МНОГОРАЗОВЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ ДЛЯ ДОСТАВКИ ТУРИСТОВ С ЛУННОЙ ЗАПРАВОЧНОЙ СТАНЦИИ НА ТРАЕКТОРИЮ ОБЛЁТА МАРСА И ПОСЛЕДУЮЩЕГО ВОЗВРАЩЕНИЯ НА ЭТУ СТАНЦИЮ
REUSABLE SPACECRAFT FOR DELIVERING TOURISTS FROM THE LUNAR FUELING STATION TO THE FLIGHT PATH OF MARS AND SUBSEQUENT RETURN TO THAT STATION

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 (СССР) межпланетного космического комплекса (МКК) для реализации пилотируемого полета на Марс (Бугров В.Е., «Марсианский проект С.П. Королева», электронная библиотека «ЛИТМИР», 427 с.) массой 350 т, выводимый отдельными модулями на низкую околоземную орбиту четырьмя ракетами-носителями (РН) сверхтяжелого класса Н1, стартовая масса каждой из которых 2800 т при массе полезной нагрузки 95 т, и собираемый из этих модулей на орбите в единую конструкцию. Проект основан на использовании в качестве двигателей РН жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) на керосине и жидком кислороде и использовании аэродинамического торможения в атмосфере Марса для выхода на круговую орбиту искусственного спутника Марса. Экипаж МКК включал трех человек, причем два из них должны были высаживаться на поверхность Марса. МКК состоял из тяжелого межпланетного корабля (ТМК), посадочного комплекса (ПК) и разгонного блока (РБ), выводящего ТМК на траекторию возвращения на Землю. ТМК представлял собой пятиэтажный цилиндр переменного диаметра, в котором 1-й этаж - жилой, 2-й этаж - рабочий. 3-й этаж - биологический, 4 й этаж - приборно-агрегатный, 5-й этаж - спускаемый аппарат. ПК включал посадочное устройство, взлетную ракету и капсулу возвращения. После пребывания на поверхности Марса и стыковки капсулы возвращения с ТМК включались двигатели РБ, и ТМК направлялся к Земле. Изложенный проект позволял реализовать экспедицию на Марс. Недостатком этого проекта является большая стоимость его реализации, практически исключающая возможность участия туристов в этой экспедиции.
В качестве аналога изобретения принят проект многоразового космического корабля (КК) Starship фирмы Space X (США). По информации (https://www.rbc.ru>technoloqy and media>2017) этот корабль представляет собой интегрированную со второй ступенью конструкцию полностью многоразовой двухступенчатой РН сверхтяжелого класса BFR, разрабатываемой для пилотируемых полетов к Луне и Марсу. Основные проектные параметры КК следующие: диаметр 9 м, длина 50 м, масса конструкции 120 т, масса заправляемого перед стартом топлива (жидкий метан и жидкий кислород) 1200 т, масса полезного груза, выводимого на низкую околоземную орбиту, равна 150 т. В кормовой части КК установлены шесть двигателей Raptor, три из которых адаптированы для работы в атмосфере Земли и имеют тягу каждый 200 тс, другие три адаптированы для работы вне атмосферы и имеют тягу по 204 тс. Многоразовая первая ступень РН Super Heavy имеет диаметр также 9 м, длину 70 м, 31 двигатель Raptor с тягой 5400 тс запускают ракету массой 4400 т. Проект предполагает дозаправку КК на низкой околоземной орбите с использованием тех же многоразовых КК в танкерном варианте. При этом после заправки топливных баков КК может доставить 150 т полезного груза на Марс.40 кают КК вмещают около 100 человек для полета на Марс. Посадка на поверхность Марса планируется с использованием аэродинамического торможения в атмосфере Марса и последующего реактивного торможения. В связи с отсутствием у КК топлива на обратный полет к Земле первые пилотируемые полеты планируются по траектории облета Марса, причем пока не будет экспериментально подтверждено качество конструкции КК Starship, можно ожидать, что в этих полетах будет участвовать весьма ограниченное количество туристов. В последующем КК будет доставлять на Марс исключительно колонистов. Таким образом, на первых этапах эксплуатации КК Starship стоимость полета одного туриста по траектории облета Марса будет составлять миллионы долларов, что является недостатком данного проекта.
