Способ доставки грузов в космос и система для его осуществления
Использование: в области ракетостроения и космонавтики, применительно к способам и космическим транспортным системам доставки грузов на земную орбиту и в дальний космос. Сущность изобретения: осуществляют одновременный старт и совместный полет космического аппарата вертикального взлета (КАВВ) с жидкостно-реактивным двигателем и заправщика с вертикальным взлетом (ЗВВ); в ходе совместного и параллельного полета передают топливо из ЗВВ в КАВВ при помощи гибкого средства передачи топлива (ГСПТ), которым соединяют КАВВ и ЗВВ еще на стартовой позиции, до взлета. Начало передачи топлива из ЗВВ по ГСПТ в двигательную установку КАВВ предусматривается сразу же после взлета системы. 9 с и 4 з.п. ф-лы, 16 ил.
Изобретение относится к ракетостроению и космонавтике, а более точно к способам и космическим транспортным системам доставки грузов на земную орбиту и в дальний космос, особенно тяжелых грузов.
Известные способы доставки грузов в космос предусматривают использование одноступенчатых ракет, многоступенчатых ракет с последовательным расположением ступеней, многоступенчатых ракет с параллельным расположением ступеней, жестко связанных между собой тем или иным образом. В некоторых случаях предусматривается возвращение части или всех ступеней на Землю с приземлением их с помощью парашютов или с посадкой на аэро- или космодромы. Посадка может осуществляться горизонтально при помощи несущих плоскостей или вертикально с помощью ракетных двигателей. Известны также воздушно-космические системы, предусматривающие вертикальный старт воздушно-космических аппаратов. Известны многоразовые воздушно-космические аппараты (МВКА) типа "Спейс Шатлл" и "Энергия-Буран", которые содержат ракету-носитель (РН) и воздушно-космический самолет (ВКС). Многоразовые воздушно-космические аппараты с вертикальным стартом имеют следующие недостатки: невозвращение некоторых частей МВКА на Землю, что не позволяет их повторно использовать и удорожает эксплуатацию многоразовых систем; необходимость отчуждения больших площадей земной поверхности для обеспечения безопасного падения невозвращаемых частей МВКА (например, первых ступеней), что особенно важно для России, где запуски происходят в континентальной части страны, а не с выступающего в океан мыса; большие размеры и вес МВКА на старте, что обуславливает создание целой инфраструктуры космодрома и специальных расположенных рядом с космодромом предприятий для сборки МВКА и их транспортировки на стартовую площадку; существенный экономический и временной риск, связанный с возможным разрушением при авариях дорогостоящих и трудновосстанавливаемых стартовых площадок. В ходе развития космонавтики были высказаны альтернативные предложения, которые намечают пути дальнейшего развития способов и систем доставки грузов в космос. К. Э. Циолковский пришел к выводу, что, используя только идею составных (многоступенчатых) ракет, нельзя обеспечить выполнение задач по выводу ракетных аппаратов в дальний космос. Он показал, что для этого необходимо изменить подход к созданию ракетных систем, а именно запускать с земной поверхности группу ракет, которые после использования каждой ракетной половины первоначального запаса топлива должны каким-то образом попарно соединиться между собой, и одна ракета из каждой пары должна быстро передать свое оставшееся топливо соседней, пополнив ее запас топлива до первоначального количества, а затем отсоединиться от нее. Далее в космос продолжает двигаться только половина первоначального числа ракет, но эти ракеты полностью заполнены топливом. Через некоторое время цикл повторится. В конце этого процесса остается одна полностью заполненная топливом ракета. Недостатком этой идеи является необходимость в очень короткое время перекачивать большое количество топлива, что требует установки мощных и тяжелых средств перекачки топлива. К.Э. Циолковский так формулирует свою идею: "Но мы сейчас укажем на иные приемы получения гораздо больших скоростей ракеты. Они состоят в том, чтобы отправляться в путь нескольким одинаковым и скромным (по скоростям) ракетам. Они, кроме последней, расходуют только половину взятого запаса взрывчатых веществ, а остальной половиной снабжают друг друга. Только последняя ракета приобретает наибольшую скорость. Остальные, освободившиеся от запаса снаряды планированием опускаются на Землю" (К.Э. Циолковский. Основы построения газовых машин, гл. X Наибольшая скорость ракеты, в книге: Циолковский К.Э. Труды по космонавтике. Исследование мировых пространстве реактивными приборами под редакцией М.К. Тихонравова, М. Машиностроение, 1967, стр. 363.) Я.И. Перельман дополнил идею К.Э. Циолковского, предложив 512 ракет конструктивно соединить в один агрегат и переливать топливо из одной ракеты в другую после израсходования его половины (Перельман Я.И. К. Э. Циолковский. М. ОНТИ. Главная редакция научно-популярной и юношеской литературы, 1937, стр. 148-1530. М. К. Тихонравов в докладе Академии Артиллерийских наук в 1948 г. Яцунский И. М. О деятельности М.К. Тихонравова в период с 1947 по 1953 гг. по обоснованию возможности создания составных ракет. В сб. Из истории авиации и космонавтики, Акамедия Наук СССР. Советское национальное объединение историков естествознания и техники. Вып. 42, М. 1980, с. 31-38. Беляков А. Кто задумал первый искусственный спутник Земли. Журнал Изобретатель и рационализатор, М. 1990, N 11, с. 32-39) предложил усовершенствованный вариант объединения ракет "пакет ракет" с одновременной работой двигателей всех ступеней, начиная со старта. Двигатели всех ракет выкачивают топливо из какой-то одной ракеты и только после того, как она будет опустошена, ее отбрасывают и начинают выкачивать топливо из следующей ракеты и так далее до одной ракеты. Разные транспортные системы можно компоновать с помощью однотипных ракет, набираемых в нужном количестве в пакет. У М.К. Тихонравова речь идет о жестко соединенных между собой ракетах и не был проработан вопрос о конструктивных формах объединения ракет. Однако "пакет ракет" М.К. Тихонравова имеет ряд недостатков. Такой пакет может обладать значительной громоздкостью на стартовой площадке, что предъявляет повышенные требования к стартовым сооружениям. Сходные идеи об объединении нескольких ракет в пакет получили развитие в ряде патентов: патент США N 3369771, НКИ 244-162, от 20.02.1968, G. D. Walley, "Космические аппараты"; патент США N 4834324, МКИ B 64 G 1/14, НКИ 244-160, от 30.0.1989, D. R. Criswell "Космическая транспортная система, образующая много конфигураций, пригодная для повторного использования"; патент США N 5141181, МКИ B 64 G 1/40, НКИ 244-172, от 25.08.1991, B. P. Leonard "Космический летательный аппарат с трубопроводами для передачи горючего между ступенями". Во всех перечисленных патентах описаны объединения ракет, в которых производится передача топлива от одной ракеты к другой, причем ракеты жестко соединены между собой до старта. В докладе "Дозаправка в космосе и проблема многоступенчатости" на Четвертом астронавтическом конгрессе в Цюрихе в 1953 г. Г.А. Крокко предложил свои способы доставки грузов в космос (G. A. Crocco. Le ravitallement dans et le probleme des polistades. The Fourth Astronautical Congress "Space-Flight Problems" Published by the Swiss Astronautical and Aeronautical Federation, pp. 152-160). Один из предложенных Г.А. Крокко способов предусматривает запуск отдельных, не связанных между собой в жесткую конструкцию, ракет двух типов ракеты (по терминологии, принятой в данной заявке космического аппарата вертикального взлета, КАВВ) с полезной нагрузкой и одной или нескольких ракет, несущих баки с топливом (по терминологии, принятой в данной заявке заправщика с вертикальным взлетом, ЗВВ). На заданной высоте КАВВ с полезной нагрузкой некоторое время летит параллельно рядом с ЗВВ, несущим запас топлива, причем осуществляется свободный выброс топлива (направленной струей), из баков ЗВВ в отверстие в КАВВ и, таким образом, восполняется имевшийся к этому моменту расход топлива в КАВВ (двигатели КАВВ и ЗВВ во время передачи топлива выключены). Как и у Циолковского, у Крокко отдельные ракеты во время старта не объединены жестко в единую конструкцию, они летят свободно, отдельно друг от друга. Это позволяет значительно упростить все устройства на стартовой площадке, уменьшает общий вес ракет (по сравнению с жестко связанной конструкцией из нескольких ракет), так как позволяет избежать проблем с прочностью соединения отдельных ракет в единый летательный аппарат. Но недостатком системы, предложенной Крокко, является необходимость выполнения поиска, сближения и выравнивания КАВВ и зВВ на активном участке траектории, что потребует значительного времени. Другим недостатком такой системы является выключение двигателей на время перекачки, что связано с потерей части уже набранной скорости под действием силы притяжения Земли. При перекачке топлива свободной направленной струей выключение двигателей на время перекачки принципиально необходимо во избежание взрыва. Совместное действие этих факторов существенно уменьшает время, отводимое на перекачку топлива. Необходимость сокращения этого времени заставляет производить перекачку топлива с большим