способ доставки экипажа с поверхности земли на окололунную орбиту и возвращения с окололунной орбиты на поверхность земли

Формула изобретения

Способ доставки экипажа с поверхности Земли на окололунную орбиту и возвращения с окололунной орбиты на поверхность Земли, включающий доставку экипажа с Земли на заданную околоземную орбиту с помощью орбитального самолета, выведение многоразового пилотируемого корабля, предназначенного для перевозки экипажа между околоземной и окололунной орбитами, и разгонной ступени на ту же заданную околоземную орбиту, отделение многоразового пилотируемого корабля от орбитального самолета, полет орбитального самолета по заданной околоземной орбите в режиме ожидания, выдача разгонной ступенью заданного разгонного импульса, последующее отделение разгонной ступени от многоразового пилотируемого корабля, полет многоразового пилотируемого корабля с экипажем к Луне, ракетное торможение многоразового пилотируемого корабля у Луны и выход на заданную окололунную орбиту, полет многоразового пилотируемого корабля по окололунной орбите и проведение программы экспедиции экипажем, выдача многоразовым пилотируемым кораблем разгонного импульса для полета к Земле, его полет с экипажем к Земле, торможение у Земли и выход на заданную околоземную орбиту орбитального самолета, стыковку многоразового пилотируемого корабля с орбитальным самолетом и посадку орбитального самолета с экипажем на Землю, отличающийся тем, что многоразовый пилотируемый корабль и экипаж выводят на заданную околоземную орбиту по отдельности, каждый своей ракетой-носителем, причем экипаж на заданную околоземную орбиту выводят в орбитальном самолете типа «Клипер», после чего многоразовый пилотируемый корабль стыкуют с орбитальным самолетом, а после перехода экипажа из орбитального самолета в многоразовый пилотируемый корабль и отделения орбитального самолета, многоразовый пилотируемый корабль стыкуют с разгонной ступенью, затем раскрывают аэродинамический экран, установленный на многоразовом пилотируемом корабле, выдают разгонной ступенью разгонный импульс, необходимый для выведения многоразового пилотируемого корабля на траекторию полета к Луне, и затем отделяют разгонную ступень, при этом после указанных полета многоразового пилотируемого корабля по окололунной орбите, проведения программы экспедиции экипажем, выдачи многоразовым пилотируемым кораблем разгонного импульса и его полета к Земле с экипажем производят аэродинамическое торможение многоразового пилотируемого корабля в верхних слоях атмосферы Земли с помощью аэродинамического экрана и выход на заданную околоземную орбиту орбитального самолета, а после стыковки многоразового пилотируемого корабля с орбитальным самолетом, перехода экипажа в орбитальный самолет и отделения многоразового пилотируемого корабля от орбитального самолета многоразовый пилотируемый корабль переводят в режим ожидания и после дозаправки и дооснащения всеми необходимыми элементами используют как и орбитальный самолет заданное число раз.

Описание изобретения к патенту

Данное изобретение относится к космической области, в частности к способам доставки людей с поверхности Земли на орбиты спутников тел Солнечной системы, в частности на окололунную орбиту, и обратно с орбит спутников тел Солнечной системы, в частности с окололунной орбиты, на поверхность Земли.

Аналогом предлагаемого способа может служить способ, описанный в [1]. Данный способ включает следующие этапы. Выведение на заданную околоземную орбиту ступени отлета от Земли (разгонной ступени) и модуля доступа к лунной поверхности одним сверхтяжелым носителем (масса полезного груза на низкой околоземной орбите составляет около 130 тонн [2]). Выведение на ту же заданную околоземную орбиту пилотируемого корабля с астронавтами на борту, тяжелым носителем (масса полезного груза на низкой околоземной орбите составляет 25 тонн [2]). Стыковка пилотируемого корабля к лунному комплексу, включающему ступень отлета от Земли и модуль доступа к лунной поверхности. Выдачу ступенью отлета от Земли разгонного импульса, обеспечивающего выведение комплекса на траекторию полета к Луне. Отделение ступени отлета от Земли от связки модуль доступа к лунной поверхности + пилотируемый корабль. Полет связки к Луне. Торможение связки у Луны и выход на заданную окололунную орбиту.

Проведение программы полета, включающей отделение модуля доступа к лунной поверхности от пилотируемого корабля. Выдача пилотируемым кораблем разгонного импульса для полета к Земле. Полет пилотируемого корабля к Земле. Разделение отсеков пилотируемого корабля. Торможение командного модуля пилотируемого корабля с астронавтами на борту в атмосфере Земли и совершение посадки на Землю.

