ОРБИТАЛЬНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ И СИСТЕМА ВОЗВРАТА

1. Система запуска, содержащая
носовую секцию, содержащую носовую соединительную поверхность;
хвостовую секцию, содержащую хвостовую соединительную поверхность, обращенную к носовой соединительной поверхности; и
мачту, соединяющую носовую и хвостовую секции и выполненную с возможностью развертывания и складывания для перемещения носовой и хвостовой секций в диапазоне расстояний друг от друга;
причем в сложенном состоянии носовая секция и хвостовая секция либо конструктивно соединены друг с другом по носовой и хвостовой соединительным поверхностям, либо конструктивно соединены по меньшей мере с одним интегрированным модулем, расположенным между носовой секцией и хвостовой секцией.
2. Система запуска по п. 1, в которой вес мачты составляет менее 10% от общего суммарного веса носовой секции, хвостовой секции и мачты.
3. Система запуска по п. 1, дополнительно содержащая аэродинамические поверхности, расположенные любо на одной, либо на обеих частях из числа носовой и хвостовой секциях, причем
аэродинамические поверхности выполнены таким образом, что система запуска в своем сложенном состоянии выполнена с возможностью выполнения горизонтального приземления,
аэродинамические поверхности выполнены с возможностью только поддержки нагрузки системы запуска для приземления в ее сложенном состоянии, и
аэродинамические поверхности выполнены без возможности поддержки нагрузок в дополнении к нагрузке системы запуска в ее сложенном состоянии.
4. Система запуска по п. 1, в которой носовая и хвостовая соединительные поверхности содержат каждая взаимодополняющие единицы множества соединительных пар, выполненных с возможностью конструктивного соединения носовой секции и хвостовой секции друг с другом или конструктивного соединения носовой секции и хвостовой секции с противоположными концами модуля полезной нагрузки,
причем модуль полезной нагрузки выполнен с возможностью выпуска из системы запуска после запуска и перед приземлением.
5. Система запуска по п. 1, в которой модуль полезной нагрузки содержит одну или множество пластин или стержневых толкателей, приводимых в действие для толкания с упором в мачту после выпуска модуля полезной нагрузки из системы запуска.
6. Система запуска по п. 1, в которой система запуска находится в первом развернутом состоянии и дополнительно содержит один или комбинацию модуля полезной нагрузки, выполненного с возможностью выпуска, и топливного модуля, выполненного с возможностью выпуска, конструктивно соединенных с носовой секцией и хвостовой секцией, причем модуль полезной нагрузки и/или топливный модуль каждый выполнен с возможностью его выпуска из системы запуска после запуска и до приземления.
7. Система запуска по п. 6, дополнительно содержащая один или более манипуляторов, развертываемых от одной или обеих частей из числа носовой секции и хвостовой секции,
причем указанные один или более манипуляторов содержат множество поворотных секций и концевой участок, выполненный с возможностью разъемного соединения и манипулирования одним или обоими модулями из модуля полезной нагрузки и топливного модуля, конструктивно присоединенными к носовой секции и хвостовой секции.
8. Система запуска по п. 6, в которой модуль полезной нагрузки содержит множество субблоков, конструктивно соединенных вместе посредством множества соединительных пар.
9. Система запуска по п. 6, в которой модуль полезной нагрузки содержит возвращаемую капсулу, выполненную с возможностью возврата объекта с орбиты,
причем возвращаемая капсула содержит закрытую полость для размещения указанного объекта, входную дверцу, экран для теплозащиты при возвращении в атмосферу и орбитальные двигатели.
10. Система запуска по п. 1, дополнительно содержащая по меньшей мере один внешний топливный источник, выполненный с возможностью выпуска из системы запуска после запуска.
11. Система запуска по п. 1, дополнительно содержащая одну или комбинацию твердотопливных ракет и/или жидкостных ракет, разъемно подсоединенных к системе запуска,
причем одна или более твердотопливных ракет и/или жидкостных ракет выполнены с возможностью выпуска из системы запуска после запуска.
12. Система запуска по п. 1, в которой твердотопливные ракеты и жидкостные ракеты каждая содержат переднюю секцию и заднюю секцию и мачту, соединяющую переднюю секцию и заднюю секцию,
причем мачта выполнена с возможностью приведения в действие с переходом
в первое развернутое состояние для соединения топливной секции между передней секцией и задней секцией,
второе развернутое состояние для отделения любой одной или обеих секций из числа передней секции и задней секции от топливной секции, и
в сложенное состояние для соединения передней секции и задней секции вместе после выпуска топливной секции из передней секции и задней секции.