объемом перекачиваемого топлива в единицу времени. Это требует применения мощных и тяжелых насосов для перекачки топлива. Кроме того, само предложение о перебросе без специальных трубопроводов топлива из одной ракеты в другую представляется нереализуемым на практике. Оно приведет к потере значительной части топлива, что недопустимо как с экономической, так и экологической точек зрения. Например, при использовании жидкого водорода и кислорода будет происходить их испарение на всей длине струи. По-видимому, нельзя реализовать в рассматриваемой системе одновременную дозаправку двумя компонентами топлива, потому что она приводит к неизбежному контакту двух компонентов топлива, что создает обстановку, чреватую взрывом. Способ доставки грузов в космос и система для его осуществления, предложенные Крокко, являются ближайшим аналогом (прототипом) предлагаемого изобретения. В предлагаемом изобретении поставлены и решены следующие технические задачи: обеспечение начала перекачки топлива практически сразу же после отрыва КАВВ от Земли за счет стыковки баков КАВВ и ЗВВ на Земле и исключения подготовительных операций для перекачки в ходе полета,исключение этапов поиска и сближения КАВВ и ЗВВ, приводящих к уменьшению времени, отводимого на перекачку топлива. уменьшение мощности и веса устройства для перекачки топлива за счет большего времени, отводимого на перекачку, и соответственно увеличение веса груза, выводимого в космос,
уменьшение расхода топлива в системе за счет исключения "холостого" полета ЗВВ до его соединения с КАВВ для перекачки топлива и, следовательно, уменьшения высоты подъема ЗВВ,
обеспечение большей безопасности при перекачке, особенно двухкомпонентного топлива, и соблюдение более строгих допусков на загрязнение окружающей среды во время перекачки. Предложенное изобретение практически исключает потерю части топлива и выброс его в окружающее пространство при перекачке. Основная идея предлагаемого изобретения заключается в создании способа и системы доставки грузов в космос, использующих гибко связанную со взлета группу совместно летящих ракет, обменивающихся в полете топливом. Существенные признаки способа доставки груза в космос заключаются в том, что
размещают необходимое для доставки груза в космос топливо в баках космического аппарата вертикального взлета и по крайней мере одного заправщика с вертикальным взлетом,
обеспечивают на части траектории космического аппарата вертикального взлета совместный синхронный параллельный полет космического аппарата вертикального взлета и по крайней мере одного заправщика с вертикальным взлетом,
передают в процессе совместного полета космического аппарата вертикального взлета и по крайней мере одного заправщика с вертикальным взлетом топливо из по крайней мере одного заправщика с вертикальным взлетом в космический аппарат вертикального взлета (далее следуют отличительные признаки),
перед взлетом космического аппарата вертикального взлета и по крайней мере одного заправщика с вертикальным взлетом соединяют космический аппарат вертикального взлета и по крайней мере один заправщик с вертикальным взлетом с помощью по крайней мере одного гибкого средства передачи топлива,
осуществляют совместный взлет космического аппарата вертикального взлета и по крайней мере одного заправщика с вертикальным взлетом с подсоединенным между ними по крайней мере одним гибким средством передачи топлива,
осуществляют указанный совместный синхронный параллельный полет космического аппарата вертикального взлета и по крайней мере одного заправщика с вертикальным взлетом с подсоединенным между ними по крайней мере одним гибким средством передачи топлива. Этот вариант предусматривает использование одного КАВВ и одного ЗВВ и позволяет решить все перечисленные технические задачи. В другом варианте способа доставки грузов в космос непрерывно измеряют количество топлива, расходуемого в полете в космическом аппарате вертикального взлета в единицу времени, данные указанных измерений передают из космического аппарата вертикального взлета в систему управления заправщика с вертикальным взлетом и подают непрерывно из заправщика с вертикальным взлетом в космический аппарат вертикального взлета количество топлива в единицу времени, равное количеству топлива, расходуемому в единицу времени в космическом аппарате вертикального взлета в ходе полета. В этом варианте предусматривается работа с переменной тягой маршевого двигателя КАВВ, если возникает такая необходимость. В другом варианте способа доставки грузов в космос размещают необходимое для доставки груза в космос топливо в баках космического аппарата вертикального взлета и двух, первого и второго, заправщиков с вертикальным взлетом,
обеспечивают на части траектории космического аппарата вертикального взлета совместный синхронный параллельный полет космического аппарата вертикального взлета и двух заправщиков с вертикальным взлетом,
передают в процессе совместного полета космического аппарата вертикального взлета и двух заправщиков с вертикальным взлетом топливо из первого заправщика с вертикальным взлетом в космический аппарат вертикального взлета, а из второго заправщика с вертикальным взлетом в первый заправщик с вертикальным взлетом, (далее следуют отличительные признаки),
перед взлетом космического аппарата вертикального взлета и двух заправщиков с вертикальным взлетом соединяют космический аппарат вертикального взлета и с первым заправщиком с вертикальным взлетом с помощью первого гибкого средства передачи топлива, а первый заправщик с вертикальным взлетом со вторым заправщиком с вертикальным взлетом с помощью второго гибкого средства передачи топлива,
осуществляют совместный взлет космического аппарата вертикального взлета и двух заправщиков с вертикальным взлетом с подсоединенными между ними двумя гибкими средствами передачи топлива, после чего осуществляют указанный совместный групповой параллельный полет космического аппарата вертикального взлета и двух заправщиков с вертикальным взлетом с подсоединенными между ними двумя гибкими средствами передачи топлива. В этом варианте предусматривается использование двух заправщиков, что позволяет:
при тех же размерах заправщиков, что и в случае с одним заправщиком, увеличить высоту подъема и скорость КАВВ, имеющего полные баки с топливом для дальнейшего полета; или
уменьшить размеры заправщиков по сравнению с способом с одним заправщиком при обеспечении той же высоты подъема КАВВ с полными баками, как и в сравниваемом способе. В другом варианте способа доставки грузов в космос
размещают необходимое для доставки груза в космос топливо в баках космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом,
обеспечивают на части траектории космического аппарата вертикального взлета совместный синхронный параллельный полет космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом,
передают в процессе совместного полета космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом топливо из заправщика с вертикальным взлетом в космический аппарат вертикального взлета (далее следуют отличительные признаки),
перед взлетом космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом соединяют космический аппарат вертикального взлета и заправщик с вертикальным взлетом с помощью соединительного троса,
перед взлетом размещают гибкое средство передачи топлива в заправщике с вертикальным взлетом,
осуществляют совместный взлет космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом с подсоединенным между ними соединительным тросом,
втягивают в космический аппарат вертикального взлета соединительный трос с подсоединенным к нему гибким средством передачи топлива так, чтобы один конец гибкого средства передачи топлива остался соединенным с заправщиком с вертикальным взлетом, а другой конец гибкого средства передачи топлива оказался соединенным с космическим аппаратом вертикального взлета,
осуществляют указанный совместный синхронный параллельный полет космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом, причем передачу топлива осуществляют через гибкое средство передачи топлива в процессе полета. В этом варианте предусматривается использование для соединительного троса для соединения КАВВ и ЗВВ перед взлетом. К соединительному тросу прикреплено ГСПТ, что позволяет осуществлять взлет с ГСПТ, укрытым в корпусе ЗВВ, после чего быстро осуществить соединение КАВВ и ЗВВ с помощью ГСПТ. В другом варианте способа доставки грузов в космос
размещают необходимое для доставки груза в космос топливо в баках космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом,
обеспечивают на части траектории космического аппарата вертикального взлета совместный полет космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом,
передают в процессе совместного полета космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом топливо из заправщика с вертикальным взлетом в космический аппарат вертикального взлета, (далее следуют отличительные признаки),
перед взлетом космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом соединяют космический аппарат вертикального взлета и заправщик с вертикальным взлетом с помощью соединительного троса,
размещают ГСПТ в КАВВ,
осуществляют параллельный одновременный взлет космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом с подсоединенным между ними соединительным тросом,
