CC BY
39УДК: 629.786.2.014.18"313" DOI 10.33950/spacetech-2308-7625-2019-2-5-13
космический порт для доставки экипажа на поверхность луны
© 2019 г. макушенко Ю.н., муртазин р.ф., зарубин д.С.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: [email protected]
Успех программы «Международная космическая станция» вдохновил его партнеров совместно рассмотреть возможные шаги в освоении космоса за пределами низкой околоземной орбиты. При этом приоритеты национальных программ партнеров (Луна, Марс, астероиды) оказались различными. Понимание преимуществ продвижения в дальний космос объединенной командой привело всех партнеров к выводу о целесообразности создания окололунной посещаемой (пересадочной) платформы, которая станет Космическим портом и будет способствовать реализации национальных программ.
В настоящее время широко обсуждается концепция Космического порта, расположенного на окололунной вертикальной гало-орбите. Космический порт рассматривается как транспортный узел для поддержки программ освоения дальнего космоса: миссий к Луне, астероидам, Марсу, другим естественным и искусственным объектам за пределами околоземного пространства.
В статье сравниваются схемы доставки экипажа на поверхность Луны с использованием лунного взлетно-посадочного комплекса, базирующегося и обслуживаемого в составе Космического порта. Использование Космического порта значительно снижает временные ограничения при проведении транспортных операций и обеспечивает условия для многоразового использования лунного корабля.
Ключевые слова: окололунная посещаемая платформа, окололунная вертикальная гало-орбита, посадочный модуль, взлетный модуль, многоразовый лунный корабль.
the cislunar spaceport for the crew delivery to the lunar surface
Makushenko Yu.N., Murtazin R.F., Zarubin D.S.
S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:[email protected]
The success of the International Space Station program has inspired the partners to review possible steps in space exploration beyond Low Earth Orbit. The Moon, Mars, or asteroids — the priorities of partners' national programs could be different. Understanding of the deep space exploration viability by the joint team led partners to consideration regarding Cis-Lunar Platform which will become a Spaceport and should facilitate the implementation of the national programs.
At the present time a concept of the Spaceport located on high-elliptical lunar orbit is being widely discussed. The Spaceport is considered to be a transportation hub supporting deep space exploration programs: missions to the Moon, asteroids, Mars and other natural and artificial objects.
Different schemes of crew delivery to the lunar surface using Lunar Lander based and serviced at the Spaceport are compared in the paper. The Spaceport utilization significantly reduces transportation operations time limits and provides conditions for reusable lunar spacecraft implementation.
Key words: Cislunar spaceport, high-elliptical lunar orbit, ascent module, descant module, reusable lunar crew vehicle.
МАКУШЕНКО Ю.Н. МУРТАЗИН Р.Ф. ЗАРУБИН Д.С.
МАКУШЕНКО Юрий Николаевич — главный специалист РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
MAKUSHENKO Yury Nikolaevich — Chief specialist at RSC Energia, e-mail: [email protected]
МУРТАЗИН Рафаил Фарвазович — кандидат технических наук, заместитель руководителя НТЦ - начальник отдела РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
MURTAZIN Rafail Farvazovich — Candidate of Science (Engineering), Deputy Head of STC - Head of Department at RSC Energia, e-mail: [email protected]
ЗАРУБИН Дмитрий Сергеевич — руководитель Центра РКК «Энергия», e-mail: [email protected]
ZARUBIN Dmitry Sergeevich — Head of Centre at RSC Energia, e-mail: [email protected]
1. введение
Полвека назад задача достижения Луны и кратковременного пребывания на ее поверхности успешно решалась учеными и инженерами. Так, в программе «Аполлон» применялась однопусковая схема прямого перелета к Луне с использованием ракеты-носителя (РН) сверхтяжелого класса «Сатурн-5». Все элементы лунного экспедиционного комплекса были однократного использования, а максимальное время пребывания корабля с экипажем на поверхности Луны составляло около трех суток [1]. Подобная схема «экскурсий» на поверхность Луны планировалась и в советской Лунной программе [1]. Расчетное время пребывания на поверхности нашего спутника составляло 6...24 ч.
