RU2763226C1 - Method for controlling the transport space system during a flight to the moon - Google Patents

Abstract

FIELD: space technology.SUBSTANCE: invention relates to manned interplanetary flights. The method includes undocking a reusable lunar spacecraft (RLS) with a near-Earth orbital station (OS), launching a module with upper stages (USR) into a reference orbit, proximity and docking of the RLS with the USR and the flight of their bundles into the orbit of the Moon. After refueling the RLS with fuel from the USR, braking near the Moon, landing and subsequent take-off of the RLS from the Moon to the circumlunar orbit, docking with the USR and the second refueling from it with fuel, the RLS is transferred to a highly elliptical orbit (HEO) around the Earth. There, the RLS is docked with a braking unit previously placed on the HEO, which transfers the RLS to the docking orbit with the OS.EFFECT: simplification of the means and an increase in the safety of manned flights with landing on the surface of the Moon, due to the rejection of air braking when the RLS returns to the OS.1 cl, 1 tbl, 3 dwg

Description

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при организации перелетов многоразового лунного корабля (МЛК) между орбитальной станцией (ОС), находящейся на орбите Земли, например МКС и лунной базой (ЛБ), расположенной на поверхности Луны.The proposed control method can be used in space technology when organizing flights of a reusable lunar spacecraft (MLK) between an orbital station (OS) in Earth orbit, for example, the ISS and a lunar base (LB) located on the surface of the Moon.

Известен способ управления транспортной космической системой, выбранный в качестве аналога, включающем приложение к космическому кораблю (КК), находящемуся на околоземной орбите, импульса для его перелета на орбиту Луны, импульса схода с этой орбиты для последующей посадки на поверхность Луны, приложения управляемого воздействия при взлете с поверхности Луны и приложение отлетного импульса для обратного перелета к Земле. Такой способ управления был использован в 1969 году во время полета к Луне КК «Аполлон-11» [1. В.И. Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении», М., Наука, 1980]. Вначале ракетоноситель (РН) выводит на опорную орбиту связку, состоящую из разгонного блока (РБ), космического корабля (КК) и лунного взлетно-посадочного корабля (ЛК), который, в свою очередь состоит из посадочной ступени (ПС) и взлетного модуля (ВМ). Затем с помощью РБ обеспечивается перелет связки на окололунную орбиту. По достижению окололунной орбиты от КК отделяется ЛК, который с помощью двигательной установки ПС, осуществляет посадку на поверхность Луны. По завершению программы нахождения на Луне ВМ выполняет взлет с поверхности Луны, оставляя ПС на поверхности Луны, и выполняет промежуточную стыковку с находящемся на окололунной орбите КК для доставки на него экипажа ВМ. Затем ВМ отделяется, а КК выполняет отлетный импульс для перелета к Земле с последующим входом в атмосферу и посадкой в заданном районе.A known method of controlling the transport space system, selected as an analogue, including the application to a spacecraft (SC) in near-Earth orbit, an impulse for its flight to the orbit of the Moon, an impulse to leave this orbit for subsequent landing on the surface of the Moon, the application of a controlled impact when takeoff from the surface of the Moon and the application of a departure impulse for a return flight to the Earth. This method of control was used in 1969 during the flight to the Moon of the Apollo 11 spacecraft [1. IN AND. Levantovsky "Mechanics of space flight in an elementary presentation", M., Nauka, 1980]. First, the launch vehicle (LV) puts into the reference orbit a bundle consisting of an upper stage (US), a spacecraft (SC) and a lunar landing vehicle (LC), which, in turn, consists of a landing stage (PS) and a takeoff module ( VM). Then, with the help of the RB, the flight of the bundle to the circumlunar orbit is ensured. Upon reaching the circumlunar orbit, the LK is separated from the spacecraft, which, with the help of the propulsion system of the PS, performs a landing on the lunar surface. Upon completion of the program of being on the Moon, the CM takes off from the lunar surface, leaving the PS on the lunar surface, and performs an intermediate docking with the spacecraft located in the circumlunar orbit to deliver the CM crew to it. Then the SM is separated, and the spacecraft performs a departure impulse for a flight to the Earth with subsequent entry into the atmosphere and landing in a given area.

Недостатком этого способа является одноразовость КК и ЛК и не возможность их использования после завершения миссии. При этом размерность ЛК не позволяла осуществлять высадку на Луну больше двух человек, а длительность их нахождения на Луне не превышала трех суток.The disadvantage of this method is the disposability of QC and LK and the inability to use them after the completion of the mission. At the same time, the dimensions of the LK did not allow more than two people to land on the Moon, and the duration of their stay on the Moon did not exceed three days.