Недостатком данного способа является то, что все элементы транспортной системы используются однократно и для следующего полета необходимо произвести их заново, а это сопряжено с большими финансовыми затратами, например стоимость космического корабля «Аполлон» составляет 95 млн. долларов США в ценах 1969 года [3].

Прототипом предлагаемого способа может служить способ, описанный в [4]. Данный способ включает следующие этапы. Выведение на заданную околоземную орбиту сборки из двух космических буксиров «Спейс Таг» с пилотируемой кабиной с помощью орбитального самолета «Спейс Шаттл», отделение сборки от орбитального самолета, полет орбитального самолета по заданной околоземной орбите в режиме ожидания, выдача первым буксиром заданного разгонного импульса, отделение первого буксира, возвращение его на орбиту «Шаттла», захват первого буксира манипулятором «Шаттла» и погрузка в грузовой отсек. Выдача вторым буксиром заданного разгонного импульса и полет второго буксира с пилотируемой кабиной к Луне, ракетное торможение второго буксира у Луны и выход второго буксира с пилотируемой кабиной на заданную окололунную орбиту, полет второго буксира с пилотируемой кабиной по окололунной орбите и проведение программы экспедиции экипажем, выдача вторым буксиром заданного разгонного импульса для полета к Земле и полет второго буксира с пилотируемой кабиной с экипажем к Земле, торможение второго буксира с пилотируемой кабиной у Земли и выход на орбиту «Шаттла», захват второго буксира с пилотируемой кабиной манипулятором «Шаттла» и погрузку в грузовой отсек «Шаттла», посадку орбитального самолета на Землю.

Недостатком прототипа является ограничение до 30 тонн начальной массы стартующего к Луне комплекса, поскольку максимальная масса полезной нагрузки, выводимой на низкую околоземную орбиту орбитальным самолетом «Шаттл», составляет 30 тонн [4]).

В связи с этим, масса полезной нагрузки (пилотируемой кабины или пилотируемого космического корабля) будет составлять, при настоящем уровне конструктивного совершенства кислородно-водородных ракетных ступеней (отношение начальной массы ступени к массе конструкции для разрабатываемого в настоящее время кислородно-водородного разгонного блока («КВРБ») составляет около 6 [6]), не более 7,9 тонн, если учесть, что суммарная характеристическая скорость данной операции будет составлять даже в случае использования аэродинамического торможения у Земли, при выходе на орбиту ожидания «Шаттла», обоих буксиров около 4700 м/с [5], скорость истечения для кислородно-водородного топлива составляет около 4500 м/с. Кроме того, в случае использования аэродинамического торможения, первый и второй буксиры (либо первый буксир и пилотируемую кабину) необходимо оснастить аэродинамическими экранами либо теплозащитой, масса которых в вышеприведенных расчетах не учитывалась, поэтому масса возвращаемой к Земле полезной нагрузки (пилотируемой кабины или пилотируемого космического корабля) будет еще меньше.

В случае использования ракетного торможения только второго буксира с пилотируемой кабиной, суммарная характеристическая скорость возрастает до 7800 м/с, а масса полезной нагрузки (пилотируемой кабины или пилотируемого космического корабля) становится не более 2,78 тонн.

Другим недостатком прототипа является низкая относительная масса полезной нагрузки (пилотируемой кабины или пилотируемого космического корабля), отнесенная к начальной массе ракетно-космической системы при старте с Земли. Начальная масса ракетно-космической системы «Спейс Шаттл» составляет около 2040 тонн [7]. Таким образом, относительная масса полезной нагрузки будет составлять 0,00387 (7,9 т/2040 т).

Задачей предлагаемого изобретения является увеличение массы полезной нагрузки (пилотируемой кабины или пилотируемого космического корабля), повышение относительной массы полезной нагрузки, по сравнению с прототипом.

