою пакетную схему, содержащую центральный и два боковых блока. Каждый из блоков имеет стальной корпус и на боковой поверхности теплозащитное покрытие и оснащен одним метановым двигателем, обеспечивающим также выдачу тормозного импульса для схода с орбиты. Для мягкой автономной посадки каждого из блоков используется установленный в верхней части блока несущий винт, обеспечивающий управляемое движение и посадку блока «по-вертолетному» в режиме авторотации в заданном районе. Титановые лопасти несущего винта каждого блока перед стартом ракеты-носителя прижаты к блокам ступени изакреплены в нижней части скобами на пироболтах. На хвостовом отсеке каждого блока установлены четыре поворотные створки обтекателя, уложенные перед стартом ракеты-носителя снаружи вдоль корпуса блока первой ступени и закрепленные в нижних частях на проставке между блоками первой и второй ступеней скобами с пирозамками. Створки в сложенном состоянии обеспечивают надежную защиту хвостового отсека блока от тепловых и механических нагрузок при движении блока с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения. Мягкая посада блока на завершающей стадии полета осуществляется с использованием створок хвостового обтекателя в разложенном состоянии в качестве посадочных опор.

d. Полезный груз системы представляет собою пакетную схему, содержащую в качестве центрального блока лунный корабль, интегрированный с агрегатным отсеком, и два боковых блока в качестве танкеров. Каждый из блоков имеет стальной корпус и на боковой поверхности теплозащитное покрытие и оснащен одним водородным двигателем. На верхнем шпангоуте установлен головной обтекатель конической формы, состоящий из двух створок, раскрываемых в заданное время после отделения первой ступени и возвращаемых на Землю «по-вертолетному» с использованием несущего винта. Каждый блок использует для автономной посадки несущий винт для спуска и посадки блока «по-вертолетному» в режиме авторотации, титановые лопасти которого перед стартом ракеты-носителя уложены вдоль корпуса блока и закреплены в нижней части скобами на пироболтах. На хвостовом отсеке каждого блока перед стартом установлены четыре поворотные створки обтекателя хвостового отсека, закрепленные в нижней части скобами на пироболтах на проставке между блоком второй ступени и блокомполезного груза. В сложенном состоянии створки обеспечивают надежную защиту хвостового отсека блока от тепловых и механических нагрузок при движении блока с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения. При этом мягкая посадка блока на завершающей стадии полета осуществляется с использованием створок хвостового обтекателя в разложенном состоянии в качестве посадочных опор.

e. Между блоками первой и второй ступени установлены проставки, отделяемые при разделении ступеней. Между блоками второй ступени и блоками полезного груза также установлены проставки, отделяемые от блоков второй ступени после выдачи тормозного импульса на спуск с орбиты этих блоков. Сверху на лунном корабле установлена система аварийного спасения, штатно отделяемая перед отделением первой ступени, способная в нештатном случае увести лунный корабль от стартового стола на безопасное расстояние.