Известен из патента [2. патент RU № 2614460 от 28.03.17] способ управления транспортной космической системой, выбранный в качестве прототипа, включающий отстыковку многоразового лунного корабля (МЛК) от орбитальной станции (ОС), расположенной на околоземной орбите высотой Н_ОС, последовательное приложение управляющих импульсов для стыковки с модулем разгонных блоков (МРБ), приложением управляющих импульсов для перелета на орбиту Луны и для схода с этой орбиты при посадке на поверхность Луны, приложение управляющего воздействия при взлете с поверхности Луны, приложение отлетного импульса V_ОТЛ для обратного перелета к Земле и стыковку с околоземной орбитальной станцией. В качестве МЛК рассматривался космический корабль, базирующийся на ОС, расположенной на околоземной орбите высотой Н_ОС. Вначале с помощью РН на опорную орбиту выводится модуль разгонных блоков (МРБ), состоящий из РБ и ПС. Затем от ОС отстыковывают МЛК и стыкуют с МРБ. После чего к образованной связке прикладывают отлетный импульс для перевода на траекторию полета к Луне. После выработки топлива РБ отделяют от связки. После перехода на заданную окололунную орбиту связка МЛК с ПС выполняют сход с нее и осуществляют посадку в заданный район поверхности Луны. По завершению программы нахождения на Луне МЛК стартует с Луны, оставляя ПС на поверхности. Взлет МЛК осуществляется с азимутом стрельбы, определяемом с учетом текущего взаимного положения Луны и Земли по схеме, использованной при полете автоматической станции «Луна-16». При этом обратный перелет осуществляется по оптимальной плоской траектории, т.е. отлетный импульс является трансверсальным. За счет выбора даты старта с Луны при обратном перелете МЛК решается задача возвращения на околоземную ОС. Траектория перелета к Земле выбирается таким образом, чтобы пройти относительно Земли на высоте, находящейся в атмосфере Земли. За счет аэроторможения обеспечивается снижение скорости КК до 1-ой космической скорости по методу «тормозных» эллипсов. После нескольких торможений в атмосфере Земли и достижению в апогее высоты ОС МЛК выполняет импульс подъема перигея до высоты ОС, переходит на орбиту ОС и стыкуется с ней.Known from the patent [2. patent RU No. 2614460 dated 03/28/17] a method for controlling a transport space system, selected as a prototype, including undocking a reusable lunar spacecraft (MLK) from an orbital station (OS) located in near-Earth orbit with a height of H _OS , sequential application of control pulses for docking with upper stage module (MBM), application of control pulses for flight to the lunar orbit and for descent from this orbit during landing on the lunar surface, application of a control action during takeoff from the lunar surface, application of a departure pulse V _otl for the return flight to the Earth and docking with the near-Earth orbital station. As an MLK, a spacecraft was considered, based on an OS located in a near-Earth orbit with a height of H _OS . First, with the help of the launch vehicle, an upper stage module (MBM), consisting of a US and a PS, is launched into the reference orbit. Then the MLK is undocked from the OS and docked with the MRB. After that, a rebound impulse is applied to the formed bundle to transfer it to the flight path to the Moon. After running out of fuel, the RB is separated from the bundle. After transferring to a given circumlunar orbit, the MLK-PS bundle is performed from it and landed in a given area of the Moon's surface. Upon completion of the program of being on the Moon, the MLK starts from the Moon, leaving the PS on the surface. The takeoff of the MLK is carried out with a firing azimuth determined taking into account the current relative position of the Moon and the Earth according to the scheme used during the flight of the Luna-16 automatic station. In this case, the return flight is carried out along the optimal flat trajectory, i.e. the outgoing impulse is transversal. By choosing the launch date from the Moon during the return flight of the MLK, the problem of returning to the near-Earth OS is solved. The trajectory of the flight to the Earth is chosen in such a way as to pass relative to the Earth at a height that is in the Earth's atmosphere. Due to aerobraking, the spacecraft speed is reduced to the 1st space velocity according to the “braking” ellipses method. After several decelerations in the Earth's atmosphere and reaching the OS altitude at apogee, the MLK performs a perigee rise impulse to the OS altitude, transfers to the OS orbit and docks with it.

Этот способ позволяет отказаться от большого импульса торможения V₁ для перехода на околоземную орбиту ОС, что позволяет сэкономить значительное количество топлива.This method makes it possible to refuse a large deceleration impulse V ₁ for the transition to the near-Earth orbit of the OS, which saves a significant amount of fuel.

Основными недостатками такого способа управления являются необходимость иметь аэродинамический зонт с многоразовой теплозащитой и длительное время полета по переходным «тормозным» эллипсам, что приводит к необходимости неоднократно пересекать радиационные пояса Земли. Многоразовый аэродинамический зонт требует дополнительных ответственных профилактических работ на околоземной ОС при подготовке последующих перелетов, что также существенно увеличивает стоимость эксплуатации транспортной космической системы (ТС). Также трудно разработать подходящий облик МЛК, выполняющий как задачу посадки на поверхность Луны, так и аэроторможение у Земли.The main disadvantages of this control method are the need to have an aerodynamic umbrella with reusable thermal protection and a long flight time along transitional "brake" ellipses, which leads to the need to repeatedly cross the Earth's radiation belts. A reusable aerodynamic umbrella requires additional responsible maintenance work on the near-Earth OS during the preparation of subsequent flights, which also significantly increases the cost of operating the transport space system (TS). It is also difficult to develop a suitable appearance of the MLK, which performs both the task of landing on the surface of the Moon and aerobraking near the Earth.