Эта задача решается с помощью следующего способа доставки экипажа с поверхности Земли на окололунную орбиту и возвращения с окололунной орбиты на поверхность Земли, в котором осуществляют: доставку экипажа с Земли на заданную околоземную орбиту с помощью орбитального самолета, выведение многоразового пилотируемого корабля, предназначенного для перевозки экипажа между околоземной и окололунной орбитами, и разгонной ступени, на ту же заданную околоземную орбиту, отделение многоразового пилотируемого корабля от орбитального самолета, полет орбитального самолета по заданной околоземной орбите в режиме ожидания, выдача разгонной ступенью заданного разгонного импульса, после чего происходит отделение разгонной ступени от многоразового пилотируемого корабля, полет многоразового пилотируемого корабля с экипажем к Луне, ракетное торможение многоразового пилотируемого корабля у Луны и выход на заданную окололунную орбиту, полет многоразового пилотируемого корабля по окололунной орбите и проведение программы экспедиции экипажем, выдача многоразовым пилотируемым кораблем разгонного импульса для полета к Земле, полет многоразового пилотируемого корабля с экипажем к Земле, торможение многоразового пилотируемого корабля у Земли и выход на заданную околоземную орбиту орбитального самолета, стыковку многоразового пилотируемого корабля с орбитальным самолетом и посадку орбитального самолета с экипажем на Землю, причем разгонная ступень, многоразовый пилотируемый корабль и экипаж выводятся на заданную околоземную орбиту по отдельности, каждый своей ракетой-носителем, экипаж выводится на заданную околоземную орбиту при помощи орбитального самолета типа «Клипер», после этого многоразовый пилотируемый корабль стыкуется с орбитальным самолетом, после перехода экипажа из орбитального самолета в многоразовый пилотируемый корабль и отделения орбитального самолета многоразовый пилотируемый корабль стыкуется с разгонной ступенью, затем происходит раскрытие аэродинамического экрана, установленного на многоразовом пилотируемом корабле, и выдача разгонной ступенью разгонного импульса, необходимого для выведения многоразового пилотируемого корабля на траекторию полета к Луне, и последующее отделение разгонной ступени, после полета многоразового пилотируемого корабля по окололунной орбите и проведения программы экспедиции экипажем, и выдачи многоразовым пилотируемым кораблем разгонного импульса, и полета к Земле многоразового пилотируемого корабля с экипажем происходит аэродинамическое торможение многоразового пилотируемого корабля в верхних слоях атмосферы Земли с помощью аэродинамического экрана и выход на заданную околоземную орбиту орбитального самолета, после стыковки многоразового пилотируемого корабля с орбитальным самолетом, перехода экипажа в орбитальный самолет и отделения многоразового пилотируемого корабля от орбитального самолета многоразовый пилотируемый корабль находится в режиме ожидания и после дозаправки и дооснащения всеми необходимыми элементами используется заданное число раз, орбитальный самолет также используется заданное число раз.

На чертеже изображена схема, иллюстрирующая заявленный способ в предложенной последовательности действий, где

1 - доставка экипажа с Земли на заданную околоземную орбиту с помощью орбитального самолета;

2 - выведение многоразового пилотируемого корабля (второго буксира с пилотируемой кабиной), предназначенного для перевозки экипажа между околоземной и окололунной орбитами;

3 - выведение разгонной ступени (первого буксира);

4 - стыковка многоразового пилотируемого корабля с орбитальным самолетом и переход экипажа из орбитального самолета в многоразовый космический корабль;

5 - отделение многоразового пилотируемого корабля от орбитального самолета и полет орбитального самолета по заданной околоземной орбите в режиме ожидания;

6 - стыковка многоразового пилотируемого корабля с разгонной ступенью;

7 - раскрытие аэродинамического экрана, установленного на многоразовом пилотируемом корабле, и выдача разгонной ступенью (первым космическим буксиром) разгонного импульса, необходимого для выведения многоразового пилотируемого корабля на траекторию полета к Луне;

8 - отделение разгонной ступени (первого буксира);

9 - полет многоразового пилотируемого корабля (второго буксира с пилотируемой кабиной) с экипажем к Луне;

10 - ракетное торможение многоразового пилотируемого корабля (второго буксира с пилотируемой кабиной) у Луны и выход на заданную окололунную орбиту;

11 - полет многоразового пилотируемого корабля по окололунной орбите и проведение программы экспедиции экипажем;

12 - выдача многоразовым пилотируемым кораблем (вторым буксиром) разгонного импульса для полета к Земле;

13 - аэродинамическое торможение многоразового пилотируемого корабля (второго буксира с пилотируемой кабиной) в верхних слоях атмосферы Земли и выход на заданную околоземную орбиту орбитального самолета;

14 - стыковка многоразового пилотируемого корабля (второго буксира с пилотируемой кабиной) с орбитальным самолетом и переход экипажа в орбитальный самолет;

15 - отделение орбитального самолета от многоразового пилотируемого корабля и посадка орбитального самолета с экипажем на Землю;

16 - полет многоразового пилотируемого корабля в режиме ожидания.