f. Способ полета многоразовой космической транспортной системы на Луну состоит из последовательной отработки блоков вначале первой, а затем второй ступеней системы. После отработки блоков первой ступени они отстыковываются от блоков второй степени, отстыковывается и проставка между ними, блоки первой ступени расстыковываются, и каждый из блоков в автономном режиме возвращается на Землю. Для возвращения блоков первой ступени на Землю используется динамическая схема с применением маршевых двигателей блоков, для чего в баках блоков должен оставаться запас топлива. Для мягкой посадки блоков используются нижние и верхние посадочные опоры, раскладываемые перед посадкой. Посадка завершается поворотом блока в устойчивое горизонтальное положение. Створки головных обтекателей конической формычетырех блоков после отделения в заданное время совершают мягкую посадку в заданном районе «по-вертолетному» в режиме авторотации. До выключения двигателей второй ступени в заданный момент времени осуществляется отделение створок головных обтекателей блоков полезного груза и начинается их управляемый спуск «по-вертолетному» в режиме авторотации. Аналогично после отработки блоков второй ступени она отстыковывается от блоков полезного груза, ее блоки расстыковываются, и каждый из блоков в автономном режиме после выдачи в заданное время тормозного импульса для схода с орбиты осуществляют отделение проставки, соединяющей блок второй ступени с блоком полезного груза, и далее вход в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя и управляемое движение в атмосфере «по-вертолетному» в режиме авторотации. Мягкая посадка блоков в заданном районе осуществляется с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор. После вывода полезного груза на низкую околоземную орбиту и отделения его от второй ступени в заданный момент времени включается двигатель первого танкера для разгона полезного груза по траектории полета к Луне до выработки топлива с сохранением резерва для управления при возвращении на Землю после облета Луны. Затем включается двигатель второго танкера для доразгона также до выработки топлива с сохранением резерва для управления при возвращении после облета Луны. Дальнейший полет связки блоков по траектории полета с необходимой коррекцией параметров траектории облета Луны осуществляется двигателем лунного корабля. Далее в заданный момент времени производится расстыковка блоков полезного груза. После этого каждый из танкеров после автономного облета Луны возвращается к Земле, осуществляет вход в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя и управляемое движение в атмосфере «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую посадку в заданном районе с открытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор. Лунный корабль в заданный момент времени переходит на низкую круговую орбиту вокруг Луны, затем совершает мягкую посадку на поверхность Луны. После пребывания на Луне в заданное время лунный корабль стартует с поверхности Луны на круговую орбиту вокруг Луны. Далее в заданное время включается его маршевый двигатель для отлета к Земле, при этом в необходимые моменты времени осуществляются коррекции траектории, после чего лунный корабль входит в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя, снижается «по-вертолетному» в режиме авторотации и осуществляет мягкую посадку в заданном районе с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор.

Задачей этого изобретения является разработка многоразовой космической транспортной системы для полета на Луну и способа ее полета на основе ракетных блоков ограниченного диаметра, использующих несущий винт в режиме авторотации и хвостовой обтекатель для спуска элементов системы в атмосфере Земли и мягкой посадки.

Поставленная задача решается тем, что многоразовая космическая транспортная система для полета на Луну, содержащая блочные первую, вторую ступени и полезный груз, выводимый на низкую околоземную орбиту, согласно изобретению, каждый из блоков первой ступени содержит маршевые двигатели, нижние и верхние посадочные опоры, используемые для мягкой динамической посадки, каждый из блоков второй ступени содержит узел несущего винта, маршевый двигатель и створки хвостового обтекателя, обеспечивающие управляемое движение в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую динамическую посадкус раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор, полезный груз состоит из трех блоков: лунного корабля и двух танкеров, каждый из которых содержит также узел несущего винта, маршевый двигатель и створки хвостового обтекателя, обеспечивающие после облета Луны управляемое движение в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую динамическую посадку с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор, при этом все блоки имеют ограниченный диаметр.

Первая ступень представляет собою пакетную схему, содержащую центральный и шесть боковых блоков, каждый из которых оснащен семью метановыми двигателями и использует для автономной динамической посадки верхние и нижние посадочные опоры, обеспечивающие устойчивое горизонтальное положение блока в конце процесса посадки, а на верхнем шпангоуте четырех блоков, свободных от установки блоков второй ступени, установлены головные обтекатели конической формы, состоящие из двух створок, каждая из которых снабжена несущим винтом, обеспечивающим спуск в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и управляемое движение для мягкой посадки в заданном районе после расстыковки блоков ступени и раскрытия створок обтекателя в заданное время.

Вторая ступень представляет собою пакетную схему, содержащую центральный и два боковых блока, каждый из которых имеет стальной корпус с теплозащитным покрытием на боковой поверхности, оснащен одним метановым двигателем и использует установленный в верхней части блока несущий винт для спуска с орбиты и мягкой посадки блока «по-вертолетному» в режиме авторотации в заданном районе, титановые лопасти которого перед стартом уложены вдоль корпусахвостовом отсеке каждого блока перед стартом ракеты-носителя установлены четыре поворотные створки обтекателя хвостового отсека, закрепленные в своей нижней части на проставке между блоками первой и второй ступеней скобами на пироболтах и в сложенном состоянии обеспечивающие надежную защиту хвостового отсека блока от тепловых и механических нагрузок при движении блока с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения и посадку блока на завершающей стадии полета с использованием створок хвостового обтекателя в разложенном состоянии в качестве посадочных опор.