Сегодня возвращение на Луну связано с решением значительно более сложной задачи: в наиболее интересном для науки районе Луны планируется развертывание Лунной базы, на которой экипажи, сменяя друг друга, смогут работать продолжительное время. Планируется также изучить значительную по площади часть поверхности Луны и обеспечить
возможность использования лунных ресурсов на месте [1]. Такие амбициозные задачи потребуют создания эффективной транспортной системы для доставки экипажей и грузов на поверхность Луны.
В статье рассматриваются роль Космического порта в реализации такой транспортной системы и варианты построения лунного взлетно-посадочного комплекса (ЛВПК), базирующегося на посещаемой платформе. На рис. 1 представлен концептуальный облик такой платформы.
Доклад по данной тематике был с интересом встречен на 68-м Международном астронавтическом конгрессе в сентябре 2017 г. [2].
2. космический порт
Концепция Космического порта позволяет реализовать подход к освоению дальнего космоса, который основан на принципах «вместе» и «шаг за шагом».
Окололунная посещаемая (пересадочная) платформа (ОЛПП) строится из модулей, состав которых на начальной фазе обеспечивает жизнедеятельность и работу международных экипажей в условиях реальной
среды дальнего космоса. Модульный подход оправдал себя в программе МКС [3]. Он позволит упростить доставку элементов, строительство и развитие ОЛПП, расширит возможности для международного сотрудничества.
Рис. 1. Окололунная посещаемая платформа: 1 — пилотируемый транспортный корабль; 2 — инфраструктура для поддержки миссий на Луну; 3 — окололунная инфраструктура на начальной фазе
Задачи ОЛПП на начальной фазе включают отработку широкого спектра технологий, проведение мониторинга и исследований среды.
Основные требования к платформе в начальной (базовой) конфигурации:
• длительное нахождение в окололунном пространстве на орбите с минимальными затратами на поддержание;
• необходимые условия освещенности и радиовидимости с Земли и будущей Лунной базы;
• возможность полета в пилотируемом и беспилотном режимах;
• необходимые энергетические и топливные ресурсы;
• объемы обитания с системами жизнеобеспечения и условиями для физических тренировок;
• достаточное количество портов для стыковки пилотируемых и беспилотных кораблей;
• возможность развития конфигурации путем включения в состав платформы новых элементов.
Использование ОЛПП для полетов на поверхность Луны по сравнению с прямыми схемами позволит:
• снизить требования к ресурсам корабля «Земля - окололунная орбита»;
• обеспечить возможность доставки элементов лунного корабля по частям, в т. ч. межорбитальными буксирами с малой тягой;
• обеспечить сборку, заправку и обслуживание лунного корабля и, следовательно, реализовать его многократное использование.
Развитие ОЛПП на последующих этапах сможет обеспечить поддержку систематических исследований Луны, окололунного пространства, Марса и других областей Солнечной системы. До создания базы на поверхности Луны можно было бы использовать ОЛПП как убежище в нештатных ситуациях.
Предполагается, что ОЛПП даст возможность поддержки национальных целевых программ исследования дальнего космоса.
3. Базовая орбита окололунной посещаемой платформы
Кроме требований, упомянутых в разд. 2 статьи и связанных с минимальными затратами на поддержание орбиты и хорошими условиями освещенности и радиовидимости, базовая орбита для ОЛПП должна обеспечить дополнительно еще ряд требований:
• минимальные программные риски и ограничения по окнам старта к Луне и возвращения на Землю;
• доступ в любую точку на поверхности Луны без изменения схемы перелета;
• широкие возможности для эвакуации с поверхности Луны;
• возможно минимальные требования к грузоподъемности РН для транспортных операций по маршруту Земля -окололунная орбита - Земля.