втягивают в ЗВВ соединительный трос с подсоединенным к нему гибким средством передачи топлива так, чтобы один конец ГСПТ остался соединенным с КАВВ, а другой конец ГСПТ оказался соединенным с ЗВВ,
осуществляют указанный совместный полет космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом, причем передачу топлива осуществляют через ГСПТ в процессе полета. В этом варианте предусматривается использование соединительного троса, к которому прикреплено ГСПТ, что позволяет осуществлять взлет с ГСПТ, укрытым в корпусе КАВВ, после чего быстро осуществить соединение КАВВ и ЗВВ с помощью ГСПТ. Далее описываются существенные признаки системы для осуществления способа доставки грузов в космос. В первом варианте система доставки грузов в космос содержит:
космический аппарат вертикального взлета с маршевым жидкостно-реактивным двигателем, топливными баками и грузом, и
заправщик с вертикальным взлетом с маршевым двигателем, по крайней мере одним топливным баком для топлива космического аппарата вертикального взлета и устройством передачи топлива (УПТ) между заправщиком с вертикальным взлетом и космическим аппаратом вертикального взлета (далее следуют отличительные признаки),
по крайней мере одно гибкое средство передачи топлива, которое включено между топливными баками космического аппарата вертикального взлета и заправщика с вертикальным взлетом, причем указанное средство подсоединено до взлета, во время взлета и во время совместного синхронного параллельного полета с возможностью отсоединения в полете. Этот вариант предусматривает использование одного КАВВ и одного ЗВВ и позволяет решить все перечисленные технические задачи. В другом варианте система доставки грузов в космос содержит:
космический аппарат вертикального взлета с маршевым жидкостно-реактивным двигателем, топливными баками и грузом, и
по крайней мере два заправщика с вертикальным взлетом с маршевыми двигателями, топливными баками для топлива космического аппарата вертикального взлета и устройствами передачи топлива между заправщиком с вертикальным взлетом и космическим аппаратом вертикального взлета (далее следуют отличительные признаки),
по крайней мере два гибких средства передачи топлива, которые включены между топливными баками космического аппарата вертикального взлета и по крайней мере двух заправщиков с вертикальным взлетом, причем указанные средства подсоединены до взлета, во время взлета и во время совместного синхронного параллельного полета с возможностью отсоединения в полете. В этом варианте системы предусматривается использование двух заправщиков, что позволяет:
при тех же размерах заправщиков, что и в случае с одним заправщиком, увеличить высоту подъема и скорость КАВВ, имеющего полные баки с топливом для дальнейшего полета; или
уменьшить размеры заправщиков по сравнению с способом с одним заправщиком при обеспечении той же высоты подъема КАВВ с полными баками, как и в сравниваемом способе;
увеличить скорость передачи топлива за счет применения двух УПТ и двух ГСПТ. В другом варианте система доставки грузов в космос содержит:
космический аппарат вертикального взлета с маршевым жидкостно-реактивным двигателем, топливными баками и грузом,
первый заправщик с вертикальным взлетом с маршевым двигателем, по крайней мере одним топливным баком для топлива космического аппарата вертикального взлета и устройством передачи топлива между первым заправщиком с вертикальным взлетом и космическим аппаратом вертикального взлета,
второй заправщик с вертикальным взлетом с маршевым двигателем, по крайней мере одним топливным баком для топлива космического аппарата вертикального взлета и первого заправщика с вертикальным взлетом и устройством передачи топлива между вторым и первым заправщиками с вертикальным взлетом (далее следуют отличительные признаки)
первое и второе гибкие средства передачи топлива,
причем первое гибкое средство передачи топлива включено между топливными баками космического аппарата вертикального взлета и первого заправщика с вертикальным взлетом,
второе гибкое средство передачи топлива включено между топливными баками первого и второго заправщиков с вертикальным взлетом,
и указанные гибкие средства передачи топлива подсоединены до взлета, во время взлета и во время совместного синхронного параллельного полета с возможностью отсоединения в полете. В этом варианте системы предусматривается использование двух заправщиков, что позволяет:
при тех же размерах заправщиков, что и в случае с одним заправщиком, увеличить высоту подъема и скорость КАВВ, имеющего полные баки с топливом для дальнейшего полета; или
уменьшить размеры заправщиков по сравнению с способом с одним заправщиком при обеспечении той же высоты подъема КАВВ с полными баками, как и в сравниваемом способе;
получить выигрыш в энергетике полета за счет отключения второго заправщика на меньшей высоте подъема. В другом варианте система доставки грузов в космос содержит:
космический аппарат вертикального взлета с грузом,
стартовый комплекс со стартовым столом для космического аппарата вертикального взлета,
заправщик с вертикальным взлетом с топливным баком для топлива космического аппарата вертикального взлета,
стартовый комплекс со стартовым столом для заправщика с вертикальным взлетом (далее следуют отличительные признаки),
по крайней мере одно гибкое средство передачи топлива и
средство разделения стартовых комплексов для обеспечения безопасности при авариях,
причем заправщик с вертикальным взлетом и космический аппарат вертикального взлета с помощью указанного гибкого средства передачи топлива соединены между собой до взлета, во время и во время совместного синхронного параллельного полета,
средство разделения стартовых комплексов расположено между стартовым столом космического аппарата вертикального взлета и стартовым столом заправщика с вертикальным взлетом,
причем в указанном средстве разделения имеется паз, проходящий от верхнего основания средства разделения по направлению к Земле до уровня прохождения указанного гибкого средства и имеющий ширину не меньше максимального поперечного размера указанного гибкого средства передачи топлива, которое перед взлетом и во время взлета расположено в указанном пазу. В этом варианте системы предусматривается сохранение частей системы в аварийной ситуации. В другом варианте система доставки грузов в космос содержит:
средство для закрепления указанного паза до взлета и открывания его непосредственно перед взлетом. В этом варианте системы предусматривается усовершенствование предыдущего варианта за счет увеличения степени изоляции комплексов до взлета. В другом варианте система доставки грузов в космос содержит:
космический аппарат вертикального взлета с маршевым жидкостно-реактивным двигателем, топливными баками и грузом, и
заправщик с вертикальным взлетом с маршевым двигателем, по крайней мере одним топливным баком для топлива космического аппарата вертикального взлета и устройством передачи топлива между заправщиком с вертикальным взлетом и космическим аппаратом вертикального взлета (далее следуют отличительные признаки),
гибкое средство передачи топлива, соединительный трос, устройство приема соединительного троса, устройство хранения гибкого средства передачи топлива и соединительного троса, причем
соединительный трос включен между космическим аппаратом вертикального взлета и заправщиком с вертикальным взлетом до взлета, во время взлета и полета и подсоединен к устройству приема соединительного троса и к устройству хранения гибкого средства передачи топлива и соединительного троса, а гибкое средство передачи топлива подсоединено к соединительному тросу с возможностью перемещения гибкого средства передачи топлива между космическим аппаратом вертикального взлета и заправщиком с вертикальным взлетом вместе с соединительным тросом. В этом варианте системы предусматривается быстрое соединение КАВВ и ЗВВ с помощью ГСПТ непосредственно после взлета. В другом варианте системы доставки грузов в космос устройство хранения гибкого средства передачи топлива и соединительного троса расположено в заправщике с вертикальным взлетом, а устройство приема соединительного троса расположено в космическом аппарате вертикального взлета. В этом варианте системы также предусматривается быстрое соединение КАВВ и ЗВВ с помощью ГСПТ непосредственно после взлета, причем гибкое средство передачи топлива и соединительный трос хранятся до полета в ЗВВ. В другом варианте системы доставки грузов в космос устройство хранения гибкого средства передачи топлива и соединительного троса расположено в космическом аппарате вертикального взлета, а устройство приема соединительного троса расположено в заправщике с вертикальным взлетом. В этом варианте системы также предусматривается быстрое соединение КАВВ и ЗВВ с помощью ГСПТ непосредственно после взлета, причем гибкое средство передачи топлива и соединительный трос хранятся до полета в КАВВ. На фиг. 1 и 2 изобретена система доставки грузов в космос (на двух листах); на фиг. 3 система доставки грузов в космос на старте, в полете и после отсоединения ГСПТ; на фиг. 4 сечение сопел маршевого двигателя ЗВВ, перпендикулярное его продольной оси; на фиг. 5 циклограмма работы маршевого двигателя ЗВВ, состоящего из нескольких составляющих двигателей; на фиг. 6-8