Полезный груз представляет собою пакетную схему, содержащую в качестве центрального блока лунный корабль, интегрированный с агрегатным отсеком, и два боковых блока в качестве танкеров, каждый из которых имеет стальной корпус и теплозащитное покрытие на боковой поверхности, а на верхнем шпангоуте установлен головной обтекатель конической формы, состоящий из двух створок, раскрываемых в заданное время после отделения первой ступени и возвращаемых «по-вертолетному» с использованием несущего винта, оснащен одним водородным двигателем и так же, как и блоки второй ступени, использует установленный в верхней части блока несущий винт для спуска и посадки блока «по-вертолетному» в режиме авторотации, титановые лопасти которого перед стартом ракеты-носителя уложены вдоль корпуса блока и закреплены в нижней части скобами на пироболтах, а на хвостовом отсеке каждого блока перед стартом установлены четыре поворотные створки обтекателя хвостового отсека, закрепленные в нижней части скобами на пироболтах на проставке между блоком второй ступени и блоком полезного груза, и в сложенном состоянии обеспечивающие надежную защиту хвостового отсека блока от тепловых и механических нагрузокпри движении блока с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения, и посадку блока на завершающей стадии полета с использованием створок хвостового обтекателя в разложенном состоянии в качестве посадочных опор.

Между блоками первой и второй ступени установлены проставки, отделяемые при разделении ступеней, между блоками второй ступени и блоками полезного груза также установлены проставки, отделяемые от блоков второй ступени после выдачи тормозного импульса на спуск с орбиты этих блоков, а сверху на лунном корабле установлена система аварийного спасения, штатно отделяемая перед отделением первой ступени, способная в нештатном случае увести лунный корабль от стартового стола на безопасное расстояние.

Способ полета многоразовой космической транспортной системы на Луну, состоящий из последовательной отработки блоков первой, а затем второй ступеней системы, согласно изобретению после отработки каждой из ступеней они отстыковываются от последующих степеней, расстыковываются, и каждый из их блоков в автономном режиме возвращается на Землю, причем блоки первой ступени после выработки топлива с сохранением резерва для управления при возвращении осуществляют мягкую динамическую посадку с использованием маршевых двигателей и раскрытых нижних и верхних посадочных опор, створки головных обтекателей четырех блоков после отделения в заданное время совершают мягкую посадку «по-вертолетному» в режиме авторотации в заданном районе, а до выключения двигателей второй ступени в заданный момент времени осуществляется отделение створок головных обтекателей блоков полезного груза и начинается их управляемый спуск «по-вертолетному» в режиме авторотации, блоки второй ступени послевыдачи в заданное время тормозного импульса для схода с орбиты осуществляют вход в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя и управляемое движение в атмосфере «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую посадку в заданном районе с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор, а после вывода полезного груза на низкую околоземную орбиту и отделения его от второй ступени в заданный момент времени включается двигатель первого танкера для разгона по траектории полета к Луне до выработки топлива с сохранением резерва для управления при возвращении его на Землю после облета Луны, затем включается двигатель второго танкера для доразгона также до выработки топлива с сохранением резерва для управления при возвращении его после облета Луны, дальнейший полет связки блоков по траектории полета с необходимой коррекцией траектории облета Луны осуществляется двигателем лунного корабля, далее в заданный момент времени производится расстыковка блоков полезного груза, при этом каждый из танкеров после автономного облета Луны возвращается к Земле, осуществляет вход в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя и управляемое движение в атмосфере «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую посадку в заданном районе с открытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор, а лунный корабль переходит на низкую круговую орбиту вокруг Луны, затем совершает мягкую посадку на поверхность Луны, после пребывания на Луне в заданный момент времени стартует с поверхности Луны на круговую орбиту вокруг Луны, и далее в заданное время включается его двигатель для отлета к Земле, в необходимые моменты времени осуществляются коррекции параметров траектории, после чего лунный корабль входит в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя, снижается «по-вертолетному» в режиме авторотации и осуществляетмягкую посадку в заданном районе с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор.

Сущность изобретения поясняется чертежом.

На фиг. 1 приведена схема многоразовой космической транспортной системы.