2
2
Наиболее близким к изобретению по технической сущности и принимаемым в качестве прототипа является космический аппарат (КА) по заявке №2020123203, 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, доставляемых на нее по отдельности многоразовыми лунными орбитальными кораблями (ЛОК), представляющими собой вторую ступень ракеты-носителя, заправляемый на лунной заправочной станции (ЛЗС) топливом и далее выводимый на рабочую гало-орбиту в окрестность точки Лагранжа L. 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 L. 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. 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 и сверхмалой тяги, установленные по периметру диска. Сопла этих двигателей не выступают за поверхность диска. Тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления. 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. 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. Созданный в результате стыковки КА с использованием системы управления КП направляется в расчетную точку рабочей гало-орбиты. После перехода на гало-орбиту производится раскладывание радиоретранслятора, имеющего трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи. Раскладывание осуществляется системой управления радиоретранслятора с использованием одноосных шарниров с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым раскладывается антенный блок поворотом на 180° относительно оси шарнира, установленного на одной стороне приборного блока. При этом раскладываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны в S-диапазоне. Вторым раскладывается блок солнечной батареи. В результате раскладывания 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. Недостаток этого проекта в силу конструктивных особенностей состоит в его неприспособленности для доставки туристов с орбиты ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на ЛЗС. Таким образом, одни существующие технические средства могут доставить туристов на орбиту облета Марса за очень высокую стоимость «путевки», другие вообще не в состоянии этого сделать.
Раскрытие сущности изобретения
Предлагается многоразовый КК, осуществляющий доставку туристов с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на эту станцию, состоящий из четырех стыкуемых на окололунной орбите ЛЗС модулей, доставляемых на нее с Земли по отдельности многоразовыми ЛОК, представляющими собой вторую ступень ракеты-носителя, заправляемый на ЛЗС топливом, снаряжаемый продовольствием (газами, в том числе кислородом, водой и пищей) и далее осуществляющий вывод на орбиту облета Марса с последующим возвращением на ЛЗС.
а. Первым элементом многоразового КК является силовой модуль (СМ), доставляемый на ЛЗС на внешней подвеске многоразового ЛОК, являющегося второй ступенью ракеты-носителя. СМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию космической платформы по заявке №2020123203. Он представляет собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабжен 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 другими модулями КК, входящей в состав системы управления, а также электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке. СМ снабжен системами связи, навигации и управления. Для управления СМ при переходе от ЛЗС на траекторию облета Марса 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 СМ при выполнении стыковочных операций с ЛЗС и другими модулями КК используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги. Двигатели первой группы расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска. Двигатели второй группы 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 СМ оснащен топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива. Все двигатели СМ рассчитаны на многократное включение. Отличие СМ от космической платформы по заявке №2020123203 состоит в наличии второго телескопического выдвигаемого за обводы диска стыковочного узла, установленного на днище диска по вертикальной оси симметрии и закрываемого крышкой, предназначенного для стыковки с ЛЗС при сборке КК и заправке, для чего он снабжен электрическими и заправочными интерфейсами, а также в отсутствии заправочных интерфейсов у верхнего стыковочного узла.
b. Вторым модулем КК является продовольственный модуль (ПМ), доставляемый в окрестность ЛЗС на внешней подвеске многоразового ЛОК и стыкуемый с СМ. ПМ предназначен для хранения и использования полного запаса продовольствия для членов экипажа и туристов на протяжении всего времени полета. ПМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию СМ. Различие состоит в отсутствии двигателей, топливных баков, радиолокационной системы, системы управления полетом. Функции системы управления ограничены выполнением задач открытия крышек, выдвижения обоих стыковочных узлов и стыковкой. Внутреннее пространство ПМ разделено на отсеки для загрузки продовольствия.