В работе американских авторов [4] сравнивается выполнение этих требований для ОЛПП на низкой окололунной орбите (НОЛО) и на вертикальной гало-орбите (ВГО). Затраты топлива на поддержание орбиты, выраженные в характеристической скорости, составят ~ 10 м/с в год, в то время как для ОЛПП на НОЛО — ~100 м/с. С точки зрения освещенности на ВГО возможны лишь кратковременные затенения. Радиовидимость
с Землей обеспечивается ортогональным расположением плоскости орбиты по отношению к линии Луна - Земля (рис. 2).
Рис. 2. Окололунная вертикальная гало-орбита
Примечание. Параметры орбиты: Ка - 2 500...4 500 км; Яр~ 75 000 км; Т(период) - 7,38 сут.
Окна старта для полета по маршруту ОЛПП - Земля или Земля - ОЛПП благоприятны с точки зрения расхода топлива: 3-4 дня в неделю, по сравнению с полетами с НОЛО, которые составляют до трех дней в течение лунного месяца [5]. Ограничения на окна старта для полета к ОЛПП и обратно к Земле определяются необходимостью проведения активного гравитационного маневра у Луны, что требует определенного текущего положения ОЛПП на ВГО. Помимо доступности всей поверхности Луны [4], важным фактором являются лучшие, чем для НОЛО, условия срочной эвакуации с поверхности Луны. В противоположность этому, НОЛО без дополнительных и довольно существенных затрат топлива позволяет осуществлять срочную эвакуацию с поверхности Луны на ОЛПП только с полюсов или с экватора Луны при ее расположении на полярной или экваториальной орбитах, соответственно.
В настоящее время ведется поиск других высоких окололунных орбит для размещения ОЛПП. Рассматривается, например, использование высокой круговой орбиты на расстоянии 10 000 км от поверхности Луны. Проведенные оценки этого варианта [6] показывают, что, обладая схожими с ВГО преимуществами по энергетическим затратам на ее достижение при полете от Земли, высокая окололунная круговая орбита является более устойчивой и доступной с точки зрения окон перелетов. Исследования орбит для размещения ОЛПП продолжаются.
Возможно, наиболее важным преимуществом базирования Космического порта на ВГО в настоящее время является снижение требований по грузоподъемности РН, доставляющих экипаж и компоненты лунного экспедиционного комплекса на ОЛПП. Это снижение составляет -15% в сравнении с НОЛО, что дает возможность строить транспортную систему для ОЛПП с использованием ракет меньшей грузоподъемности. ОЛПП в этом случае обеспечивает возможность хранения и обслуживания элементов средств посадки на поверхность Луны и будущей лунной инфраструктуры, а доставка элементов на платформу осуществляется постепенно, по гибкому графику пусков.
Расположение ОЛПП на высоких окололунных орбитах имеет и свои минусы. Недостатком является расположение ОЛПП на более удаленной, чем НОЛО, орбите от поверхности Луны, что потребует увеличения по сравнению с НОЛО затрат времени и топлива на доставку экипажа на ее поверхность.
Посадка экипажа с лунной орбиты на поверхность Луны в программе «Аполлон» и советской лунной программе выполнялась с использованием лунного корабля в виде двухступенчатого ЛВПК. Доставленный на лунную орбиту экипаж пересаживается в кабину ЛВПК. Посадочный модуль (ПМ) ЛВПК обеспечивает торможение и посадку на поверхность Луны, а также является стартовой площадкой для взлетного модуля (ВМ) ЛВПК. Для возвращения с Луны ВМ с экипажем стартует на лунную орбиту, а ПМ остается на поверхности [1]. Для примера в табл. 1 представлены массовые характеристики лунного корабля «Орел» миссии «Аполлон-11» [7].