На этом чертеже:

1 - блок первой ступени;

2 - нижняя посадочная опора блока первой ступени;

3 - верхняя посадочная опора блока первой ступени;

4 - головной обтекатель блока первой ступени;

5 - блок второй ступени;

6 - створка хвостового отсека блока второй ступени;

7 - узел несущего винта блока второй ступени;

8 - блок полезного груза;

9 - створка хвостового обтекателя блока полезного груза;

10 - узел несущего винта блока полезного груза;

11 - головной обтекатель блока полезного груза;

12 - система аварийного спасения;

13 - несущий винт створки головного обтекателя блока полезного груза

14 - малый головной обтекатель головного обтекателя блока полезного груза;

15 - лопасть несущего винта блока полезного груза;

16 - проставка между блоком второй ступени и блоком полезного груза;

17 - лопасть несущего винта блока второй ступени;

18 - несущий винт головного обтекателя блока первой ступени;

19 - малый головной обтекатель узла несущего винта головногообтекателя блока первой ступени;

20 - проставка между блоком первой ступени и блоком второй ступени;

Осуществление изобретения

Пример возможной реализации предложенного технического решения.

Многоразовая космическая транспортная система для полета на Луну и способ ее полета (фиг. 1) состоит из семи состыкованных блоков первой ступени 1, центрального и шести боковых, каждый из которых снабжен нижними 2 и верхними 3 раскладываемыми перед посадкой посадочными опорами. На верхнем шпангоуте четырех блоков, свободных от установки блоков второй ступени, установлены головные обтекатели 4. Вторая ступень состоит из трех состыкованных между собой и с блоками первой ступени блоков 5. На хвостовой части блока 5 установлены четыре створки 6 хвостового обтекателя. На верхнем шпангоуте блока 5 установлен узел несущего винта 7. Полезный груз состоит из трех состыкованных между собой и с блоками второй ступени блоков 8. На хвостовой части блока 8 установлены четыре створки 9 хвостового обтекателя. На верхнем шпангоуте блока 8 установлен узел несущего винта 10. Узел несущего винта 10 сверху закрыт головным обтекателем 11. С центральным блоком полезного груза - лунным кораблем - состыкована система аварийного спасения 12. Головной обтекатель 11 блока полезного груза снабжен несущим винтом 13 створки головного обтекателя. Сверху узел несущего винта закрыт малым головным обтекателем 14. На фиг. 1 показана лопасть несущего винта 15 блока полезного груза 8 и проставка 16 между блоками второй ступени и полезного груза. Показаны также лопасть несущего винта 17 блока второй ступени, несущий винт 18створки головного обтекателя блока первой ступени 1 с малым головным обтекателем 19 и проставка 20 между блоками первой и второй ступеней. На фиг. 1 не показаны устройства стыковки ступеней и полезного груза, а также устройства стыковки между блоками ступеней.

Система имеет следующие характеристики. Диаметр цилиндрической части блоков ступеней и полезного груза равен 4,1 м. Сухая масса блока первой ступени в варианте с головным обтекателем равна 35 т, масса заправляемого в каждый из блоков топлива равна 430 т. Суммарная тяга сорока девяти двигателей первой ступени над уровнем моря равна 5390 тс. Сухая масса блока второй ступени равна 15 т, масса заправляемого в него топлива равна 140 т. Суммарная тяга трех двигателей второй ступени в вакууме равна 380 тс. Масса выводимого на низкую околоземную орбиту полезного груза равна 120 т. При этом масса каждого из трех блоков полезного груза в заправленном состоянии равна 40 т. Сухая масса каждого из танкеров равна 7 т, масса заправляемого в каждый из них топлива равна 33 т, из которых 1 т является запасом для управляемого движения при возвращении от Луны. Масса топлива лунного корабля, расходуемого для управления, равна 26 т. Лунный корабль может доставить на Луну и вернуть с Луны 3 т полезного груза.