Техническим результатом изобретения является возможность посадки МЛК на поверхность Луны с последующим его возвращением на ОС без аэроторможения.The technical result of the invention is the possibility of landing the MLK on the surface of the Moon with its subsequent return to the OS without aerobraking.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления транспортной космической системой при полете на Луну, включающем отстыковку МЛК от ОС, расположенной на околоземной орбите высотой Н_ОС, последовательное приложение управляющих импульсов для стыковки с МРБ, приложение управляющих импульсов для перелета на орбиту Луны и для схода с этой орбиты при посадке на поверхность Луны, приложение управляющего воздействия при взлете с поверхности Луны, приложение отлетного импульса V_ОТЛ для обратного перелета к Земле и стыковку с околоземной ОС, в отличие от известного, после стыковки с МРБ, образованным из ПС, РБ и заправочно-тормозного блока (ЗТБ) с запасом топлива массой М, заправляют МЛК от ЗТБ топливом массой M₁ от ЗТБ, который отстыковывают перед сходом с орбиты для посадки на Луну МЛК и ПС, а затем прикладывают управляющие воздействия для взлета МЛК с Луны и управляющие импульсы для стыковки МЛК с ЗТБ, от которого вновь заправляют МЛК топливом массой M_2≤≤M₁, отстыковывают ЗТБ и, прикладывают к МЛК отлетный импульс V_ОТЛ для прохождения от Земли на высоте Н_ОС, а, по достижению высоты Н_ОС, импульс Vi, величину которого определяют с учетом топлива МЛК, оставшемуся после выполнения импульса V_ОТЛ, для перевода МЛК на эллиптическую орбиту с высотой апогея На, на которой МЛК стыкуют с тормозным блоком (ТБ), предварительно запущенным на эту эллиптическую орбиту, и, при прохождении перигея эллиптической орбиты на высоте Н_ОС, к образованной связке из МЛК и ТБ с помощью ТБ, прикладывают импульс V₂ для перехода образованной связки на заданную круговую орбиту Н_ОС, отстыковывают ТБ и стыкуют МЛК с ОС, при этом М определяют как:The technical result is achieved due to the fact that in the method of controlling the transport space system during a flight to the Moon, including undocking the MLC from the OS located in near-Earth orbit with a height of H _OS , the sequential application of control pulses for docking with the MRB, the application of control pulses for flight to the Moon's orbit and to descend from this orbit during landing on the lunar surface, the application of a control action during takeoff from the lunar surface, the application of a departure impulse V _otl for the return flight to the Earth and docking with a near-Earth OS, in contrast to the known one, after docking with an MRB formed from a PS, RB and refueling-braking unit (ZTB) with a fuel supply of mass M, refuel MLC from ZTB with fuel of mass M ₁ from ZTB, which is undocked before deorbiting for landing on the Moon by MLC and PS, and then control actions are applied to take off MLC from the Moon and control pulses for docking the MLC with the ZTB, from which the MLC is refilled with fuel of mass M ₂ ≤ _{≤ M 1} , o tstykovyvayut NTDs and is applied to the MLK into fly-away pulse V _OTL for passage from the Earth at a height H _running, and, to achieve the height H of the _OS, the pulse Vi, the value of which is determined in view of MLK fuel remaining after pulse V _OTL, translation MLK for an elliptical orbit with an apogee on in which MLK dock with a brake block (TB) previously running on the elliptical orbit, and, during the passage of the perigee of the elliptical orbit at an altitude H _OS to formed by a bundle of MLK and TB via TB applied pulse V ₂ for the transition of the formed bundle to a given circular orbit H _OS , the TB is undocked and the MLC is docked with the OS, while M is defined as:

M=M₁+M₂+M₃, гдеM=M ₁ +M ₂ +M ₃ , where

M₁ - масса топлива, соответствующая объему топливных баков МЛК,M ₁ is the mass of fuel corresponding to the volume of the fuel tanks of the MLC,

М₂ - масса топлива, которым заправляют МЛК на окололунной орбите,M ₂ - the mass of fuel, which is filled with MLK in lunar orbit,

М₃ - масса топлива на выполнение тормозного импульса у Луны для перевода связки из МЛК, ПС и ЗТБ на окололунную орбиту.M ₃ is the mass of fuel for the execution of a braking impulse near the Moon to transfer the bundle from the MLK, PS and ZTB to the circumlunar orbit.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере ОС, находящейся на околоземной орбите. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что отдельной РН на околоземную орбиту выводится МРБ, способный выполнить импульсы перевода полезной нагрузки на орбиту Луны и состоящий из РБ, ЗТБ и ПС. МЛК, находящийся в составе околоземной ОС, расстыковывается с ОС, а затем сближается и стыкуется с МРБ образовывая связку. Предполагается, что МРБ выводится на орбиту ИСЗ с помощью РН сверхтяжелого класса. Используя энергетические возможности РБ, входящего в МРБ, к связке прикладывается отлетный импульс для ее перевода на траекторию перелета на орбиту Луны, после чего РБ отделяется от связки. У Луны ЗТБ тормозным импульсом переводит связку на окололунную орбиту. Предполагается, что на ЗТБ имеется топливо для заправок МЛК. После первой заправки МЛК топливом массой М₁, соответствующей объему топливных баков МЛК, связка МЛК с ПС расстыковывается от ЗТБ, выполняет импульс схода с орбиты и осуществляет посадку на поверхность Луны за счет топлива ПС.Let's consider the proposed method using the example of an OS located in near-Earth orbit. The technical result in the proposed control method is achieved due to the fact that a separate launch vehicle is launched into near-Earth orbit by an MRB capable of carrying out impulses for transferring the payload to the lunar orbit and consisting of RB, ZTB and PS. The MLK, which is part of the near-Earth OS, undocks from the OS, and then approaches and docks with the MRB forming a bundle. It is assumed that the MRB is launched into the orbit of a satellite with the help of a super-heavy class launch vehicle. Using the energy capabilities of the RB, which is part of the MRB, a rebound impulse is applied to the bundle to transfer it to the trajectory of the flight to the Moon's orbit, after which the RB is separated from the bundle. At the Moon, the ZTB transfers the bundle to a circumlunar orbit by a braking impulse. It is assumed that the ZTB has fuel for MLK filling stations. After the first refueling of the MLK with fuel of mass M ₁ corresponding to the volume of the MLK fuel tanks, the MLK-PS coupling is undocked from the ZTB, performs a deorbit impulse and lands on the lunar surface using the PS fuel.