система доставки грузов в космос, состоящая из КАВВ и двух ЗВВ, подсоединенных к КАВВ (на трех листах); на фиг. 9-11 система доставки грузов в космос, состоящая из КАВВ и двух ЗВВ, соединенных последовательно (на трех листах); на фиг. 12 система доставки грузов в космос со стартовыми комплексами КАВВ и ЗВВ (средство разделения стартовых комплексов показано в разрезе); на фиг. 13 система доставки грузов в космос (вид сверху на КАВВ и ЗВВ, находящиеся на старте); на фиг. 14 средство разделения стартовых комплексов (вид сбоку, показано сечение ГСПТ); на фиг. 15 средство разделения стартовых комплексов со средством для закрывания паза в средстве разделения стартовых комплексов (вид сбоку, показано сечение ГСПТ); на фиг. 10 фрагмент системы доставки грузов в космос с использованием соединительного троса. На фигурах приняты следующие обозначения: 1 КАВВ; 2 маршевый ЖРД КАВВ; 3 баки КАВВ для первого компонента топлива; 4 бак КАВВ для второго компонента топлива; 5 груз; 6 топливно -насосный агрегат КАВВ; 7 - трубопроводы для подачи топлива к маршевому двигателю КАВВ; 8 ЗВВ; 9 - маршевый двигатель (МД) ЗВВ; 10 бак ЗВВ для первого компонента топлива; 11 - бак ЗВВ для второго компонента топлива; 12 топливно-насосный агрегат МД ЗВВ; 13 трубопроводы для подачи топлива к МД ЗВВ; 14 УПТ; 15 трубопроводы для подачи топлива от топливных баков ЗВВ к топливным бакам КАВВ; 16 ГСПТ; 17 - рулевые двигатели; 18 топливные разъемы; 19 топливные вентили; 20 сечение сопел МД ЗВВ, перпендикулярное его продольной оси; 21 продольная ось МД ЗВВ; 22 первая пара составляющих двигателей МД ЗВВ; 23 вторая пара составляющих двигателей МД ЗВВ; 24 третья пара составляющих двигателей МД ЗВВ; 25 четвертая пара составляющих двигателей МД ЗВВ; 26 тяга пары составляющих двигателей 22; 27 тяга пары составляющих двигателей 23; 28 - тяга пары составляющих двигателей 24; 29 тяга пары составляющих двигателей 25; 30 первый ЗВВ; 31 второй ЗВВ; 32 первое ГСПТ; 33 второе ГСПТ; 34 - стартовый комплекс КАВВ; 35 стартовый стол КАВВ; 36 линия связи КАВВ; 37 - стартовый комплекс ЗВВ; 38 стартовый стол ЗВВ; 39 центральный пункт управления (ЦПУ); 40 линия связи ЗВВ; 41 средство разделения для обеспечения безопасности; 42 паз в средстве разделения; 43 средство для закрывания паза; 44 соединительный трос; 45 устройство приема соединительного троса; 46 устройство хранения ГСПТ и соединительного троса; 47 замковое устройство ГСПТ; 48 приемное устройство ГСПТ. Способ по данному изобретению осуществляется следующим образом. На фиг. 1 показана система доставки грузов в космос, содержащая КАВВ 1. Под КАВВ в заявке имеется в виду летательный аппарат, имеющий маршевый жидкостно-реактивный двигатель 2, обеспечивающий подъемную силу, позволяющую КАВВ осуществлять вертикальный взлет, набор высоты и скорости в полете. КАВВ имеет также бак 3 для первого компонента топлива и бак 4 для второго компонента топлива. КАВВ несет груз 5 в космос. КАВВ имеет топливно-насосный агрегат 6 и трубопроводы 7 для подачи топлива к маршевому двигателю 2. КАВВ 1 несет груз 5 в космос, и чем меньше затраты на единицу веса груза и чем больше сам груз, тем эффективнее, в общем случае, способ и система доставки груза в космос. Под грузом понимается не только груз, доставленный с Земли в космос, но и устройство для захвата и размещения на КАВВ груза, снимаемого с орбиты. КАВВ может иметь крылья для возможности полета в атмосфере, например, на этапе возвращения на Землю. КАВВ после взлета постепенно переходит на полет по траектории, расположенной под заданным углом к поверхности Земли, выходит за пределы атмосферы в открытый космос, выполняет свое назначение, например, вывод груза (спутника связи и тому подобное) или выполнение каких-то других операций в космосе. Затем осуществляются спуск и горизонтальная посадка КАВВ на Землю с использованием аэродинамических свойств крыльев КАВВ. Может быть использован и вертикальный спуск. Под ЗВВ 8 в заявке имеется в виду летательный аппарат, несущий топливо для заправки КАВВ 1, имеющий маршевый реактивный двигатель 9, обеспечивающий подъемную силу, позволяющую ЗВВ 8 осуществлять вертикальный взлет, набор высоты и скорости в полете. ЗВВ имеет бак 10 для первого компонента топлива и бак 11 для второго компонента топлива. ЗВВ имеет топливно-носоный агрегат 12 и трубопроводы 13 для подачи топлива к маршевому двигателю 9. ЗВВ 8, как и КАВВ 1, может иметь крылья для возможности полета в атмосфере. ЗВВ 8 осуществляет взлет и полет одновременно и параллельно с КАВВ 1 по части траектории, начинающийся от стартового комплекса до определенной высоты, а затем осуществляется спуск и горизонтальная (или вертикальная) посадка ЗВВ 8 на Землю. В предпочтительных вариантах предложенных способа и системы доставки грузов в космос используется одновременный совместный взлет КАВВ 1. КААВ 1 и ЗВВ 8 с полностью заправленными баками. Сразу же после взлета КАВВ 1 в него с помощью устройства передачи топлива 14 по трубопроводам 15 начинает поступать топливо из ЗВВ 8, взлетающего совместно с КАВВ 1 и соединенного с ним гибким средством передачи топлива 16. Для маневрирования в полете КАВВ 1 и ЗВВ 8 имеют рулевые двигатели 17. ГСПТ 16 подсоединяется к трубопроводам КАВВ 1 и ЗВВ 8 с помощью топливных разъемов 18. В трубопроводах устанавливаются топливные вентили 19 для обеспечения перекрытия трубопроводов. Предложенный способ доставки грузов в космос предусматривает выполнение следующих операций:
1. Размещают груз 5 на КАВВ 1. 2. Размещают необходимое для доставки груза 5 в космос топливо в баках 3 и 4 КАВВ 1 и 10 и 11 ЗВВ 8. При этом возможно применение не одного, а нескольких ЗВВ. Топливо для двигателей 2 и 9 КАВВ 1 и ЗВВ 8 может быть одинаковым, но может быть и разным. В последнем случае ЗВВ 8 имеет отдельный бак (или баки) для топлива КАВВ 1. 3. Перед взлетом соединяют КАВВ 1 и ЗВВ 8 с помощью гибкого средства передачи топлива 16, например, топливного шланга (фиг. 3). Возможно применение не одного, а нескольких ГСПТ, или ГСПТ с несколькими раздельными каналами для топлива. Длина шланга может быть, например, 15-20 м. Поскольку подсоединение ГСПТ 16 осуществляется на Земле, причем время, затрачиваемое на это соединение, строго не лимитируется, обеспечивается необходимое качество соединения (с точки зрения сохранения топлива и соблюдения требований экологии). 4. Осуществляют совместный одновременный взлет КАВВ 1 и ЗВВ 8 с подсоединенным между ними гибким средством передачи топлива 16. Одновременность и синхронность взлета КАВВ 1 и ЗВВ 8 обеспечивают целостность подсоединенного между ними ГСПТ 16, длина которого должна быть не меньше расстояния между местами подключения ГСПТ к КАВВ 1 и ЗВВ 8. 5. Обеспечивают на части траектории КАВВ 1 совместный синхронный параллельный полет КАВВ 1 и ЗВВ 8. 6. Передают в процессе совместного полета КАВВ 1 и ЗВВ 8 топливо из ЗВВ 8 в КАВВ 1. Топливо из ЗВВ 8 поступает в баки 3 и 4 КАВВ 1. При этом в двигателе 2 КАВВ 1 сжигается количеством топлива, равное передаваемому из ЗВВ 8, а бак 3 и 4 КАВВ 1 остаются полными до окончания совместного полета. 7. Отсоединяют гибкое средство передачи топлива 16 после окончания передачи из ЗВВ 8 в КАВВ 1. Отсоединение ГСПТ 16 содержит ряд операций, необходимых для того, чтобы в космос не попала часть перекачиваемого топлива. К таким операциям относятся, например, продувка ГСПТ 16, если топливо токсичное, инертными газами, перекрытие клапанов, обеспечивающих герметизацию ГСПТ 16, и трубопроводов КАВВ 1 и ЗВВ 8. Отсоединение ГСПТ 16 производят, в большинстве случаев, от КАВВ 1, после чего ГСПТ 16 забирается в ЗВВ 8 и с последним возвращается на Землю. Но возможно варианты, например, отсоединение ГСПТ 16 и от КАВВ 1, и от ЗВВ 8. 8. Прекращают совместный полет КАВВ 1 и ЗВВ 8, у которого закончилась передача топлива. После этого ЗВВ 8 возвращается на Землю, а КАВВ 1 продолжает полет, начиная тратить топливо на собственных, полных к моменту завершения совместного полета с ЗВВ 8, баков. В предпочтительном варианте осуществления способа доставки грузов в космос КАВВ 1 осуществляет полет с постоянным ускорением, так как масса КАВВ 1 при совместном полете не изменяется, а тягу маршевого двигателя 2 желательно поддерживать максимальной. ЗВВ 8 при этом должен летать с той же скоростью и с тем же ускорением, что и КАВВ 1. Но масса ЗВВ 8 быстро уменьшается за счет сгорания топлива в КАВВ 1 и ЗВВ 8. Поэтому тяга маршевого двигателя 9 ЗВВ 8 должна постоянно уменьшаться. Ясно, что маршевый двигатель 9 ЗВВ 8 должен позволять производить глубокую регулировку тяги. Для этого МД 9 ЗВВ 8 может, например, содержать несколько составляющих двигателей. На фиг. 4 изображено сечение сопел 20 МД 9 ЗВВ 8, перпендикулярное продольной оси 21 МД 9 ЗВВ 8. Составляющие двигатели (22, 23, 24 и 25) предпочтительно представляют собой симметричные относительно продольной оси 21 МД 9 ЗВВ 8 пары, имеющие разные тяги P1, P2, P3, P4, (26, 27, 28, 29, фиг. 5). На фиг. 5 показана циклограмма тяг составляющих двигателей, причем через P1max, P2max, P3max и P4max обозначены максимальные тяги первой, второй и т.