c. Третьим модулем КК является командный модуль (КМ), доставляемый в окрестность ЛЗС на внешней подвеске многоразового ЛОК и стыкуемый со сборкой СМ с ПМ. КМ совмещает в себе функции жилого (бытового) и рабочего (командного) отсеков. Здесь размещаются члены экипажа и туристы в течение всего времени полета. КМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию ПМ. Различие состоит во внутренней планировке модуля. В рабочем отсеке КМ сосредоточены все средства управления и контроля за работой всех систем КК.
d. Четвертым модулем КК является энергетический модуль (ЭМ), который доставляется в окрестность ЛЗС на внешней подвеске ЛОК, где стыкуется со сборкой СМ с ПМ и КМ. ЭМ осуществляет энергопитание КК в течение всего времени полета и непрерывную связь с наземными пунктами управления, а также защиту КК от солнечной радиации. ЭМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию ПМ. 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, имеет трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи. Раскладывание ЭМ осуществляется перед отстыковкой КК от ЛЗС с целью выведения КК на орбиту облета Марса с использованием системы управления ЭМ и трехосных кардановых подвесов с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым раскладывается антенный блок поворотом относительно поперечных осей карданового подвеса, установленного на одной стороне приборного блока. При этом раскладываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны. 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. Вторым раскладывается блок солнечной батареи также поворотом относительно поперечных осей карданового подвеса, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно карданового подвеса антенного блока. После отстыковки КК от ЛЗС он занимает в пространстве заданное угловое положение, после чего в заданный момент времени включаются двигатели малой тяги СМ на заданное время, и КК переходит на траекторию облета Марса. В процессе полета продольная ось КК и нормаль к панели солнечной батареи направлены преимущественно на Солнце. На внешней открывшейся поверхности приборного блока установлена радиационная защита КК от солнечного излучения.
Задачей этого изобретения является разработка многоразового КК для доставки туристов с ЛЗС на орбиту облета Марса и последующего возвращения на эту станцию.
Поставленная задача решается тем, что многоразовый КК, осуществляющий доставку туристов с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на эту станцию, содержащий СМ, доставляемый на ЛЗС с помощью ЛОК, являющегося второй ступенью ракеты-носителя, представляющий собой круглый герметичный диск большого диаметра с плоским днищем, снабженный верхним 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 другими модулями КК, входящей в состав системы управления, а также электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке, системами связи, навигации и управления, для управления СМ при переходе с окололунной орбиты на траекторию облета Марса 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, а совокупная тяга двигателей обеспечивает выполнение всех операций управления, для управления угловым и пространственным движением СМ при выполнении стыковочных операций с ЛЗС и с другими модулями КК используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, двигатели первой группы расположены равномерно по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел, параллельными вертикальной оси диска, а двигатели второй группы 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 СМ оснащен топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимый объем топлива, все двигатели СМ рассчитаны на многократное включение, согласно изобретению, он содержит второй нижний телескопический выдвигаемый за обводы диска стыковочный узел, установленный на днище диска по вертикальной оси симметрии и закрываемый крышкой, и предназначенный для стыковки с ЛЗС при сборке КК и заправке, для чего он снабжен электрическими и заправочными интерфейсами, а верхний стыковочный узел не имеет заправочных интерфейсов.
В КК входит ПМ, доставляемый в окрестность ЛЗС с помощью ЛОК и стыкуемый с СМ, предназначенный для хранения и использования полного запаса продовольствия для членов экипажа и туристов на протяжении всего времени полета, повторяющий по своей форме, размерам и конструкции форму, размеры и конструкцию СМ, и отличающийся от СМ отсутствием двигателей, топливных баков, радиолокационной системы, системы связи, навигации и управления полетом, при этом функции системы управления ПМ ограничены выполнением задач открытия крышек, выдвижения обоих стыковочных узлов и стыковкой, а внутреннее пространство ПМ разделено на отсеки для загрузки продовольствия.