После взлета, за счет топлива М₁, МЛК выводится на окололунную орбиту, на которой находится ЗТБ и стыкуется с ним. Для отлета с окололунной орбиты к Земле необходимо выполнить заправку МЛК остатками топлива от ЗТБ массой M₂≤M₁. Отлетная орбита выбирается таким образом, чтобы минимальная высота пролета у Земли была равна высоте орбиты ОС Н_ОС.After takeoff, using fuel M ₁ , the MLC is launched into a lunar orbit, where the ZTB is located and docks with it. For departure from the lunar orbit to the Earth, it is necessary to refuel the MLC with the remnants of fuel from the ZTB with a mass M ₂ ≤M ₁ . The departure orbit is chosen in such a way that the minimum flight altitude near the Earth is equal to the orbital height of the OS H _OS .

Целевой орбитой у Земли является орбита околоземной ОС. Рассмотрим баллистические условия возврата МЛК на орбиту околоземной ОС. Помимо собственно возможности возврата к Земле с минимальным отлетным импульсом, должно удовлетворяться условие совпадения плоскостей орбиты прилета МЛК к Земле орбиты ОС. Первое условие выполняется два раза в течение лунного месяца, т.е. один раз в 14 дней [1] и определяется скоростью обращения Луны вокруг Земли ~13°/сутки, а второе условие, из-за прецессии орбиты ОС ~5°/сутки, появляется примерно раз в 10÷11 суток [4. Р.Ф. Муртазин «Транспортная космическая система для обеспечения эксплуатации окололунной орбитальной структуры», ж. Космонавтика и Ракетостроение, 2017(2) № 95, с. 55-63]. Общий кратный период одновременного выполнения обоих условий составляет около 70 суток, что необходимо учитывать при планировании длительности работы экипажа МЛК на лунной базе.The target orbit near the Earth is the orbit of the near-Earth OS. Let us consider the ballistic conditions for the return of the MLK to the orbit of the near-Earth OS. In addition to the actual possibility of returning to the Earth with a minimum departure impulse, the condition of coincidence of the planes of the orbit of the arrival of the MLK to the Earth of the orbit of the OS must be satisfied. The first condition is met twice during the lunar month, i.e. once every 14 days [1] and is determined by the rate of revolution of the Moon around the Earth ~13°/day, and the second condition, due to the OS orbit precession ~5°/day, appears approximately once every 10–11 days [4. R.F. Murtazin "Transport space system to ensure the operation of the circumlunar orbital structure", Zh. Cosmonautics and Rocketry, 2017(2) No. 95, p. 55-63]. The total multiple period of simultaneous fulfillment of both conditions is about 70 days, which must be taken into account when planning the duration of the work of the MLK crew on the lunar base.

Следующей операцией для МЛК после дозаправки на окололунной орбите является отлет от Луны к Земле и переход на высокоэллиптическую орбиту (ВЭО) у Земли. Заправка топливом М₂, за вычетом предполагаемых затрат топлива на последующие стыковки с ОС и РБ, позволяет МЛК выполнить отлетный импульс V_ОТЛ к Земле (~0.9 км/с) и импульс V₁ для перехода на ВЭО.The next operation for the MLK after refueling in lunar orbit is the departure from the Moon to the Earth and the transition to a highly elliptical orbit (HEO) near the Earth. Refueling M ₂ , minus the estimated fuel costs for subsequent dockings with the OS and US, allows the MLC to execute the departure impulse V _ETL to the Earth (~0.9 km/s) and the impulse V ₁ for the transition to the HEO.

Для окончательного перехода на орбиту ОС нужно выполнить в перигее ВЭО тормозной импульс V₂. Для выполнения этого импульса на ВЭО предварительно выводится ТБ, стыкующийся с МЛК. Чтобы достичь ВЭО ТБ необходимо выполнить импульс V_TБ1=3.15 км/c-V₁, где 3.15 км/с - отлетная скорость для перелета на Луну с опорной орбиты высотой 200 км. Соответственно, после стыковки с МЛК на ВЭО ТБ должен приложить к связке для достижения орбиты ОС на высоте 400 км импульс на ~0.1 км/с меньше, т.е. V₂=V_TБ2=V_TБ1-0.1 км/с. После перехода на орбиту ОС ТБ отстыковывается, а МЛК стыкуется с ОС.For the final transition to the OS orbit, it is necessary to perform a braking impulse V ₂ at the HEO perigee. To carry out this impulse, the HEO is preliminarily displayed on the HEO, which docks with the MLC. To reach the HEO TB, it is necessary to execute the impulse V _TB1 =3.15 km/cV ₁ , where 3.15 km/s is the departure velocity for the flight to the Moon from a reference orbit with a height of 200 km. Accordingly, after docking with the MLK on the HEO, the TB must apply to the coupling to reach the OS orbit at an altitude of 400 km an impulse ~0.1 km/s less, i.e. V ₂ \ _u003d V TB2 \ _u003d V TB1 -0.1 km / s. After the transition to orbit, the OS TB undocks, and the MLC docks with the OS.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1 ÷ 3 и табл. 1, где: The essence of the invention is illustrated in Fig. 1 ÷ 3 and tab. 1 where:

на фиг. 1 представлена схема операций в предлагаемой транспортной системе,in fig. 1 shows the scheme of operations in the proposed transport system,

на фиг. 2 представлена баллистическая схема перелета МЛК с орбиты ОС на поверхность Луны вплоть до обратного отлета к Земле,in fig. 2 shows the ballistic scheme of the MLK flight from the OS orbit to the lunar surface up to the return flight to the Earth,

на фиг. 3 представлена баллистическая схема перехода МЛК с прилетной траектории вначале на ВЭО, а затем окончательно на орбиту ОС,in fig. 3 shows a ballistic diagram of the transition of the MLK from the arrival trajectory, first to the HEO, and then finally to the OS orbit,

на табл. 1 представлены основные затраты топлива и соответствующие им характеристические скорости по операциям в этой ТС.on the table. 1 shows the main fuel costs and their corresponding characteristic speeds for operations in this vehicle.

На этих фигурах отмечены следующие позиции:The following positions are marked on these figures:

1 - РН, 2 - РБ, 3 - ПС, 4 - ОС, 5 - МЛК, 6 - ЗТБ, 7 - ВЭО, 8 - ТБ, 9 - отлетный импульс к Луне V_Л, 10 - тормозной импульс перехода на окололунную орбиту V_TOРМ, 11 - орбита ОС, 12 - импульс перехода на ВЭО V₁, 13 - импульс перехода на орбиту ОС V₂.1 - LV, 2 - RB, 3 - PS, 4 - OS, 5 - MLK, 6 - ZTB, 7 - VEO, 8 - TB, 9 - departure impulse to the Moon V _L , 10 - deceleration impulse of transition to a circumlunar orbit V _TORM , 11 - OS orbit, 12 - pulse of transition to HEO V ₁ , 13 - pulse of transition to OS orbit V ₂ .

На фиг. 1 представлены схема полета, осуществляемого предлагаемым способом управления транспортной системы. Вначале сверхтяжелая РН 1 выводит на околоземную орбиту МРБ, состоящий из РБ 2, ЗТБ 6 и ПС 3, с которым стыкуется МЛК 5, отстыкованный от ОС 4. После выполнения отлетного импульса к Луне РБ отстыковывается, а связка с помощью ЗТБ переводится на окололунную орбиту. На окололунной орбите МЛК с ПС отстыковываются от ЗТБ и за счет топлива ПС выполняет посадку на Луне. До расстыковки МЛК проводит полную заправку топливом от ЗТБ. После взлета МЛК с Луны он вновь стыкуется с ЗТБ и заправляется оставшимся топливом, которое используется для отлета МЛК с окололунной орбиты и перехода на ВЭО 7. На ВЭО МЛК стыкуется с предварительно запущенным на эту орбиту ТБ 8. Затем связка выполняет с помощью ТБ импульс V₂ для перехода на орбиту ОС. После чего МЛК стыкуется с ОС.In FIG. 1 shows a diagram of a flight carried out by the proposed method for controlling the transport system. First, the superheavy launch vehicle 1 launches an MRB consisting of the launch vehicle 2, ZTB 6 and PS 3 into near-Earth orbit, with which MLK 5 undocked from OS 4 docks. . In the circumlunar orbit, the MLCs with the PS undock from the ZTB and, using fuel, the PS performs a landing on the Moon. Prior to undocking, the MLK carries out a full refueling from the ZTB. After the MLK takes off from the Moon, it docks again with the ZTB and refuels with the remaining fuel, which is used to leave the MLK from the lunar orbit and transfer to the VEO 7. At the VEO, the MLK docks with the TB 8 previously launched into this orbit. ₂ to go to OS orbit. After that, the MLK docks with the OS.

На фиг. 2 представлена баллистическая схема перелета МЛК 5 после расстыковки с ОС 4 на поверхность Луны вплоть до обратного отлета к Земле. После расстыковки с ОС МЛК стыкуется с МРБ, состоящем из РБ 2, ЗТБ 6 и ПС 3, а затем связка выполняет отлетный импульс V_Л 9 для перелета к Луне. У Луны связка из МЛК, ПС и ЗТБ средствами ЗТБ выполняет тормозной импульс V_ТОРМ 10 для перехода на окололунную орбиту. После расстыковки МЛК с ПС выполняют посадку на поверхность Луны с помощью топлива ПС, а ЗТБ продолжает полет на окололунной орбите в ожидании последующей стыковки с МЛК. По завершению миссии МЛК стартует на окололунную орбиту для стыковки с ЗТБ. Для отлета с окололунной орбиты используется топливо, полученное от ЗТБ.In FIG. Figure 2 shows a ballistic diagram of the flight of MLK 5 after undocking from OS 4 to the surface of the Moon until the return flight to the Earth. After undocking from the OS, the MLK docks with the MRB, consisting of RB 2, ZTB 6 and PS 3, and then the bundle performs a take-off impulse V _L 9 for a flight to the Moon. Near the Moon, a combination of MLK, PS, and ZTB uses the ZTB to perform a deceleration impulse V _TORM 10 to transfer to a circumlunar orbit. After the MLK is undocked from the PS, they land on the lunar surface with the help of PS fuel, and the ZTB continues its flight in a lunar orbit, waiting for the subsequent docking with the MLK. Upon completion of the mission, the MLK will launch into lunar orbit for docking with the ZTB. For departure from the lunar orbit, the propellant obtained from the ZTB is used.