В результате применения настоящего изобретения техническое решение, направленное на разработку многоразовой космической транспортной системы для полета на Луну и способа ее полета при ограниченном диаметре применяемых блоков первой, второй ступени и блоков полезного груза реализуется за счет применения семи метановых двигателей на каждом из семи блоков первой ступени, применения одного метанового двигателя на каждом из трех блоков второй ступени, применения водородного двигателя на каждом из трехблоков полезного груза, применения динамической схемы спуска блоков первой ступени с использованием для мягкой посадки блока в устойчивое горизонтальное положение нижних и верхних посадочных опор, применения несущего винта для управляемого спуска в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации блоков второй ступени, блоков полезного груза и створок головных обтекателей, а также применения хвостового обтекателя на блоках второй ступени и блоках полезного груза, четыре створки которого закрывают хвостовую часть каждого из блоков и защищают ее от действия тепловых и механических нагрузок при движении с гиперзвуковой скоростью и используются в качестве посадочных опор при мягкой посадке.

Группа изобретений относится к области ракетно-космической техники, а более конкретно к конструкций многоразовых космических систем и способу полета многоразовой космической транспортной системы на Луну. Многоразовая космическая транспортная система для полета на Луну состоит из пакета блоков первой, второй ступеней и пакета блоков полезного груза. Блоки содержат маршевые двигатели и имеют ограниченный диаметр. Каждый из блоков первой ступени имеет посадочные опоры. Каждый из блоков второй ступени содержит створки хвостового обтекателя, используемые в качестве опор. Полезный груз состоит из лунного корабля и двух танкеров, имеющих возможность облета Луны, а также совершить мягкую динамическую посадку с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор. Каждый элемент системы содержит несущий винт, позволяющий осуществить мягкую посадку «по-вертолетному» в режиме авторотации в заданном районе. Достигается разработка многоразовой космической транспортной системы для полета на Луну и способа ее полета на основе ракетных блоков ограниченного диаметра. 2 н. и 4 з.п. ф-лы, 1 ил.

1. Многоразовая космическая транспортная система для полета на Луну, содержащая блочные первую, вторую ступени и полезный груз, выводимый на низкую околоземную орбиту, отличающаяся тем, что каждый из блоков первой ступени содержит маршевые двигатели, нижние и верхние посадочные опоры, используемые для мягкой динамической посадки, каждый из блоков второй ступени содержит узел несущего винта, маршевый двигатель и створки хвостового обтекателя, обеспечивающие управляемое движение в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую динамическую посадку с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор, полезный груз состоит из трех блоков: лунного корабля и двух танкеров, каждый из которых содержит также узел несущего винта, маршевый двигатель и створки хвостового обтекателя, обеспечивающие после облета Луны управляемое движение в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую динамическую посадку с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор, при этом все блоки имеют ограниченный диаметр.

2. Система по п. 1, отличающаяся тем, что первая ступень представляет собой пакетную схему, содержащую центральный и шесть боковых блоков, каждый из которых оснащен семью метановыми двигателями и использует для автономной динамической посадки верхние и нижние посадочные опоры, обеспечивающие устойчивое горизонтальное положение блока в конце процесса посадки, а на верхнем шпангоуте четырех блоков, свободных от установки блоков второй ступени, установлены головные обтекатели конической формы, состоящие из двух створок, каждая из которых снабжена несущим винтом, обеспечивающим спуск в атмосфере Земли «по-вертолетному» в режиме авторотации и управляемое движение для мягкой посадки в заданном районе после расстыковки блоков ступени и раскрытия створок обтекателя в заданное время.

3. Система по п. 2, отличающаяся тем, что вторая ступень представляет собой пакетную схему, содержащую центральный и два боковых блока, каждый из которых имеет стальной корпус с теплозащитным покрытием на боковой поверхности, оснащен одним метановым двигателем и использует установленный в верхней части блока несущий винт для спуска с орбиты и мягкой посадки блока «по-вертолетному» в режиме авторотации в заданном районе, титановые лопасти которого перед стартом уложены вдоль корпуса блока и закреплены в нижней части скобами на пироболтах, а на хвостовом отсеке каждого блока перед стартом ракеты-носителя установлены четыре поворотные створки хвостового обтекателя, закрепленные в своей нижней части на проставке между блоками первой и второй ступеней скобами на пироболтах и в сложенном состоянии обеспечивающие надежную защиту хвостового отсека блока от тепловых и механических нагрузок при движении блока с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения и посадку блока на завершающей стадии полета с использованием створок хвостового обтекателя в разложенном состоянии в качестве посадочных опор.