д. пар составляющих двигателей, а через P1min, P2min, P3min и P4min обозначены минимальные тяги составляющих пар двигателей. При взлете включают все составляющие двигатели на максимальную тягу. Затем уменьшают тягу P4 до P4min пропорционально уменьшению массы ЗВВ 8. Затем уменьшают тягу P3 таким же образом до значения P3k= P3max-P4min. После этого одновременно выключают скачком тягу третьей пары до P3max. Этот процесс повторяют до тех пор, пока не останется включенной только первая пара составляющих двигателей, причем ее тягу уменьшают до P1min. Таким образом, пределы регулировки тяги МД 9 от P1max+P2max+P3max+P4max до P1min. Возможны и другие алгоритмы работы МД 9 с составляющими двигателями. Например, во время взлета в маршевом двигателе 9 ЗВВ 8 включают N составляющих двигателей (СД) так, чтобы тяговое усилие по крайней мере у одного из СД было больше его минимального тягового усилия, в полете постепенно уменьшают тяговое усилие по крайней мере одного СД, пока суммарное уменьшение величины тяговых усилий СД не станет равным величине тягового усилия любого одного или нескольких из включенных СД, который или которые мгновенно отключают, причем одновременно с отключением указанных одного или нескольких СД суммарную величину тягового усилия остальных неотключенных СД увеличивают до величины, равной суммарной величине тягового усилия маршевого двигателя в момент перед отключением указанных одного или нескольких СД, указанную последовательность операций повторяют М раз до тех пор, пока сумма диапазонов плавного изменения тяговых усилий неотключенных (N+1-M) СД не станет меньше величины тягового усилия любого одного из СД. В этом варианте способа предусматривается поочередная плавная и ступенчатая регулировка тяги СД, образующих маршевый двигатель 9 ЗВВ 8. В момент отключения одного из СД тяга других СД регулируется так, чтобы общая тяга маршевого двигателя осталась неизменной. В способе доставки грузов в космос в некоторых случаях предусматривается также использование большего числа заправщиков, например двух, и соответственно большего числа УПТ 14 и ГСПТ 16. При этом каждый из ЗВВ 8 соединяется с КАВВ 1 с помощью соответствующих одного или нескольких ГСПТ 16. ЗВВ 8 могут быть одинаковыми и нести одинаковое количество топлива. Однако возможно использование разного типа ЗВВ (фиг. 6 8). Например, первый ЗВВ 30 может нести один компонент топлива, а второй ЗВВ 31 другой. Первый ЗВВ 30 соединяется с КАВВ 1 с помощью первого ГСПТ 32, а второй ЗВВ 31 соединяется с КАВВ 1 с помощью второго ГСПТ 33. При этом по размерам ЗВВ 30 и 31 могут быть разными. Возможен и такой вариант, когда один из ЗВВ несет два компонента топлива, а второй один. При этом размеры ЗВВ могут быть одинаковыми, а ГСПТ 32 и 33 разного типа. Отсоединение ЗВВ 30 и 31 от КАВВ 1 может осуществляться как одновременно, так и поочередно. В остальном этот способ не отличается от вышеописанного варианта. Передачу топлива из ЗВВ в КАВВ можно осуществлять с момента взлета. Это сокращает энергозатраты на "холостой" подъем ЗВВ. Действительно, чем раньше начинается заправка КАВВ из ЗВВ, тем до меньшей высоты ЗВВ будет подниматься по параллельной с КАВВ траектории до окончания заправки (при заданной мощности системы перекачки). С другой стороны, начало перекачки в момент взлета позволяет за счет некоторого увеличения времени заправки КАВВ уменьшить мощность системы перекачки (а, следовательно, ее вес) и уменьшить сечение ГСПТ. Передачу топлива из ЗВВ в КАВВ можно осуществлять в течение всего совместного параллельного полета ЗВВ в КАВВ от момента взлета и до передачи всего заданного количества топлива, а затем отсоединять ГСПТ. Беспрерывность подачи топлива также сокращает энергозатраты на "холостой" подъем ЗВВ. Можно поддерживать постоянной тягу маршевого двигателя КАВВ и непрерывно передавать из ЗВВ в КАВВ топливо, количество которого в единицу времени равно количеству топлива, расходуемому в КАВВ в единицу времени. Возможен вариант способа доставки грузов в космос (фиг. 1 и 2), при котором тяга маршевого двигателя КАВВ 1 не является постоянной. Тогда непрерывно измеряют количество топлива, расходуемое в полете в КАВВ 1 в единицу времени, данные указанных измерений передают из КАВВ 1 в систему управления ЗВВ 8 и подают непрерывно из ЗВВ 8 в КАВВ 1 количество топлива в единицу времени, равное количеству топлива, расходуемому в единицу времени в КАВВ 1 в ходе полета. Топливные баки 3 и 4 КАВВ 1 остаются полными до окончания передачи топлива. Можно устанавливать тягу Pзвв маршевого двигателя 9 ЗВВ 8 в соответствии с соотношением
Pзвв m2
Pкавв/m1,где
Pкавв тяга маршевого двигателя 2 КАВВ 16
m1 масса КАВВ 1 при полных баках 3 и 4,
m2 масса ЗВВ 8 до передачи топлива. Затем после начала передачи топлива можно непрерывно уменьшать тягу Pзвв маршевого двигателя 9 ЗВВ 8 прямо пропорционально уменьшению массы топлива в баках 10 и 11 ЗВВ 8. В другом варианте способа доставки грузов в космос (фиг. 9 11) используются КАВВ 1 и два, первый и второй, ЗВВ 30 и 31, соединенные последовательно, т. е. первый ЗВВ 30 соединен с КАВВ 1, а второй ЗВВ 31 с первым ЗВВ 30. Предпочтительно, чтобы первый ЗВВ 30 передавал топливо в КАВВ 1 с момента взлета. Одновременно второй ЗВВ 31 передает топливо в первый ЗВВ 30. Количество топлива, передаваемое в КАВВ 1, должно компенсировать расход топлива в нем. Количество топлива, передаваемое в первый ЗВВ 30, должно компенсировать расход топлива в нем, причем расход топлива в первом ЗВВ 30 складывается из расхода топлива в КАВВ 1 и непосредственно в самом первом ЗВВ 30. Таким образом, в рассмотренном режиме количество передаваемого из второго ЗВВ 31 топлива больше, чем из первого. Когда второй ЗВВ 31 заканчивает передачу топлива и отключается, КАВВ 1 и первый ЗВВ 30 имеют полные баки и продолжают полет, как и в случае с одним ЗВВ 8. Число "последовательно" соединенных ЗВВ может быть больше двух. В другом режиме количество передаваемого топлива по цепочке ЗВВ постоянно и равно количеству топлива, потребляемому в КАВВ 1. Для простоты будем считать все ЗВВ одинаковыми. При этом последний ЗВВ (самый дальний от КАВВ 1) тратит топливо на свой двигатель и на передачу в ГСПТ, а любой из остальных ЗВВ тратит топливо только на свой двигатель. При отключении самого дальнего ЗВВ все остальные ЗВВ имеют равное количество оставшегося в баках топлива. С этого момента "предпоследний" ЗВВ становится "самым дальним" и процесс повторяется до тех пор, пока последовательно не отключается все ЗВВ. В момент, когда КАВВ 1 остается один, он имеет полностью заправленные баки. Возможна смешанная комбинация "последовательного" и "параллельного" подсоединения ЗВВ к КАВВ 1. Например, к КАВВ 1 могут быть подсоединены симметрично две или больше последовательных цепочек ЗВВ. Такое подключение обеспечит симметричное взаимно уравновешивающееся воздействие потоков топлива на КАВВ 1. В другом варианте способа доставки грузов в космос (фиг. 16) перед взлетом КАВВ 1 и ЗВВ 8 соединяют с помощью соединительного троса 44 (СТ), а не с помощью ГСПТ 16, которое располагают в КАВВ 1, соединяют с топливным баком в КАВВ 1 и прикрепляют к СТ 44. Взлет КАВВ 1 и ЗВВ 8 производят с подсоединенным между ними СТ 44. После взлета втягивают СТ 44 в ЗВВ 8, при этом ГСПТ 16, прикрепленный к СТ 44, соединяется с трубопроводом бака в ЗВВ 8. После окончания передачи топлива из ЗВВ 8 в КАВВ 1 отсоединяют ГСПТ 16 от ЗВВ 8 и с помощью СТ 44 втягивают в КАВВ 1. В другом варианте способа доставки грузов в космос, в отличие от предыдущего варианта, ГСПТ 16 до взлета располагают в ЗВВ 8 и после взлета с помощью СТ 44 соединяют с топливным баком в КАВВ 1. В отличие от вышеописанных вариантов можно все топливо, необходимо для доставки груза в космос, размещать в одном или нескольких ЗВВ, а в КАВВ практически топливо не загружать. В этом случае совместный полет ЗВВ и КАВВ осуществляют вплоть до вывода КАВВ на заданную орбиту. Система доставки грузов в космос, используемая для осуществления всех вариантов (кроме описанного последним) предложенного способа, содержит КАВВ 1 с маршевым жидкостно-реактивным двигателем 2, топливными баками 3 и 4 и грузом 5, а также ЗВВ 8 с маршевым двигателем 9, топливными баками 10 и 11 для топлива космического аппарата вертикального взлета и устройством передачи топлива 14 между ЗВВ 8 и КАВВ 1 (фиг. 1 и 2). Она имеет также ГСПТ 16, которое включено с помощью топливных разъемов 18 между топливными баками 3 и 4 КАВВ 1 и баками 10 и 11 ЗВВ 8 на стартовой площадке до взлета. ГСПТ 16 остается подсоединенным во время взлета и во время дальнейшего совместного синхронного параллельного полета и имеет возможность отсоединения в полете, например, после окончания передачи топлива. В системе могут одновременно использоваться несколько ГСПТ, соединяющих КАВВ 1 и ЗВВ 8. Одно ГСПТ 16 может иметь несколько трубопроводов, например, для передачи нескольких компонентов топлива. КАВВ 1 и ЗВВ 8 могут иметь несколько баков с топливом каждый. КАВВ 1 может иметь, например, число баков, равное числу компонентов топлива. В ЗВВ 8 могут быть отдельные баки для двигателей ЗВВ 8 и баки с топливом КАВВ 1 и ЗВВ 8 имеют обычно используемые системы управления, обеспечивающие им полет по заданным траекториям. ЗВВ 8 может содержать известные устройства для втягивания и хранения ГСПТ 16 после его использования. В