На фиг. 3 представлена баллистическая схема перехода МЛК 5 у Земли вначале на ВЭО 7, а затем на орбиту ОС 11. После пролета Земли на расстоянии Н_ОС МЛК выполняет импульс V₁ 12, величина которого определяется остатками топлива в МЛК для перехода на ВЭО с высотой апогея Нα. Предварительно на ВЭО выводится ТБ 8 для доставки МЛК на орбиту ОС. После стыковки МЛК с ТБ при прохождении перигея на высоте Н_ОС выполняется тормозной импульс V₂ 13 для перехода МЛК на орбиту ОС, после чего он стыкуется с ОС 4.In FIG. Figure 3 shows a ballistic diagram of the transition of the MLC 5 near the Earth, first to the HEO 7, and then to the OS 11 orbit. After passing the Earth at a distance H _{OS, the} MLC performs an impulse V ₁ 12, the value of which is determined by the remaining fuel in the MLC for the transition to the HEO with apogee height Нα . Preliminarily, TB 8 is launched to the HEO to deliver the MLC to the orbit of the OS. After docking of the MLK with the TB during the passage of perigee at the height of the _OS , a deceleration impulse V ₂ 13 is performed to transfer the MLK to the OS orbit, after which it docks with the OS 4.

В табл. 1 представлены основные динамические операции, которые необходимо выполнить в заявляемой ТС. Под каждую динамическую операцию с выполнением импульса представлен вид связки, ее конструктивная или сухая масса Мсух, начальная масса топлива Мтнач перед импульсом и затрачиваемая масса топлива Мтзатр на выполнение импульса, потребная Vхпотр и располагаемая Vxpacп величины характеристической скорости на проведение операции.In table. 1 shows the main dynamic operations that must be performed in the claimed vehicle. For each dynamic operation with the execution of an impulse, the type of the bundle, its constructive or dry mass Mdry, the initial mass of fuel Mtnach before the impulse and the mass of fuel Mtzatr expended on the execution of the impulse, required Vхconsumption and available Vxpact of the value of the characteristic velocity for the operation are presented.

Эффективность предлагаемого способа управления транспортной системой показана по сравнению с реализованной транспортной системой при проведении лунных миссий КК «Аполлон» в 60-х-70-х годах прошлого столетия, в которых использовалась РН сверхтяжелого класса «Сатурн-5» грузоподъемностью 136 тонн. При этом масса КК на момент его прилета к Луне составляла около 50 т, из которых полная масса ЛК составляла ~15 т, а масса полностью заправленных ПС и ВМ около 10 т и 4 т соответственно. Масса ВМ в 4 т позволяла иметь конструктивную или сухую массу ВС в 2180 кг [1].The effectiveness of the proposed method for controlling the transport system is shown in comparison with the implemented transport system during the lunar missions of the Apollo spacecraft in the 60s-70s of the last century, in which the Saturn-5 super-heavy class launch vehicle with a payload capacity of 136 tons was used. At the same time, the mass of the spacecraft at the time of its arrival to the Moon was about 50 tons, of which the total mass of the spacecraft was ~15 tons, and the mass of the fully fueled PS and VM was about 10 tons and 4 tons, respectively. The CM mass of 4 tons made it possible to have a structural or dry aircraft mass of 2180 kg [1].

Рассмотрим возможности предлагаемой транспортной космической системы. В качестве ОС, на которой будет базироваться МЛК, можно рассматривать МКС.Consider the possibilities of the proposed transport space system. The ISS can be considered as the OS on which the MLK will be based.

Идеология, заложенная в предполагаемый способ, предполагает, что топлива полностью заправленного МЛК, достаточно для выведения с Луны на низкую окололунную орбиту и состыковаться с ЗТБ. Воспользуемся формулой Циолковского [1]:The ideology embedded in the proposed method assumes that the fuel of a fully fueled MLK is sufficient for launching from the Moon to a low circumlunar orbit and docking with the ZTB. We use the Tsiolkovsky formula [1]:

где М_ТОПЛ - масса топлива МЛК, Мсух - конструктивная или сухая масса МЛК, Руд - удельный импульс двигателя, использующего топливо из высококипящих компонентов, например, Руд=334 сек [5. Асюшкин В.А. и др., «Универсальный разгонный блок повышенной энерговооруженности «Фрегат-СБУ», Вестник НПО им. Лавочкина № 2, 2017]. Потребную массу топлива, как функцию от Мсух и ΔV_ПОТР можно определить, преобразуя формулу (1):where M _FUEL is the mass of the fuel MLK, Msukh is the constructive or dry mass of the MLK, Rud is the specific impulse of the engine using fuel from high-boiling components, for example, Rud=334 sec [5. Asyushkin V.A. et al., “Universal booster block of increased power-to-weight ratio “Fregat-SBU”, Vestnik NPO im. Lavochkin No. 2, 2017]. The required mass of fuel, as a function of Mdry and ΔV _PONV, can be determined by transforming formula (1):

Предельная потребная характеристическая скорость на выведение с Луны и стыковку с ЗТБ оцениваются в 2.0 км/с [1]. Согласно (2), при сухой массе МЛК с экипажем в 4.0 т полная заправка топливом M₁=3.5 т обеспечивает суммарный импульс характеристической скорости в 2.058 км/с.The maximum required characteristic velocity for launching from the Moon and docking with the ZTB is estimated at 2.0 km/s [1]. According to (2), with a dry weight of the MLC with a crew of 4.0 t, full fueling M ₁ =3.5 t provides a total characteristic velocity impulse of 2.058 km/s.