Сущностью предлагаемого изобретения является способ доставки экипажа с поверхности Земли на окололунную орбиту и возвращения с окололунной орбиты на поверхность Земли, включающий доставку экипажа с Земли на заданную околоземную орбиту с помощью орбитального самолета 1, выведение многоразового пилотируемого корабля, предназначенного для перевозки экипажа между околоземной и окололунной орбитами 2, и разгонной ступени 3, на ту же заданную околоземную орбиту, отделение многоразового пилотируемого корабля от орбитального самолета и полет орбитального самолета по заданной околоземной орбите в режиме ожидания 5, выдача разгонной ступенью заданного разгонного импульса 7, после чего происходит отделение разгонной ступени от многоразового пилотируемого корабля 8, полет многоразового пилотируемого корабля с экипажем к Луне 9, ракетное торможение многоразового пилотируемого корабля у Луны и выход на заданную окололунную орбиту 10, полет многоразового пилотируемого корабля по окололунной орбите и проведение программы экспедиции экипажем 11, выдача многоразовым пилотируемым кораблем разгонного импульса для полета к Земле и полет многоразового пилотируемого корабля с экипажем к Земле 12, торможение многоразового пилотируемого корабля у Земли и выход на заданную околоземную орбиту орбитального самолета 13, стыковку многоразового пилотируемого корабля с орбитальным самолетом 14 и посадку орбитального самолета с экипажем на Землю 15, причем разгонная ступень, многоразовый пилотируемый корабль и экипаж выводятся на заданную околоземную орбиту по отдельности, каждый своей ракетой-носителем 1, 2, 3, экипаж выводится на заданную околоземную орбиту при помощи орбитального самолета типа «Клипер» 1, после этого многоразовый пилотируемый корабль стыкуется с орбитальным самолетом 4, после перехода экипажа из орбитального самолета в многоразовый пилотируемый корабль 4 и отделения орбитального самолета 5 многоразовый пилотируемый корабль стыкуется с разгонной ступенью 6, затем происходит раскрытие аэродинамического экрана 7, установленного на многоразовом пилотируемом корабле, и выдача разгонной ступенью разгонного импульса 7, необходимого для выведения многоразового пилотируемого корабля на траекторию полета к Луне, и последующее отделение разгонной ступени 8, после полета многоразового пилотируемого корабля по окололунной орбите и проведения программы экспедиции экипажем 11, и выдачи многоразовым пилотируемым кораблем разгонного импульса 12, и полета к Земле многоразового пилотируемого корабля с экипажем 12 происходит аэродинамическое торможение многоразового пилотируемого корабля в верхних слоях атмосферы Земли с помощью аэродинамического экрана 13 и выход на заданную околоземную орбиту орбитального самолета 13, после стыковки многоразового пилотируемого корабля с орбитальным самолетом 14, перехода экипажа в орбитальный самолет 14 и отделения многоразового пилотируемого корабля от орбитального самолета 15 многоразовый пилотируемый корабль находится в режиме ожидания 16 и после дозаправки и дооснащения всеми необходимыми элементами используется заданное число раз, орбитальный самолет также используется заданное число раз.

Поясним целесообразность предлагаемого изобретения. При данном способе отсутствует ограничение до 30 тонн начальной массы стартующего к Луне комплекса, поскольку комплекс собирается из двух элементов (разгонной ступени и многоразового пилотируемого корабля), которые выводятся своими ракетами-носителями, в этом случае стартовая масса комплекса будет ограничиваться грузоподъемностью двух ракет-носителей, а не одной, как в прототипе. Поэтому начальная масса стартующего к Луне комплекса и, соответственно, масса полезной нагрузки (пилотируемой кабины или пилотируемого корабля), в случае необходимости, может быть увеличена как минимум в два раза по сравнению с прототипом.

Также при данном способе значительно повышается относительная масса полезного груза по сравнению с прототипом. Примем, что массы многоразового пилотируемого корабля и разгонной ступени равны 30 тоннам, а масса орбитального самолета типа «Клипер» равна около 13 тонн [8]. Тогда масса полезной нагрузки (пилотируемой кабины) будет не менее 15,8 тонны (7,9×2). Если для выведения многоразового пилотируемого корабля и разгонной ступени использовать, например, ракету-носитель типа «Энергия-М» (масса полезной нагрузки на низкой околоземной орбите составляет около 34 тонн, начальная масса около 1050 тонн [9]), а для выведения орбитального самолета ракету-носитель типа «Зенит 3 SL» (масса полезной нагрузки на низкой околоземной орбите составляет около 13 тонн, начальная масса около 470 тонн [9]), то получаем относительную массу полезного груза 0,0245 (63 т/ 2570 т), что в 6,33 раза выше, чем у прототипа.