системе доставки грузов в космос маршевый двигатель ЗВВ 8 должен иметь достаточно глубокую регулировку тяги. Поэтому он может содержать несколько пар составляющих двигателей, состоящих из одинаковых в паре и расположенных симметрично относительно продольной оси маршевого двигателя 9 ЗВВ 8 и совместно и одинаково регулируемых по тяге составляющих двигателей. Такая симметрия позволяет при одновременном отключении двигателей одной пары сохранять неизменным направление вектора скорости и ускорения ЗВВ 8. При этом предусматривается регулировка тяги маршевого двигателя ЗВВ 8 в значительных пределах, что необходимо в условиях существенного уменьшения массы ЗВВ 8 и неизменности массы КАВВ 1 в ходе их совместного полета. Конечно, в ЗВВ 8 могут быть использованы и другие варианты двигателей с достаточным диапазоном регулирования тяги. В другом варианте система доставки грузов в космос содержит КАВВ 1 и два ЗВВ 30 и 31 (фиг. 6-8). КАВВ 1 имеет маршевый жидкостно-реактивный двигатель 2, топливные баки 3 и 4 и несет груз 5. Два ЗВВ 30 и 31 содержат маршевые двигатели 9, топливные баки 10 и 11 для топлива КАВВ 1 и устройства передачи топлива 14 между ЗВВ 30 и 31 и КАВВ 1. В системе имеются два ГСПТ 32 и 33, которые включены между топливными баками 3 и 4 КАВВ 1 и топливными баками 10 и 11 ЗВВ 30 и 31. Топливный бак одного ЗВВ может содержать первый компонент топлива для КАВВ 1, а топливный бак другого ЗВВ может содержать второй компонент топлива для КАВВ 1 (при этом КАВВ 1 содержит по крайней мере два бака). В другом варианте (фиг. 9-11) система содержит кроме КАВВ 1 первый ЗВВ 30 с устройством передачи топлива между первым ЗВВ 30 и КАВВ 1 и второй ЗВВ 31 с устройством передачи топлива между вторым ЗВВ 31 и первым ЗВВ 30. Система также содержит первое и второе ГСПТ 32 и 33. Первое ГСПТ 32 включено между топливными баками КАВВ 1 и первого ЗВВ 30, а второе ГСПТ 33 включено между топливными баками первого ЗВВ 30 и второго ЗВВ 31. Указанные ГСПТ 32 и 33 подсоединены до взлета, во время взлета и во время совместного синхронного параллельного полета с возможностью отсоединения в полете. Следует отметить, что в системе может быть использовано и большее число ЗВВ, их может быть столько, сколько может быть размещено вокруг КАВВ 1 на стартовой площадке и в полете с учетом длины ГСПТ. К этим ЗВВ, размещенным вокруг КАВВ 1, в свою очередь, могут быть подсоединены другие ЗВВ. При этом могут образовываться различные конфигурации системы. Например, можно включить три ГСПТ, причем два ЗВВ будут соединены между собой и каждый из них с КАВВ 1 (при этом образуется "треугольная" конфигурация системы). Различные конфигурации обеспечивают системе дополнительные свойства, например, более высокую надежность. В другом варианте система доставки грузов в космос (фиг. 12) содержит КАВВ 1, стартовый комплекс 34 КАВВ со стартовым столом 35 для КАВВ 1, ЗВВ 8 с топливным баком 10 для топлива КАВВ 1, стартовый комплекс 37 ЗВВ со стартовым столом 38 для ЗВВ 8, по крайней мере одно ГСПТ 16 и центральный пункт управления 39, соединенный линиями связи 36 и 40 со стартовыми комплексами 34 и 37. ЗВВ 8 и КАВВ 1 с помощью ГСПТ 16 соединены между собой до взлета, во время взлета и во время совместного синхронного параллельного полета до окончания передачи топлива. Стартовый стол 34 КАВВ 1 расположен от стартового стола 38 ЗВВ 8 на расстоянии, меньшем длины ГСПТ 16. Система доставки грузов в космос содержит также средство 41 разделения стартовых комплексов для обеспечения безопасности при авариях, которое расположено между стартовым столом 35 КАВВ 1 и стартовым столом 38 ЗВВ 8. Размеры и прочность средства 41 разделения стартовых комплексов рассчитываются по заданным допустимым избыточным давлениям. В средстве разделения 41 имеется паз 42 (фиг. 12-14), проходящий от верхнего основания средства разделения 41 по направлению к Земле до уровня прохождения гибкого средства передачи топлива 16 и имеющий ширину не меньше максимального поперечного размера гибкого средства передачи топлива 16, которое перед взлетом и во время взлета расположено в пазу 42. В другом варианте (фиг. 15) имеется средство 43 для закрывания паза 42 до взлета и открывания его непосредственно перед взлетом. Это может быть, например, перемещающийся (или отбрасываемый) щит. В этом варианте системы средство разделения 41 (например, стенка) обеспечивает защиту одной из частей системы в аварийной ситуации, возникшей в другой части, например, от взрыва или воспламенения. В двух следующих вариантах система доставки грузов в космос (фиг. 16) содержит КАВВ 1, ЗВВ 8, ГСПТ 16, соединительный трос (СТ) 44, устройство приема 45 СТ, устройство хранения 46 ГСПТ и СТ. Соединительный трос 44 включен между КАВВ 1 и ЗВВ 8 до взлета, во время взлета и полета и подсоединения к устройству приема 45 СТ и к устройству хранения 46 ГСПТ и СТ. ГСПТ 16 подсоединено к СТ 44 с возможностью перемещения ГСПТ 16 между КАВВ 1 и ЗВВ 8 вместе с СТ 44. Таким образом, ГСПТ 16 до взлета не соединяет КАВВ 1 и ЗВВ 8, а находится, например, в КАВВ 1. До взлета между КАВВ 1 и ЗВВ 8 включен только соединительный трос 44. В КАВВ 1 расположено устройство хранения 46 ГСПТ и СТ. В этом устройстве хранятся до взлета в свернутом состоянии ГСПТ 16 и часть СТ 44. ГСПТ 16 подсоединено в КАВВ 1 к топливному баку КАВВ (на фиг. 16 не показан). В ЗВВ 8 расположено устройство приема 45 СТ. В ЗВВ 8 также содержится приемное устройство 48 ГСПТ 16, которое посредством трубопровода соединено с топливным баком ЗВВ 8 (на фиг. 11 трубопровод и бак не показаны). Конец ГСПТ 16, подсоединенного к соединительному тросу 44, имеет замковое устройство 47, предназначенное для сочленения ГСПТ 16 (после взлета) с приемным устройством 48 ГСПТ, находящимся в ЗВВ 8. После взлета ГСПТ 16 соединяет баки ЗВВ 8 и КАВВ 1, а часть соединительного троса 44 хранится в устройстве приема 45 соединительного троса. Устройство приема 45 соединительного троса и устройство хранения 46 ГСПТ и соединительного троса могут быть выполнены в виде барабанов с необходимыми приводами. Замковое устройство 47 ГСПТ и приемное устройство 48 ГСПТ могут быть выполнены как и известные устройства (ловители), используемые для сочленения шлангов при дозаправке самолетов в полете. В другом варианте ГСПТ 16 находится до взлета в находящемся в ЗВВ 8 устройстве 46 хранения ГСПТ и соединительного троса, а устройство приема 45 соединительного троса и приемное устройство 48 ГСПТ находится в КАВВ 1. В системе доставки грузов в космос в КАВВ 1 может отсутствовать топливный бак, при этом весь полет КАВВ 1 происходит за счет топлива, подаваемого из ЗВВ 8. В этом случае ЗВВ сопровождает КАВВ до достижения скорости, достаточной для выхода на заданную орбиту. Для осуществления способа доставки грузов в космос и создания предлагаемой системы важное значение имеют ряд устройства в том числе системы перекачки топлива, двигатели, системы управления, стартовые комплексы. В теоретическом плане проблема перекачки топлива из одного космического летательного аппарата в другой на основе упомянутых выше идей К.Э. Циолковского и М.К. Тихонравова была рассмотрена в нескольких работах, в частности, в статье Л. И. Слабкого "Оптимизация параметров летательного аппарата типа "эскадра ракет" Циолковского с пропорциональным переливом топлива" (Труды 13-х чтений К.Э. Циолковского, Калуга, 1978 г. Секция "Проблемы ракетной и космической техники". В сб. Идеи К.Э. Циолковского и проблемы эффективности ракетно-космических систем. М. 1989. с. 97-103). Ранее эта проблема была рассмотрена в докладе Крокко Г.А. Дозаправка в космосе и проблема многоступенчатости (Crocco G.A. "Le ravitaillement dans l'espace et le probleme des polistades"//The Fourth Astronautical Congrees "Space-Flight Problems", Zurich, 1953. Published by the Swiss Astronautical Society by order of the Internautical Aeronautical Federation. P. 152-160, 221-224). Для практической реализации в предлагаемом изобретении могут быть использованы различные системы перекачки топлива, которые описаны в патентах и другой научно-технической литературе (патенты США NN 5.129.602 и 5.141.181, автор B. Leonard; международная заявка номер WO 86/05158, дата публикации 12.09.86; статься Chandler F.O. "Expendable resupply fluid system design issues"//AIAA papers. 1986. N 1758. P. 1-8; статья Eberhardt R.N. et al "Orbital spacecraft resupply technology"//AIAA papers. 1986. N 1604. P. 1-15; статья Rudland R. et al "Liquid hidrogen pressurization, venting and ressupply in Iow-G"//AIAA papers. 1986. N 1251. P. 1-7; статья Kirkland Z. et al "On-orbit propellant resupply demomstration.//AIAA papers. 1984. - N 1342. P. 1-5). Системы перекачки топлива могут быть реализованы, как описано в книге Саттон Д. Ракетные двигатели. М. Издательство Иностранной Литературы, 1952, с. 200-243, перевод книги Sutton G. Rocket propulsion elements, New York - London, 1949 и в книге Алешкова М.Н. и Жукова И.