4. Система по п. 3, отличающаяся тем, что полезный груз представляет собой пакетную схему, содержащую в качестве центрального блока лунный корабль, интегрированный с агрегатным отсеком, и два боковых блока в качестве танкеров, каждый из которых имеет стальной корпус и теплозащитное покрытие на боковой поверхности, а на верхнем шпангоутеустановлен головной обтекатель конической формы, состоящий из двух створок, раскрываемых в заданное время после отделения первой ступени и возвращаемых «по-вертолетному» с использованием несущего винта, оснащен одним водородным двигателем и так же, как и блоки второй ступени, использует установленный в верхней части блока несущий винт для спуска и посадки блока «по-вертолетному» в режиме авторотации, титановые лопасти которого перед стартом ракеты-носителя уложены вдоль корпуса блока и закреплены в нижней части скобами на пироболтах, а на хвостовом отсеке каждого блока перед стартом установлены четыре поворотные створки обтекателя хвостового отсека, закрепленные в нижней части скобами на пироболтах на проставке между блоком второй ступени и блоком полезного груза, и в сложенном состоянии обеспечивающие надежную защиту хвостового отсека блока от тепловых и механических нагрузок при движении блока с гиперзвуковой скоростью по траектории спуска хвостовой частью по направлению вектора скорости движения, и посадку блока на завершающей стадии полета с использованием створок хвостового обтекателя в разложенном состоянии в качестве посадочных опор.

5. Система по п. 4, отличающаяся тем, что между блоками первой и второй ступени установлены проставки, отделяемые при разделении ступеней, между блоками второй ступени и блоками полезного груза также установлены проставки, отделяемые от блоков второй ступени после выдачи тормозного импульса на спуск с орбиты этих блоков, а сверху на лунном корабле установлена система аварийного спасения, штатно отделяемая перед отделением первой ступени, способная в нештатном случае увести лунный корабль от стартового стола на безопасное расстояние.

6. Способ полета многоразовой космической транспортной системы на Луну, состоящий из последовательной отработки блоков первой, а затем второй ступеней системы, отличающийся тем, что после отработки каждой из ступеней они отстыковываются от последующих степеней, расстыковываются, и каждый из их блоков в автономном режиме возвращается на Землю, причем блоки первой ступени после выработки топлива с сохранением резерва для управления при возвращении осуществляют мягкую динамическую посадку с использованием маршевых двигателей и раскрытых нижних и верхних посадочных опор, створки головных обтекателей четырех блоков после отделения в заданное время совершают мягкую посадку «по-вертолетному» в режиме авторотации в заданном районе, а до выключения двигателей второй ступени в заданный момент времени осуществляется отделение створок головных обтекателей блоков полезного груза и начинается их управляемый спуск «по-вертолетному» в режиме авторотации, блоки второй ступени после выдачи в заданное время тормозного импульса для схода с орбиты осуществляют вход в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя и управляемое движение в атмосфере «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую посадку в заданном районе с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор, а после вывода полезного груза на низкую околоземную орбиту и отделения его от второй ступени в заданный момент времени включается двигатель первого танкера для разгона по траектории полета к Луне до выработки топлива с сохранением резерва для управления при возвращении его на Землю после облета Луны, затем включается двигатель второго танкера для доразгона также до выработки топлива с сохранением резерва для управления при возвращении его после облета Луны, дальнейший полет связки блоков по траектории полета с необходимой коррекцией траектории облета Луны осуществляется двигателем лунного корабля, далее в заданный момент времени производится расстыковка блоков полезного груза, при этом каждый из танкеров после автономного облета Луны возвращается к Земле, осуществляет вход в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя и управляемое движение в атмосфере «по-вертолетному» в режиме авторотации и мягкую посадку в заданном районе с открытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор, а лунный корабль переходит на низкую круговую орбиту вокруг Луны, затем совершает мягкую посадку на поверхность Луны, после пребывания на Луне в заданный момент времени стартует с поверхности Луны на круговую орбиту вокруг Луны, и далее в заданное время включается его двигатель для отлета к Земле, в необходимые моменты времени осуществляются коррекции параметров траектории, после чего лунный корабль входит в атмосферу Земли с закрытыми створками хвостового обтекателя, снижается «по-вертолетному» в режиме авторотации и осуществляет мягкую посадку в заданном районе с раскрытыми створками хвостового обтекателя в качестве опор.