Таблица 1
массовые характеристики (кг) лунного корабля «орел»
Масса Посадочный Взлетный
лунного модуль модуль
корабля Мп Мс Мт Мп Мс Мт
15 075 10 252 2 035 8 217 4 548 2 181 2 367
Примечание. Мп — полная масса модуля; Мс — сухая масса модуля; Мт — масса топлива.
Располагаемые для перелетов между НОЛО и поверхностью Луны характеристические скорости V составляли на ВМ и ПМ по 2,3 км/с.
В табл. 2 приведены сравнительные оценки потребных значений характеристической скорости Vx для обеспечения миссий с Земли на поверхность Луны с использованием окололунной платформы, находящейся на НОЛО и ВГО, соответственно [8].
Таблица 2
Затраты характеристической скорости Vx при полетах на поверхность Луны с вертикальной гало-орбиты (ВГО) и низкой окололунной орбиты (НОЛО)
Базовая орбита ОЛПП Уж для перелетов, км/с
Земля -ОЛПП ОЛПП -Земля ОЛПП -Луна Луна -ОЛПП
НОЛО 4,2 1,0 2,1 2,0
ВГО 3,7 0,45 2,8 2,7
Примечание. ОЛПП — окололунная посещаемая платформа.
Проведенные сравнительные оценки затрат топлива на миссию экипажа из 2-4 человек с лунной орбиты на поверхность Луны по описанной выше схеме показали, что увеличение массы требуемого топлива при полетах с ВГО по сравнению с НОЛО составляет 25-35%. В этих условиях простое использование ВГО в схеме полета на поверхность Луны не обеспечивает очевидных преимуществ по сравнению со схемой полетов через НОЛО, поскольку приводит к необходимости увеличения массы ЛВПК.
4. Доступ на поверхность Луны с борта Космического порта и с НОЛО
Проведем сравнительный анализ характеристик ЛВПК для достижения поверхности Луны с ВГО и НОЛО. Предположим, что в нашем распоряжении имеется РН, которая обеспечивает доставку на НОЛО полезной нагрузки 20 т, что соответствует грузоподъемности ~80 т на низкой околоземной орбите. За счет меньших затрат Vх для достижения ВГО (табл. 2) эта же РН обеспечивает доставку на эту орбиту на 15% больше полезной нагрузки или, соответственно, ~23 т. Предположим также, что в качестве средства для доставки на НОЛО используется пилотируемый корабль (ПК) массой 20 т. Для парирования нештатных ситуаций, связанных со срочным возвращением на Землю, этот ПК должен обладать энергетикой, которая позволит ему не только выполнить отлетный импульс
величиной ~1 км/с (табл. 2), но и парировать боковое рассогласование из-за отличия оптимальной отлетной траектории и траектории, достигающей Земли. Пусть для этого случая в ПК зарезервировано топливо, обеспечивающее суммарную характеристическую скорость 1,4 км/с. Так как при отлете с ВГО нет необходимости резервировать топливо на срочное возвращение к Земле, то, как показывают расчеты, необходимая масса ПК может быть существенно уменьшена. Расчеты показывают, что за счет снижения массы топлива и сухой массы топливных баков массу ПК можно уменьшить с 20 до 14,4 т.
Чтобы реализовать преимущества, связанные с возможностью использования РН меньшей грузоподъемности, применяют раздельную доставку посадочного и взлетного модулей лунного корабля с их сборкой на ОЛПП. Исходя из уже определенной ранее доставляемой на ВГО массы 23 т, можно считать, что одним пуском РН на орбиту могут быть доставлены «облегченный» до 14,4 т ПК и недозаправленный ВМ ЛВПК суммарной массой до 8,6 т. С помощью второй РН на орбиту ОЛПП будет доставлен ПМ с оставшимся топливом для дозаправки ВМ. Суммарная масса ЛВПК перед началом миссии к Луне в таком случае составит 23 + 8,6 = 31,6 т.