В КК входит КМ, доставляемый в окрестность ЛЗС с помощью ЛОК и стыкуемый со сборкой СМ с ПМ, совмещающий в себе функции жилого, бытового и собственно командного отсеков для размещения членов экипажа и туристов, повторяющий по своей форме, размерам и конструкции форму, размеры и конструкцию ПМ и отличающийся от ПМ внутренней планировкой модуля и наличием средств управления и контроля за работой всех систем КК.
В КК входит ЭМ, доставляемый в окрестность ЛЗС с помощью ЛОК и стыкуемый со сборкой СМ с ПМ и КМ, осуществляющий энергоснабжение КК в течение всего времени полета и непрерывную связь с наземными пунктами управления, а также обеспечивающий радиационную защиту КК от излучения Солнца, повторяющий по своей форме, размерам и конструкции форму, размеры и конструкцию ПМ и отличающийся от ПМ отсутствием верхнего телескопического выдвигаемого за обводы корпуса стыковочного узла, имеет трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока, приборного блока и блока солнечной батареи, раскладывание которых осуществляется перед отстыковкой КК от ЛЗС системой управления ЭМ с использованием трехосных кардановых подвесов с электроприводами, закрепленных на приборном блоке, первым из которых раскладывается антенный блок относительно поперечных осей карданового подвеса, установленного на одной стороне приборного блока, при этом раскладываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны, 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 и работа которых до достижения упоров обеспечивает установку облучателя антенного блока в фокус антенны, а вторым раскладывается блок солнечной батареи относительно поперечных осей карданового подвеса, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно карданового подвеса антенного блока, так что в процессе полета к Марсу продольная ось КК и нормаль к панели солнечной батареи направлены преимущественно на Солнце, а на внешней открывшейся поверхности приборного блока установлена радиационная защита КК от излучения Солнца.
Сущность изобретения поясняется чертежами элементов системы.
На фиг. 1 приведены проекции СМ на вертикальную и горизонтальную плоскости.
На фиг. 2 приведены проекции ПМ на вертикальную и горизонтальную плоскости.
На фиг. 3 приведены проекции КМ на вертикальную и горизонтальную плоскости.
На фиг. 4 приведена проекция КА на вертикальную плоскость перед развертыванием ЭМ.
На фиг. 5 приведены проекции ЭМ на вертикальную и горизонтальную плоскости в развернутом состоянии ЭМ.
На этих фигурах:
1 - корпус СМ;
2 - плоское днище корпуса СМ;
3 - верхний стыковочный узел СМ;
4 - крышка верхнего стыковочного узла СМ;
5 - рулевые ракетные двигатели малой тяги;
6 - рулевые ракетные двигатели сверхмалой тяги первой группы;
7 - рулевые ракетные двигатели сверхмалой тяги второй группы;
8 - нижний стыковочный узел СМ;
9 - крышка нижнего стыковочного узла СМ;
10 - корпус ПМ;
11 - днище ПМ;
12 - верхний стыковочный узел ПМ;
13 - крышка верхнего стыковочного узла ПМ;
14 - нижний стыковочный узел ПМ;
15 - крышка нижнего стыковочного узла ПМ;
16 - корпус КМ;
17 - днище КМ;
18 - верхний стыковочный узел КМ;
19 - крышка верхнего стыковочного узла КМ;
20 - нижний стыковочный узел КМ;
21 - крышка нижнего стыковочного узла КМ;
22 - корпус ЭМ;
23 - параболическая антенна ЭМ;
24 - приборный блок ЭМ;
25 - блок солнечной батареи ЭМ;
26 - электропривод по оси «бета» подвеса антенного блока;
27 - электропривод по оси «альфа» подвеса антенного блока;
28 - электропривод по оси раскладывания антенного блока;
29 - облучатель антенны;
30 - одноосный шарнир;
31 - телескопические опоры;
32 - одноосный шарнир;
33 - электропривод одноосного шарнира;
34 - электропривод по оси раскладывания блока солнечной батареи;
35 - электропривод по оси «альфа» подвеса блока солнечной батареи;
36 - электропривод по оси «бета» подвеса блока солнечной батареи;
37 - радиационная защита КК от излучения Солнца.