И. Физические основы ракетного оружия. М. Военное издательство МО СССР, 1965, с. 135-163. В качестве устройства передачи топлива могут быть использованы известные турбонасосные агрегаты (см. упомянутую книгу Саттон Д. стр. 207-233). В качестве гибких средств передачи топлива могут быть использованы известные шланги, применяемые при дозаправке самолетов в воздухе. Такие шланги могут для повышения прочности включать в себя проволочную арматуру и/или металлические кольца. ГСПТ может быть выполнено также в виде шарнирно соединительных отрезков негибких трубопроводов, причем гибкость ГСПТ обеспечивается несколькими степенями свободы движения шарнирных соединений. Устройство подсоединения шлангов к трубопроводам баков могут быть упрощены по сравнению с устройствами, применяемыми при соединении шлангов в полете, так как операция подсоединения ГСПТ в предложенном изобретении производится вручную на Земле. ГСПТ может иметь дистанционно управляемые вентили (клапаны), перекрывающие трубопровод после окончания передачи топлива для того, чтобы не допустить пролива топлива после отсоединения шланга. ГСПТ должно также иметь такие устройства крепления шлангов к трубопроводам баков (топливные разъемы), которые обеспечивают их автоматическое отсоединение. Это могут быть, например, пиротехнические замки или механические замки с соленоидным или другим управлением. Двигатель КАВВ устроен и работает обычным способом, как и в других космических ракетных аппаратах. Подобные двигатели описаны, например, в книге Саттон Д. Ракетные двигатели. М. Издательство иностранной литературы, 1952, с. 141-185. ЖРД описаны также в книге Алешков М.Н. и Жуков И.И. Физические основы ракетного оружия. М. Военное издательство МО СССР, 1965, с. 75-112. Летательные аппараты с ЖРД описаны и в книге Конструкция управляемых баллистических ракет под редакцией А.М. Синюкова и Н.И. Морозова, М. Военное издательство МО СССР, 1969, с. 24-40. Кроме маршевых двигателей, КАВВ и ЗВВ могут иметь рулевые двигатели для маневрирования и стабилизации положения. Такие двигатели описаны, например, в патенте США N 4635885, кл. B 64 G 1/26. Управление двигателями маневрирования и стабилизации может осуществляться, например, способом, описанным в патенте США N 5130931, кл. B 64 G 1/26. КАВВ и ЗВВ имеют обычные системы управления, которые позволяют космическим аппаратам двигаться по заданной траектории с заданными достаточно жесткими допусками на отклонения от нее. Это позволяет осуществлять полет КАВВ и ЗВВ по параллельным траекториям на требуемом расстоянии друг от друга, обеспечивающем безопасное устойчивое движение группы космических летательных аппаратов. Однако в связи с тем, что решается задача свободного перемещения связанных гибкой связью объектов, движущихся с большим ускорением, для надежного обеспечения взаимного заданного расположения КАВВ и ЗВВ могут быть использованы дополнительные средства управления, в том числе, средства определения взаимного положения КАВВ и ЗВВ. Например, для измерения расстояния между КАВВ и ЗВВ могут быть использованы системы типа самолетных радиоальтиметров. Для определения взаимного положения КАВВ и ЗВВ можно, например, использовать систему, описанную в патенте США N 5109345, кл. B 64 G 1/64, которая позволяет получить информацию о взаимном расположении космических летательных аппаратов по нескольким координатам. В полете КАВВ и ЗВВ могут быть использованы системы управления положением и скоростью, описанные в патенте США N 5130931 и N 5140525, кл. B 64 G 1/26, а также в упомянутой выше книге М.Н. Алешкова и И.И. Жукова, с 240-322. Как и известные стартовые комплексы, стартовые комплексы КАВВ и ЗВВ могут содержать следующие виды оборудования: транспортное, подъемно-погрузочное, заправочное, электросиловое, испытательное, средства связи и управления. Кроме того, стартовые комплексы могут содержать укрытия и хранилища и тому подобные инженерные сооружения (см. упомянутую выше книгу М.Н. Алешкова и И.И. Жукова, с. 385-406). За счет того, что вместо запуска жесткой многотонной конструкции многоступенчатой ракеты производится одновременный запуск нескольких относительно небольших ракет, стартовый комплекс упрощается. Стартовые площадки для запуска КАВВ и ЗВВ могут быть автономными, расположенными на сравнительно небольшом расстоянии друг от друга (это расстояние не превышает длины гибкого средства передачи топлива из ЗВВ в КАВВ) и объединены системой Центрального Пункта Управления. Благодаря упрощению стартового комплекса, затраты на создание и эксплуатацию стартового комплекса по предлагаемому изобретению должны быть меньше аналогичных затрат на существующих космодромах. Другим преимуществом стартового комплекса по предлагаемому изобретению, обусловленным тем, что стартовые площадки автономны и невелики, является возможность его быстрого и сравнительно недорогого восстановления после аварий. Стартовый комплекс для предлагаемой системы также отличается от существующих тем, что в нем могут не производиться применяемые в настоящее время на космодромах для запуска тяжелых транспортных ракет операции изготовления и сборки нетранспортабельных модулей ракет, так как КАВВ и ЗВВ должны быть меньше их по размерам и сравнительно легко могут перевозиться обычными транспортными средствами. Работа системы доставки грузов в космос была частично изложена при описании различных вариантов способа доставки грузов в космос. Одновременный взлет и параллельный и синхронный полет КАВВ и ЗВВ может быть обеспечен выбором соответствующих режимов взлета и полета, задающих работу двигателей. Управление взлетом и полетом может быть обеспечено в беспилотном режиме с использованием известных систем управления. К известным системам управления могут быть добавлены системы контроля взаимного расположения летательных аппаратов, используемые, например, при стыковке космических аппаратов. Это различные радиолокационные, лазерные и иные системы, иногда использующие отражающие мишени и тому подобное
Рассмотрим полет КАВВ 1 совместно с одним ЗВВ 8. Данное изобретение в предпочтительном варианте реализует план полета, который может быть разбит на три различных этапа. Первым является этап подготовки к взлету. На этом этапе производятся:
транспортировка КАВВ 1 и ЗВВ 8 на стартовую позицию (фиг. 7),
размещение выводимого в космос груза 5 в КАВВ 1,
заправка баков 3 и 4 КАВВ 1 и баков 10 и 11 ЗВВ 8 топливом,
соединение КАВВ 1 и ЗВВ 8 гибким средством передачи топлива 16. Вторым этапом является взлет КАВВ 1 и ЗВВ 8. На этом этапе производятся:
запуск двигателя 2 КАВВ 1 и двигателя 9 ЗВВ 8,
одновременный взлет КАВВ 1 и ЗВВ 8 со стартовых столов 35 и 38,
совместный полет КАВВ 1 и ЗВВ 8 по параллельным траекториям, причем поддерживается постоянная тяга маршевого двигателя 2 КАВВ 1,
перекачка топлива из ЗВВ 8 в КАВВ 1 с момента взлета (при этом топливо, поступающее из ЗВВ 8, используется для работы маршевого двигателя 2 КАВВ 1, а топливо из баков 3 и 4 КАВВ 1 не используется),
КАВВ 1 и ЗВВ 8 двигаются параллельно до окончания перекачки установленного количества топлива. Оставшегося топлива в баках 10 и 11 ЗВВ 8 должно быть, например, достаточно для его возвращения на Землю, оба бака 3 и 4 КАВВ 1 в этот момент заполнены топливом. Третьим этапом является окончание совместного полета КАВВ 1 и ЗВВ 8, при котором производятся:
прекращение передачи топлива из ЗВВ 8 в КАВВ 1,
отсоединение ГСПТ 16 от КАВВ 1 и закрепление его на ЗВВ 8,
возвращение ЗВВ 8 на место взлета или в другое место с горизонтальной или вертикальной посадкой. Полет КАВВ 1 продолжается до выхода на земную орбиту или в дальний космос. Возвращение КАВВ 1 на Землю производится обычным способом, т.е. вначале производится торможение, а затем аэродинамический полет в атмосфере и горизонтальная или вертикальная посадка на месте взлета или в другом месте. Возможен вариант работы системы, когда тяга маршевого двигателя 2 КАВВ 1 непостоянна, например, когда нужно изменить траекторию полета. В этом случае непрерывно измеряют количество топлива, расходуемое в полете в КАВВ 1 в единицу времени, данные указанных измерений передают из КАВВ 1 в систему управления ЗВВ 8 и подают непрерывно из ЗВВ 8 в КАВВ 1 количество топлива в единицу времени, равное количеству топлива, расходуемому в единицу времени в КАВВ 1 в ходе полета. Более полно работа двигателей описана выше. Конечно, подразумевается, что КАВВ 1 и ЗВВ 8 имеют средства для обеспечения снижения скорости в атмосфере и необходимые средства тепловой защиты. Кроме того, они могут иметь парашютные средства для торможения при посадке. Спуск их может осуществляться по типу спуска ВКС "Буран" или "Спейс-Шаттл". Следует отметить, что прекращение передачи топлива из ЗВВ 8 в КАВВ 1, отсоединение ГСПТ 16 от КАВВ 1, возвращение ЗВВ 8 и КАВВ 1 на место взлета или в другое место с горизонтальной или вертикальной посадкой это операции, которые в некоторых случаях использования способа и системы не обязательны. Так возможен случай, когда и КАВВ 1, и ЗВВ 8 в "связке" направятся в дальний космос, причем передача топлива через ГСПТ 16 будет периодически возобновляться. В другом варианте система доставки грузов в космос содержит КАВВ 1 и два ЗВВ 30 и 31, причем оба ЗВВ могут быть соединены с КАВВ 1. В этом варианте повторяются все рассмотренные выше этапы работы системы с некоторыми изменениями. Перекачка топлива может производиться одновременно из двух ЗВВ 30 и 31 в КАВВ 1, при этом уменьшается необходимый диаметр ГСПТ 16 (по сравнению с вариантом с одним ЗВВ 8). Перекачка топлива может производиться "последовательно", т.