Оценим возможность использования предлагаемого способа для МЛК с Мсух=4.0 т при использовании РН сверхтяжелого класса (СТК) грузоподъемностью 103.0 т [6. «Роскосмос обнародовал характеристики сверхтяжелых ракет», РИА Новости 24 апреля 2019] для выведения МРБ и РН «Союз-5» среднего класса грузоподъемностью 17.0 т [7. «Эскизный проект ракеты «Союз-5» одобрен», РИА Новости 12 декабря 2017] для доставки ТБ на ВЭО. Примем, что РБ СТК и ТБ используют пару кислород-керосин в качестве топлива с удельным импульсом 365 с (синтин).Let's evaluate the possibility of using the proposed method for MLC with Мdry=4.0 t when using a super-heavy class launcher (STK) with a carrying capacity of 103.0 t [6. “Roskosmos unveiled the characteristics of super-heavy rockets”, RIA Novosti on April 24, 2019] for the launch of MRBs and Soyuz-5 launch vehicles of the middle class with a payload capacity of 17.0 tons [7. “Draft design of the Soyuz-5 rocket approved”, RIA Novosti December 12, 2017] for the delivery of TB to the VEO. Let us assume that RB STK and TB use a pair of oxygen-kerosene as a fuel with a specific impulse of 365 s (syntin).

Расчеты показывают, что предлагаемый способ реализуем, например, при следующих характеристиках элементов ТС:Calculations show that the proposed method is feasible, for example, with the following characteristics of the vehicle elements:

ЗТБ может быть создан на основе РБ «Фрегат-СБ» с сухой массой 1.27 тонн [5] с системой стыковки и баками для дозаправки от ТГК «Прогресс». Масса топлива для дозаправки в ЗТБ Мдозапр=М₁+М₂, причем топлива М₂ должно хватить МЛК для отлета с окололунной орбиты, перехода на ВЭО (высота апогея Нα=33 тыс. км и период орбиты ~8.9 часов). Остаток топлива (~0.2 т) предполагается потратить на стыковку с ОС и на стыковку с РБ при следующей миссии. Масса топлива ЗТБ Мтопл=М₃ используется при торможении связки для перехода на окололунную орбиту. ПС имеет облик, близкий посадочной ступени ЛК «Eagle» [1]. В качестве ТБ может быть использован РБ ДМ SLB [8. «Морской старт», Справочник пользователя, редакция D, февраль 2008].The ZTB can be created on the basis of the Fregat-SB RB with a dry weight of 1.27 tons [5] with a docking system and refueling tanks from Progress TGC. Fuel weight for refueling NTDs Mdozapr = M ₁ + M ₂ M ₂ wherein fuel must be sufficient to MLK departure from lunar orbit HEO transition (peak height the Ha = 33 thousand. Km, and the period of the orbit ~ 8.9 hours). The remaining fuel (~0.2 t) is supposed to be spent on docking with the OS and on docking with the US during the next mission. The mass of fuel ZTB Mfuel=M _{3 is} used during deceleration of the bundle for the transition to the circumlunar orbit. The PS has a shape similar to the landing stage of the Eagle LK [1]. As TB can be used RB DM SLB [8. Sea Launch, User's Manual, Revision D, February 2008].

Полученные с использованием формулы Циолковского (1) и представленные в табл. 1 по операциям располагаемые характеристические скорости Vxpaсп везде превосходят потребные Vхпотр, что обеспечивает необходимый резерв массы и подтверждает реализуемость способа с заявленными характеристиками всех элементов ТС.Obtained using the Tsiolkovsky formula (1) and presented in table. 1 for operations, the available characteristic speeds Vxpasp exceed the required Vxcons everywhere, which provides the necessary mass reserve and confirms the feasibility of the method with the declared characteristics of all elements of the vehicle.

Представленный пример показывает, как, используя предлагаемый способ управления транспортной системой, обеспечить посадку на Луну МЛК с сухой массой в 4.0 т. В качестве средств выведения для реализации этого способа используются РН СТК с грузоподъемностью 101.5 т и РН среднего класса «Союз-5» с грузоподъемностью 17.0 т.The presented example shows how, using the proposed method of controlling the transport system, to ensure a landing on the Moon of an MLC with a dry mass of 4.0 tons. load capacity 17.0 t.

В предложенном варианте облик МЛК должен быть близок к ВМ ЛК «Eagle», но сухая масса МЛК будет в 1.7 раза больше. Кроме того, в отличие от ВМ ЛК «Eagle» МЛК является многоразовым кораблем, что существенно удешевляет регулярную доставку экипажей после развертывания ЛБ.In the proposed variant, the shape of the MLC should be close to that of the WM LK Eagle, but the dry weight of the MLC will be 1.7 times greater. In addition, in contrast to the Eagle MLK, the MLK is a reusable ship, which significantly reduces the cost of regular delivery of crews after the deployment of the LB.