Осуществление изобретения
Пример возможной реализации предложенного технического решения.
1. СМ предназначен для доставки КК с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на эту станцию и обеспечения его функционирования на этой орбите. СМ доставляется на ЛЗС с помощью многоразового ЛОК по заявке №2020123203 на его внешней подвеске. СМ конструктивно представляет собой круглый герметичный диск 1 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 2 (фиг. 1). Стартовая масса СМ равна 14 т, после заправки на ЛЗС топливом массой 57 т его масса в итоге становится равной 71 т и распределяется следующим образом:
- масса конструкции
- 10 т;
- масса оборудования
- 4 т;
- масса заправляемого на ЛЗС топлива
- 57 т.
СМ снабжен верхним 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 ПМ (на фиг. 1 не показано), входящей в состав системы управления, а также электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке с модулем ПМ. СМ снабжен системами связи, навигации, управления. Для управления КК при движении по траектории облета Марса 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 КК. Для управления движением СМ при выполнении стыковочных операций вначале с ПМ, а затем и с КМ и ЭМ, используются две группы ракетных двигателей сверхмалой тяги, например, 5 кгс. Двигатели первой группы расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с осями сопел 6, параллельными вертикальной оси диска. Двигатели второй группы расположены также по периметру диска, как с верхней, так и с нижней стороны диска с одинаковым отклонением осей сопел 7 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 СМ оснащен топливной системой, содержащей топливные баки, в которые при заправке на ЛЗС перекачивается необходимое количество топлива. Все двигатели работают на экологически чистом топливе «жидкий кислород плюс жидкий водород» и имеют удельный импульс за пределами атмосферы не ниже 450 с. Все двигатели СМ рассчитаны на многократное включение. СМ оснащен вторым нижним телескопическим выдвигаемым за обводы диска стыковочным узлом 8, устанавливаемым на днище корпуса по вертикальной оси симметрии и закрываемым крышкой 9, а также электрическими и заправочными интерфейсами, используемыми при стыковке и заправке на ЛЗС. По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески ЛОК СМ разворачивается на 180° относительно поперечной оси нижним стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки СМ с ЛЗС с использованием нижнего стыковочного узла. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления ЛЗС, СМ и ЛОК, на борту которого находится СМ. После стыковки СМ с ЛЗС ЛОК отстыковывается от СМ и возвращается на Землю, а СМ перестыковывается к ЛЗС нижним стыковочным узлом для частичной заправки топливом.
2. ПМ служит для хранения и полного обеспечения продовольствием (газами, в том числе кислородом, водой и пищей) двух членов экипажа и четырех туристов, прибывающих на ЛЗС на борту пилотируемого ЛОК, в течение всего планируемого времени полета к Марсу и обратно, равного одному году. ПМ (фиг. 2) прибывает в окрестность ЛЗС на внешней подвеске ЛОК. Он представляет собой круглый диск 10 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 11. Стартовая масса СМ равна 14 т, после загрузки на ЛЗС продовольствием массой 37 т его масса в итоге становится равной 51 т и распределяется следующим образом:
- масса конструкции
- 10 т;
- масса оборудования
- 4 т;
- масса загружаемого на ЛЗС продовольствия
- 37 т.