В табл. 3 приведена оценка параметров двухступенчатого ЛВПК для поддержки миссии двух космонавтов на поверхность Луны с ВГО и НОЛО, исходя из условия запуска двух РН описанного выше класса. Сухая масса ВМ приведена с учетом массы экипажа (~200 кг). Для расчета потребного топлива предполагалось, что и ВМ, и ПМ заправляются одним и тем же топливом, которое допускает длительное хранение, а удельный импульс составляет I = 3 250 м/с.
Таблица 3
Характеристики двухступенчатых лунных взлетно-посадочных комплексов для разных орбит
Орбита Модуль Мп, т Мс, т Мт, т Ух, км/с
ВГО ВМ 9,7 4,2 5,5 2,71
ПМ 21,9 3,5 18,4 2,83
НОЛО ВМ 7,7 4,1 3,6 2,04
ПМ 12,3 2,6 9,7 2,15
Примечание. ВГО — вертикальная гало-орбита; НОЛО — низкая окололунная орбита; ВМ — взлетный модуль; ПМ — посадочный модуль. Мп, М, Мт — см. примечание к табл. 1.
Несмотря на значительную разницу в потребной скорости на взлет и посадку ЛВПК с ВГО по сравнению с Н0Л0 (5,5 против 4,1 км/с), сухая масса ВМ без учета экипажа и массы топливных баков будет практически одинаковой и составит ~4,1 т. Это почти в два раза больше, чем масса ВМ лунного корабля «Орел» [7].
Необходимо отметить, что при проектировании миссий на лунную поверхность необходимо стремиться к увеличению размерности герметичного ВМ лунного корабля, как основного фактора, способствующего комфортным условиям для работы экипажа.
Приведенный анализ не является основанием выбора приведенной схемы для практической реализации. В оценках не учтена необходимость включения в состав доставляемых элементов, например, переходника между ПК и ВМ при запуске первой РН, а также массы баков для доставляемого топлива ВМ на второй РН. Однако полученные результаты оставляют поле для поиска практически реализуемых решений.
Важным результатом сравнительных оценок является то, что использование ОЛПП для сборки и обслуживания двухступенчатого ЛВПК с раздельной доставкой ВМ и ПМ на ВГО и использованием дозаправки позволяет обеспечить массу ВМ, сопоставимую с массой ВМ для схем полетов через НОЛO.
5. использование концепции многоразового лунного корабля
Использование ОЛПП, обеспечивающей возможности дозаправки, позволяет рассмотреть концепцию применения одноступенчатого многоразового ЛВПК для полетов на поверхность Луны с ОЛПП и обратно, используя дозаправку топливом, доставляемым РН описанного выше класса. Использование такой схемы потребует запасов топлива, которые обеспечат суммарную скорость ~5,5 км/с. При массе ЛВПК 31,6 т перед отделением от ОЛПП для миссии на поверхность Луны потребуется 26 т топлива. Тогда сухая масса ЛВПК составит только 5,6 т. Сравнение этой оценки с результатами для ВМ двухступенчатого ЛВПК показывает отсутствие преимуществ схемы с одноступенчатым ЛВПК.
С целью повышения сухой массы ВМ используем опыт схемы посадки на Луну,
разработанной для советского проекта Лунной программы Н1-Л3 [1]. В этой схеме основную часть тормозного импульса выполняла дополнительная ступень — разгонный блок Д. На высоте ~4 км этот блок сбрасывался на поверхность Луны, и далее, вплоть до посадки, работала двигательная установка (ДУ) ВМ лунного корабля (рис. 3). На этом участке продольная ось ВМ располагалась вертикально, и в случае нештатной ситуации ВМ выполнял срочный подъем и возвращение на окололунную орбиту. Схема посадки представлена на рис. 4.