Многоразовость использования элементов космической транспортной системы обеспечивается следующим образом. Орбитальный самолет после посадки на Землю обслуживается и готовится к следующему полету аналогично орбитальным самолетам «Спейс Шаттл» и «Буран», причем, учитывая то, что в составе орбитального самолета типа «Клипер» нет крупногабаритного грузового отсека и, следовательно, его размеры будут значительно меньше размеров орбитального самолета «Спейс Шаттл», межполетное обслуживание будет значительно проще и дешевле.

Многоразовый пилотируемый корабль после перехода экипажа в орбитальный самолет и отделения от орбитального самолета остается на заданной орбите в режиме ожидания, его межполетное обслуживание, дозаправка и дооснащение всеми необходимыми компонентами и грузами происходит в составе долговременной орбитальной станции, например МКС, то есть после расстыковки с орбитальным самолетом многоразовый пилотируемый корабль стыкуется к долговременной орбитальной станции, а после межполетного обслуживания, дозаправки и дооснащения всеми необходимыми компонентами и грузами отделяется от долговременной орбитальной станции и находится на заданной орбите в режиме ожидания следующего полета. Доставка топлива и всех необходимых грузов на долговременную орбитальную станцию происходит стандартно, с помощью грузовых кораблей.

Опускать многоразовый пилотируемый корабль на Землю для межполетного обслуживания, дозаправки и дооснащения нецелесообразно, так как в этом случае пришлось бы выводить на окололунную орбиту, а затем на траекторию полета к Земле элементы, которые необходимы для посадки на Землю, но совершенно не нужны ни на окололунной орбите, ни в пространстве между Землей и Луной. Это фюзеляж, крылья (либо парашюты), теплозащитное покрытие, система управления спуском, двигатели мягкой посадки (в случае посадки на парашютах), шасси (в случае посадки на аэродром) и т.д. [8]. Масса всех этих элементов может быть равной «сухой» массе (то есть массе без топлива) многоразового пилотируемого корабля без этих элементов и даже превышать ее (например, масса теплозащиты спускаемого аппарата (СА) пилотируемого космического корабля (ПКК) типа «Союз», предназначенного для облета Луны, составляет около 700 кг, а масса конструкции СА ПКК около 600 кг, то есть масса теплозащиты, например, топливных баков многоразового пилотируемого корабля будет, как минимум, такой же, как масса конструкции). Кроме того, необходимо будет нанести теплозащиту и на элементы, необходимые для посадки на Землю (например, крылья), то есть масса полезной нагрузки будет еще больше. А значит, для выведения на окололунную орбиту и возвращения с нее на Землю многоразового пилотируемого корабля с элементами, необходимыми для посадки на Землю, будет необходимо в два и более раз увеличить начальную массу стартующего к Луне комплекса.

В случае второго и последующих полетов многоразового пилотируемого корабля выводимая на опорную околоземную орбиту масса полезного груза будет меньше, чем в первом полете, так как масса грузового корабля, доставляющего топливо для дозаправки и грузы для дооснащения будет меньше, чем масса многоразового пилотируемого корабля, так как у многоразового пилотируемого корабля помимо всех элементов грузового корабля присутствует пилотируемая кабина и аэродинамический экран.

Единственным одноразовым элементом транспортной космической ступени является разгонная ступень. Однако для ее спасения в прототипе затрачиваются очень большие средства, так как для этого необходимо выводить на орбиту орбитальный самолет «Спейс Шаттл» массой 70 тонн, а это, как было показано выше, резко снижает относительную массу полезного груза.

Таким образом, решается задача увеличения массы полезной нагрузки (пилотируемой кабины или пилотируемого космического корабля), повышения относительной массы полезной нагрузки, по сравнению с прототипом.

Литература

1. И.Лисов «Планы лунных экспедиций объявлены официально». М.: «Новости космонавтики» № 11, 2005 г., с.23-25.

2. И.Афанасьев «Ares I и Ares V для Луны и Марса». М.: «Новости космонавтики» № 8, 2006 г., с.54-55.

3. В.И.Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении». М.: «Наука». 1980 г., с.290.

4. К.Гэтланд, М.Шарп, Д.Скиннер и др. «Космическая техника». М.: «Мир». 1986 г., с.240-243.

5. В.И.Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении». М.: «Наука». 1980 г., с.243, 271-273.

6. С.П.Уманский «Ракеты-носители. Космодромы». М.: «Рестарт+». 2001 г., с.92.

7. К.Гэтланд, М.Шарп, Д.Скиннер и др. «Космическая техника». М.: «Мир». 1986 г., с.198.

8. Брюханов Н.А. Проект «Клипер». М.: «Новости космонавтики» № 7, 2005 г., с.1-7.

9. С.П.Уманский «Ракеты-носители. Космодромы». М.: «Рестарт+». 2001 г., с.53, 78-79.