ПМ снабжен верхним телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом 12, устанавливаемым сверху корпуса по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой 13, с соответствующими электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке с модулем КМ, а также вторым нижним телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом 14, устанавливаемым на плоском днище 11 по вертикальной оси симметрии диска, и закрываемым крышкой 15, и снабженный соответствующими электрическими интерфейсами. По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески ЛОК ПМ разворачивается на 180° относительно поперечной оси нижним стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним частично заправленного на ЛЗС СМ. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления СМ, ПМ и ЛОК, на борту которого находится ПМ. После стыковки блок СМ с ПМ отстыковывается от ЛОК и далее с помощью нижнего стыковочного узла СМ стыкуется с ЛЗС.
3. КМ совмещает функции жилого, бытового и рабочего (командного) отсеков. Здесь размещается экипаж и туристы в течение всего времени полета. КМ по своей форме, размерам и конструкции повторяет форму, размеры и конструкцию ПМ (фиг. 3). Различие состоит во внутренней планировке модуля. В жилом отсеке размещаются каюты, в бытовом - комната отдыха и столовая. В рабочем отсеке КМ сосредоточены все средства управления и контроля за работой всех систем КА. КМ представляет собой круглый диск 16 диаметром 10 м и высотой 4 м и имеет плоское днище 17. Стартовая масса КМ равна 20 т и распределена следующим образом:
- масса конструкции
- 10 т;
- масса оборудования
- 4 т;
- масса загружаемого на ЛЗС снаряжения
- 6 т.
КМ снабжен верхним телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом 18, устанавливаемым сверху корпуса по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой 19, с соответствующими электрическими интерфейсами, используемыми при стыковке с модулем ЭМ, а также вторым нижним телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом 20, устанавливаемым на плоском днище 17 по вертикальной оси симметрии диска, и закрываемым крышкой 21, и снабженный соответствующими электрическими интерфейсами. Стыковка состыкованного ранее блока СМ и ПМ с прибывшем в окрестность ЛЗС КМ на внешней подвеске ЛОК производится по той же схеме, что и стыковка СМ с ПМ. По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески ЛОК КМ разворачивается на 180° относительно поперечной оси нижним стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним блока СМ с ПМ. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления СМ, КМ и ЛОК, на борту которого находится КМ. После стыковки блок СМ с ПМ и КМ отстыковывается от ЛОК и с помощью нижнего стыковочного узла СМ стыкуется с ЛЗС.
4. ЭМ осуществляет энергопитание КК в течение всего времени полета и непрерывную связь с наземными пунктами управления, а также обеспечивает радиационную защиту КК от излучения Солнца. Он представляет собой круглый диск 22 диаметром 10 м и высотой 4 м (фиг. 4). ЭМ также имеет плоское днище, снабжен телескопическим выдвигаемым за обводы корпуса стыковочным узлом, установленным на плоском днище по вертикальной оси симметрии диска и закрываемым крышкой (на фиг. 4 не показано). Стартовая масса КМ равна 14 т и распределена следующим образом:
- масса конструкции
- 10 т;
- масса оборудования
- 4 т
Стыковка состыкованного ранее блока СМ с ПМ и КМ с прибывшем в окрестность ЛЗС ЭМ на внешней подвеске ЛОК производится по той же схеме, что и стыковка блока СМ и ПМ с КМ. По прибытии в окрестность ЛЗС с использованием средств внешней подвески ЛОК ЭМ разворачивается на 180° относительно поперечной оси стыковочным узлом в противоположную от ЛОК сторону для обеспечения стыковки с ним блока СМ с ПМ и КМ. При этом процесс стыковки обеспечивается взаимодействием систем управления СМ, ЭМ и ЛОК, на борту которого находится ЭМ. После стыковки блока СМ с ПМ, КМ и ЭМ созданный в результате последней стыковки КК (фиг. 4) отстыковывается от ЛОК и с помощью нижнего стыковочного узла СМ стыкуется с ЛЗС. После снабжения КК продовольствием, заправки топливом, средствами снабжения и