13. Система запуска по п. 4, в которой носовая соединительная поверхность и хвостовая соединительная поверхность содержат первый и второй окружные выступы, причем
первый окружной выступ содержит множество штифтов, выполненных с возможностью приведения в действие с переходом между радиально развернутым состоянием и радиально сложенным состоянием, а
второй окружной выступ содержит множество отверстий, выполненных с возможностью приема множества стержней в развернутом состоянии для соединения носовой и хвостовой соединительных поверхностей,
причем один выступ из первого и второго окружных выступов перекрывает другой выступ из первого и второго окружных выступов.
14. Система запуска по п. 13, дополнительно содержащая модуль полезной нагрузки, имеющий третий и четвертый выступы, расположенные на противоположных концах,
причем третий и четвертый выступы имеют одно или другое из множества штифтов или отверстий для взаимодействия с одним или другим первого и второго выступов носовой и хвостовой соединительных поверхностей соответственно.
15. Способ установки модуля полезной нагрузки на системе запуска, включающий
обеспечение системы запуска по п. 1;
приведение в действие мачты с переходом в первое удлиненное состояние, в котором носовая секция и хвостовая секция смещены на расстояние, превышающее длину полезной нагрузки;
расположение полезной нагрузки между носовой и хвостовой секциями и
приведение в действие мачты с переходом во второе удлиненное состояние, в котором носовая соединительная поверхность и хвостовая соединительная поверхность жестко скреплены с обращенными вперед и назад поверхностями полезной нагрузки соответственно и взаимодействуют с ними.
16. Способ по п. 15, в котором удаленное расположение находится на орбите, причем система запуска содержит двигатели орбитального маневрирования.
17. Способ по п. 15, дополнительно включающий соединение одной или комбинации одной или более твердотопливных ракет или одной или более жидкостных ракет с системой космического запуска.
18. Многоступенчатая ракета, содержащая
первую ступень, содержащую топливную секцию и возвращаемое транспортное средство, причем топливная секция и возвращаемое транспортное средство разъемно соединены друг с другом; и
вторую ступень, содержащую орбитальный летательный аппарат и модуль полезной нагрузки, разъемно соединенные друг с другом,
причем первая ступень и вторая ступень разъемно соединены друг с другом.
19. Многоступенчатая ракета по п. 18, в которой возвращаемое транспортное средство содержит двигатели и электронные схемы управления.
20. Многоступенчатая ракета по п. 19, в которой возвращаемое транспортное средство дополнительно содержит соединительную кромку, выполненную с возможностью разъемного соединения топливной секцией,
причем соединительная кромка также содержит носовую секцию, содержащую одно или более входных дверей для вмещения топлива и других труб для возвращаемого транспортного средства.
21. Многоступенчатая ракета по п. 20, в которой возвращаемое транспортное средство дополнительно содержит аэродинамические поверхности и узел шасси для обеспечения возможности возвращаемому транспортному средству совершать горизонтальное приземление.
22. Многоступенчатая ракета по п. 18, в которой орбитальный летательный аппарат содержит
носовую секцию, хвостовую секцию и мачту, соединяющую носовую секцию и хвостовую секцию, причем мачта выполнена с возможностью разворачивания и складывания для смещения носовой секции и хвостовой секции в диапазоне расстояний друг от друга;
причем в сложенном состоянии носовая секция и хвостовая секция каждая конструктивно соединены друг с другом по носовой и хвостовой соединительным поверхностям или конструктивно соединены по меньшей мере с одним модулем, размещенным между носовой и хвостовой секциями;
при этом носовая и хвостовая соединительные поверхности каждая содержат взаимодополняющие элементы соединительной пары, выполненной с возможностью разъемного присоединения носовой секции и хвостовой секции к противоположным концам модуля полезной нагрузки.
23. Способ доставки полезной нагрузки к месту выпуска на орбите с использованием многоступенчатой ракеты, включающий
запуск многоступенчатой ракеты по п. 18;
отсоединение первой ступени от второй ступени и обеспечения возможности второй ступени продолжить перемещение до места выпуска на орбите;
отсоединение топливной секции и возвращаемого транспортного средства друг от друга, причем возвращаемое транспортное средство выполнено с возможностью осуществления горизонтального приземления в необходимом месте возврата; и
отсоединение модуля полезной нагрузки от орбитального летательного аппарата на месте выпуска на орбите.
24. Способ по п. 23, дополнительно включающий приведение мачты в сложенное состояние и осуществление горизонтального приземления орбитального летательного аппарата в необходимом месте возврата.