е. сначала перекачивает в КАВВ 1 топливо первый ЗВВ 30, а после его отсоединения второй ЗВВ 31. При этом диаметр ГСПТ 16 не уменьшается (по сравнению с вариантом с одним ЗВВ 8), но происходит экономия горючего (по сравнению с вариантом с двумя ЗВВ 8, работающими одновременно, и по сравнению с вариантом с одним ЗВВ 8) за счет более быстрого отсоединения первого ЗВВ 30 и соответственно подъема его на меньшую высоту. В другом варианте система доставки грузов в космос также содержит КАВВ 1 и два ЗВВ, но первый ЗВВ 30 соединен с КАВВ 1, а второй ЗВВ 31 соединен с первым ЗВВ 30. Перекачка топлива также производится "последовательно", т.е. второй ЗВВ 31 сначала перекачивает топливо в первый ЗВВ 30, который тратит это топливо для работы своего двигателя и для передачи топлива в КАВВ 1. После окончания передачи топлива из второго ЗВВ 31, он отключается и первый ЗВВ 30, сохранивший к этому моменту свои баки полными, начинает передавать в КАВВ 1 топливо. Очевидно, что в этом варианте диаметр ГСПТ 16, соединяющего второй ЗВВ 31 с первым ЗВВ 30, должен быть увеличен. Но при этом общий расход топлива на подъем груза может уменьшиться. В варианте воплощения системы, когда используются два или несколько ЗВВ, вес и габариты ЗВВ могут быть уменьшены. Если использовать ЗВВ прежних размеров, запас топлива системы может быть увеличен, что обеспечит КАВВ большую конечную скорость. При работе системы в описанных выше вариантах перекачка топлива может производиться не только с момента взлета, а и через некоторое, достаточно небольшое время. В КАВВ может отсутствовать топливный бак, топливо из ЗВВ при этом подают непосредственно в двигатель КАВВ, начиная с момента взлета и до достижения скорости, достаточной для вывода КАВВ на заданную орбиту или на траекторию его полета в дальний космос. ЗВВ может работать следующим образом: сопровождать КАВВ в дальнейшем полете, оставаться на измененной орбите, лететь по измененной траектории или возвратиться на Землю. Так как в КАВВ топливо отсутствует, то в нем может быть размещен груз больших габаритов и большого веса. В другом варианте воплощения системы, когда КАВВ 1 и ЗВВ 8 соединены до взлета соединительным тросом 44 (фиг. 16), работа системы описана достаточно полно в предыдущих разделах. Так как длина части троса 44, находящейся между КАВВ 1 и ЗВВ 8, может быть увеличена за счет разматывания сравнительно тонкого троса из устройства приема 45 соединительного троса, то при взлете КАВВ 1 и ЗВВ 8 имеют возможность расположения друг относительно друга с большими допусками, чем в случае с соединением КАВВ 1 и ЗВВ 8 до взлета с помощью ГСПТ 16. Затем после установления стационарного режима совместного полета расстояние между КАВВ 1 и ЗВВ 8 стабилизируется и производится их соединение с помощью ГСПТ 16. В этом варианте также обеспечивается большая безопасность ГСПТ 16 при взлете. Система доставки грузов в космос может иметь один стартовый комплекс с двумя стартовыми столами и общим ЦПУ. В другом варианте воплощения системы, когда она включает отдельные для КАВВ 1 и ЗВВ 8 стартовые комплексы 34 и 37 со стартовыми столами 35 и 38, ЦПУ 39 с помощью линий связи 36 и 40 для передачи сигналов управления и измерения обеспечивает согласование момента взлета КАВВ 1 и ЗВВ 8 (одновременность взлета). В другом варианте воплощения системы между стартовым комплексом 34 КАВВ 1 и стартовым комплексом 37 ЗВВ 8 устанавливают средство разделения для обеспечения безопасности 41, например, стенку необходимой прочности, которая увеличивает безопасность КАВВ 1 и ЗВВ 8 и стартовых комплексов при возможных авариях. Размеры и прочность стенки 41 выбраны так, чтобы при взрыве на стартовой площадке, например, ЗВВ 8, стартовая площадка КАВВ 1 и сам КАВВ 1 не были разрушены. Перед взлетом ГСПТ 16 соединяют с КАВВ 1, протягивают через вертикальный паз в стенке 41 и затем подсоединяют к ЗВВ 8. В другом варианте воплощения системы закрывают паз в стенке 41 специальным средством для закрывания паза 43, например, подвижным щитом. Непосредственно перед взлетом щит 43 отодвигают (или отбрасывают), чтобы открыть верхнюю часть паза 42, по которой ГСПТ 16 будет подниматься вместе с КАВВ 1 и ЗВВ 8 при взлете. Для реализации способа доставки грузов в космос могут быть использованы известные и имеющиеся в авиации и космонавтике элементы, в том числе известные ракетные двигатели, УПТ, ГСПТ и т.п. Например, в патенте США N 3100614, НКИ 2440135, 1963 г. описана система дозаправки в полете. Устройство для заправки самолета в полете описано также в патенте США N 3008674, НКИ 244-135, 1961 г. Устройство для автоматической стыковки и расстыковки гидросистем описано в авторском свидетельстве СССР N 185241, кл. B 64 D 39/06, 1966. В патенте США N 5141178, НКИ 244-135А, 1992 г. "Система дозаправки в воздухе" описан барабан для наматывания и разматывания шланга для передачи топлива при стыковке и расстыковке самолета-заправщика. Отсоединение троса с помощью пневмоцилиндра описано в авторском свидетельстве СССР N 453339, кл. B 64 D 3/00. Конечно, известные устройства должны быть приспособлены для выполнения функций конкретной системы, но очевидно, что достигнутый уровень в авиации и космонавтике позволяет уже в настоящее время реализовать предлагаемые способ и систему, причем наличие известных и применимых составных частей позволяет реализовать способ и систему достаточно быстро и с небольшими затратами по сравнению с другими предлагаемыми способами и системами. Таким образом, в предложенном изобретении решены указанные выше технические задачи. Кроме того, в предлагаемом изобретении, как и в прототипе, снижаются затраты на транспортировку грузов в космос:
за счет сокращения расходов на создание инфраструктуры, необходимой для изготовления, транспортировки на стартовую площадку и запуска летательных аппаратов;
за счет уменьшения размеров конструкций, находящихся на стартовой площадке, и уменьшения потерь от их уничтожения в случае аварии. В описанные выше конкретные варианты осуществления изобретения могут быть внесены различные изменения и дополнения, которые очевидны специалистам в данной области техники. Изобретение не ограничивается описанными примерами, могут быть предложены и другие варианты данного изобретения, не выходящие за пределы его объема, определенного формулой изобретения.
Формула изобретения
РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5, Рисунок 6, Рисунок 7, Рисунок 8, Рисунок 9, Рисунок 10, Рисунок 11, Рисунок 12, Рисунок 13, Рисунок 14, Рисунок 15, Рисунок 16
Похожие патенты:
Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано при разработке способов доставки полезного груза на околоземную орбиту твердотопливной ракетой, а также при разработке твердотопливных многоступенчатых ракет
Межорбитальный воздушно-космический аппарат // 2061630
Изобретение относится к космической технике, в частности, к космическим кораблям многократного применения
Изобретение относится к ракетной технике , в частности, к ракетным блокам многоразового использования с применением аэродинамических поверхностей
Ракетный блок многоразового использования // 2053168
Изобретение относится к области ракетной техники, а именно к ракетным блокам многоразового использования, в частности к блокам первых ступеней многоразовых транспортных космических систем "земля - орбита", и может быть использовано практически для ракет-носителей любого класса, но особенно эффективно применение данного изобретения для многоразовых ракет-носителей реализующих программы выведения больших грузопотоков "земля - орбита"
Изобретение относится к ракетной технике, а именно к системам и способам вывода ракет в космическое пространство
Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА), а конкретно к упрочнению конструкции ЛА, и направлено на повышение массы полезного груза и надежности ЛА
Транспортный аппарат // 2017658
Изобретение относится к космическим исследованиям, в частности к транспортным аппаратам, пилотируемым в атмосфере Земли и в космосе
Изобретение относится к космической технике, в частности, к космическим кораблям многократного применения и может быть использовано для осуществления транспортировки полезных грузов с Земли на космические орбитальные объекты и обратно, межорбитальных перевозок и дальних космических рейсов
Космический корабль // 2104230
Изобретение относится к ракетостроению, а в частности, к космическим кораблям
Изобретение относится к космонавтике и касается конструирования космических кораблей многоразового использования
Отсек компонентов дозаправки // 2116227
Изобретение относится к области космической техники, в частности к транспортным космическим кораблям для дозаправки орбитальных станций типа "Мир" в условиях космоса
Изобретение относится к авиационно-космической технике многоразового применения
Изобретение относится к многоразовым космическим транспортным системам для выведения с Земли на орбиту различных полезных грузов
Изобретение относится к космической технике и может быть использовано для транспортировки полезных грузов (ПГ) при создании крупногабаритных орбитальных комплексов
Способ вывода ракеты на околоземную орбиту // 2131831
Изобретение относится к аэрокосмической технике, а именно к выводу ракеты с полезным грузом на околоземную орбиту