перехода членов экипажа и туристов в КК его стартовая масса составит 156 т. Перед отстыковкой КК от ЛЗС производится раскладывание ЭМ (фиг. 5), имеющего трехслойную конструкцию, состоящую из трех блоков: антенного блока 23, приборного блока 24 и блока солнечной батареи 25. Раскладывание осуществляется с использованием трехосных кардановых подвесов с электроприводами, закрепленных на приборном блоке. Первым раскладывается антенный блок поворотом на 90° электроприводом по оси «бета» 26 подвеса, установленного на одной стороне приборного блока, и на 90° электроприводом по оси раскладывания 28 антенного блока карданового подвеса. При этом раскладываемая поверхность корпуса антенного блока имеет параболическую форму с диаметром, равным 9,5 м, а ее внутренняя поверхность является поверхностью, отражающей радиоволны. На внутренней поверхности антенного блока уложен облучатель антенны 29, соединенный одноосными шарнирами 30 с тремя телескопическими опорами 31 крепления облучателя, закрепленными равномерно по периметру антенного блока с использованием одноосных шарниров 32 с электроприводами 33. Включение приводов 33 и их работа до достижения упоров обеспечивает установку облучателя антенного блока в фокус антенны. Вторым раскладывается блок солнечной батареи 25 поворотом на 90° электроприводом по оси «бета» 36 подвеса, установленного на противоположной стороне приборного блока относительно карданового подвеса антенного блока, и на 90° электроприводом по оси раскладывания 34 блока солнечной батареи. Диаметр солнечной батареи равен 9,5 м, вырабатываемая ею мощность не менее 7 кВт. Для защиты КК от излучения Солнца на внешней открывшейся поверхности приборного блока установлена радиационная защита 37 КК.
Многоразовый КК для доставки туристов с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующего возвращения на эту станцию работает следующим образом. После сборки КК и стыковки с ЛЗС производится заправка КК топливом, загрузка продовольствия, снаряжения и посадка членов экипажа и туристов в КМ. В результате его стартовая масса составит 156 т. После раскладывания ЭМ КК готов к полету. После отстыковки КК от ЛЗС и занятия необходимого положения в пространстве в заданный момент времени включаются двигатели малой тяги СМ на заданное время, в результате КК переходит на траекторию облета Марса. В процессе полета КК продольной осью ориентируется на Солнце, также на Солнце ориентируется и блок солнечной батареи. Антенный блок ориентируется по направлению на Землю. В процессе полета возможны коррекции траектории. По окончании полета КК с использованием тормозного импульса переходит на окололунную орбиту и далее стыкуется с ЛЗС. Для повышения надежности осуществления марсианской экспедиции предлагается к Марсу отправлять одновременно два КК, второй из которых также снаряжен, но является беспилотным КК. При полете по траектории они должны находиться в непосредственной близости друг от друга. При возникновении на борту пилотируемого КК опасной нештатной ситуации на любом этапе полета осуществляется стыковка двух КК с использованием нижних стыковочных узлов СМ и переход членов экипажа и туристов из пилотируемого КК в беспилотный КК, расстыковка двух КК и продолжение полета.
В результате применения настоящего изобретения техническое решение, обеспечивающее доставку туристов с ЛЗС на траекторию облета Марса и последующее возвращение на эту станцию за сравнительно небольшую стоимость туристической «путевки» для такого полета, реализуется за счет использования многоразового КК, состыкованного в окрестности ЛЗС из модулей, порознь доставляемых в окрестность ЛЗС на внешней подвеске многоразовых ЛОК и включающих силовой, продовольственный, командный и энергетический модули, заправки КК на ЛЗС топливом, загрузки продовольствием и снаряжением, перехода в него членов экипажа и туристов, раскладывания ЭМ перед отстыковкой от ЛЗС, перевода КК на траекторию облета Марса, функционирования на этой орбите при наличии радиационной защиты от излучения Солнца и последующего возвращения на ЛЗС, а также отказа от использования ракеты-носителя сверхтяжелого класса, стартующего с Земли.