В целом можно сделать вывод, что предлагаемый способ управления с размещением в составе околоземной ОС многоразового лунного корабля для посадки на поверхность Луны позволит создать конкурентную транспортную космическую систему для регулярных полетов на Лунную базу.In general, it can be concluded that the proposed control method with the placement of a reusable lunar spacecraft in the near-Earth OS for landing on the lunar surface will make it possible to create a competitive space transport system for regular flights to the lunar base.

Claims (3)

Способ управления транспортной космической системой при полете на Луну, включающий отстыковку многоразового лунного корабля от орбитальной станции, расположенной на околоземной орбите высотой Н_ОС, последовательное приложение управляющих импульсов для стыковки с модулем разгонных блоков, приложение управляющих импульсов для перелета на орбиту Луны и для схода с этой орбиты при посадке на поверхность Луны, приложение управляющего воздействия при взлете с поверхности Луны, приложение отлетного импульса V_ОТЛ для обратного перелета к Земле и стыковку с околоземной орбитальной станцией, отличающийся тем, что после стыковки с модулем разгонных блоков, образованным из посадочной ступени, разгонного блока и заправочно-тормозного блока с запасом топлива массой М, заправляют многоразовый лунный корабль топливом массой M₁ от заправочно-тормозного блока, который отстыковывают перед сходом с орбиты для посадки на Луну многоразового лунного корабля и посадочной ступени, а затем прикладывают управляющие воздействия для взлета многоразового лунного корабля с Луны и управляющие импульсы для стыковки многоразового лунного корабля с заправочно-тормозным блоком, от которого вновь заправляют многоразовый лунный корабль топливом массой М₂≤М₁, отстыковывают заправочно-тормозной блок и прикладывают к многоразовому лунному кораблю отлетный импульс V_ОТЛ для прохождения от Земли на высоте Н_ОС, а по достижению высоты Н_ОС – импульс V₁, величину которого определяют с учетом топлива многоразового лунного корабля, оставшегося после выполнения импульса V_ОТЛ, для перевода многоразового лунного корабля на эллиптическую орбиту с высотой апогея Нα, на которой многоразовый лунный корабль стыкуют с тормозным блоком, предварительно запущенным на эту эллиптическую орбиту, и при прохождении перигея эллиптической орбиты на высоте Н_ОС к связке, образованной из многоразового лунного корабля и тормозного блока, с помощью тормозного блока прикладывают импульс V₂ для перехода образованной связки на заданную круговую орбиту Н_ОС, отстыковывают тормозной блок и стыкуют многоразовый лунный корабль с орбитальной станцией, при этом М определяют как:A method for controlling a transport space system during a flight to the Moon, including undocking a reusable lunar spacecraft from an orbital station located in near-Earth orbit with a height of H _OS this orbit during landing on the lunar surface, the application of a control action during takeoff from the lunar surface, the application of the take-off impulse V _otl for the return flight to the Earth and docking with a near-Earth orbital station, characterized in that after docking with the upper stage module formed from the landing stage, upper stage and refueling and braking unit with a fuel supply of mass M, the reusable lunar spacecraft is filled with fuel of mass M ₁ from the refueling and braking unit, which is undocked before leaving the orbit for landing on the Moon of the reusable lunar spacecraft and the landing stage, and then the controls are applied influences for the takeoff of the reusable lunar spacecraft from the Moon and control pulses for docking the reusable lunar spacecraft with the refueling and braking unit, from which the reusable lunar spacecraft is again refueled with fuel of mass M ₂ ≤ M ₁ , the refueling and braking unit is undocked and the departure pulse V _OTL for passage from the Earth at a height H _running, and to achieve the height H _OS - pulse V _1, the value of which is determined taking into account the fuel refillable lunar ship, remaining after performing pulse V _OTL, translation refillable lunar ship on an elliptical orbit with altitude apogee the Ha, on which a reusable lunar ship dock with a brake unit previously running on the elliptical orbit, and the passage of the perigee of the elliptical orbit at an altitude H _OS to the bundle formed from multiple lunar ship and brake unit by a brake unit applied pulse V ₂ for the transition of the formed ligament to a given circular orbit H _OS , the brake block is undocked and the reusable lunar spacecraft is docked with the orbital station, while M is defined as: М = M₁ + М₂ +М₃,M \u003d M ₁ + M ₂ + M ₃ , где M₁ – масса топлива, соответствующая объему топливных баков многоразового лунного корабля, М₂ – масса топлива, которым заправляют многоразовый лунный корабль на окололунной орбите, М₃ – масса топлива на выполнение тормозного импульса у Луны для перевода связки из многоразового лунного корабля, посадочной ступени и заправочно-тормозного блока на окололунную орбиту.where M ₁ is the mass of fuel corresponding to the volume of the fuel tanks of the reusable lunar spacecraft, M ₂ is the mass of fuel that is used to fill the reusable lunar spacecraft in circumlunar orbit, M ₃ is the mass of fuel to perform a braking impulse near the Moon to transfer the bundle from the reusable lunar spacecraft, landing stages and refueling and braking unit to the circumlunar orbit.

Images