Рис. 3. Лунный корабль СССР: 1 — посадочный модуль;
2 — двигательная установка взлетного модуля (блок Е);
3 — кабина пилотов; 4 — блок двигателей ориентации
Взяв за основу этот опыт, можно предложить, чтобы в качестве такой тормозной ступени использовался ракетный блок торможения (РБТ), который может обеспечить исполнение большей части импульса, потребного для достижения поверхности Луны с ВГО. Таким образом, ЛВПК будет состоять из РБТ и многоразового лунного корабля (МЛК).
Рис. 4. Схема посадки на Луну по программе H1-Л3:
1 — включение блока Д на торможение, АУ - 2 200 м/с;
2 — включение ДУ лунного корабля на высоте 4 км, АУ - 100 м/с; 3 — отделение и увод блока Д при У - 115 м/с; 4 — падение блока Д на поверхность Луны;
5 — снижение лунного корабля до высоты 300 м;
6 — возвращение на орбиту при нештатной ситуации в любой точке траектории спуска; 7 — дросселирование ДУ лунного корабля, снижение к выбранной точке посадки; 8 — посадка с возможностью ручного управления
Принято, что запасы топлива РБТ обеспечивают выполнение суммарного тормозного импульса до 2,5 км/с. Оставшуюся часть тормозного импульса и взлет с Луны к ОЛПП (~3 км/с) обеспечивает МЛК.
Для оценки эффективности предложенной схемы посадки МЛК проведем концептуальные оценки для двух вариантов исполнения ДУ РБТ.
Вариант 1: ДУ РБТ заправлена топливом с возможностью, как и для МЛК, длительного хранения с удельным импульсом 3 250 м/с.
Вариант 2: ДУ РБТ заправлена, как и в упомянутом варианте с блоком Д, топливом на основе кислород-керосин с удельным импульсом 3 650 м/с.
Первый вариант удобен с точки зрения гибкого планирования операций, так как позволяет существенно разносить по времени доставку РБТ на ОЛПП и полеты на лунную поверхность. Преимущества второго варианта связаны с использованием более эффективного топлива, что позволит увеличить массу МЛК при одинаковой полной массе ЛВПК перед стартом.
Предполагается, что на ОЛПП уже доставлен многоразовый лунный корабль с сухой массой М, который может после заправки топливом на ОЛПП
совершать экспедиции на поверхность Луны. Таким образом, для обеспечения экспедиции на Луну в первом варианте одним пуском РН сверхтяжелого класса доставляется ПК с экипажем (14,4 т) и топливо Мт1 для МЛК в количестве 7,6 т (принято, что масса бака равна 1 т). Второй пуск сверхтяжелой РН необходим для доставки РБТ на ОЛПП.
Для обеспечения экспедиции на Луну с РБТ по второму варианту во втором запуске сверхтяжелой РН вместе с РБТ уменьшенной массы доставляется дополнительное топливо для МЛК Мт2, что позволит увеличить полную, и, соответственно, сухую массу лунного корабля. В табл. 4 приводятся результаты оценок характеристик МЛК для обоих вариантов.
Таблица 4
характеристики многоразового лунного корабля (млк)
для различных видов топлива, используемого в ракетном блоке торможения (рбт)
Вариант Модуль Мс МТ1, Т Мт2, т Ух, км/с
1 МЛК 5,0 7,6 0 2,99
РБТ 3,5 19,5 2,57
2 МЛК 5,7 7,6 1,3 3,02
РБТ 3,3 18,2 2,52
Если сравнивать результаты из табл. 4 с данными по ЛВПК (табл. 3), то очевидно преимущество МЛК по показателю Мс. Для более точного сопоставления МЛК, двухступенчатых ЛВПК и лунного корабля «Орел» необходимо учесть влияние массы баков как функции от М, массы посадочного шасси как функции полной посадочной массы и т. д. Эта работа может быть проведена на последующих стадиях, но общая тенденция к возможности увеличения герметичного объема МЛК в описанной концепции явно прослеживается.
Выше отмечалось, что использование ОЛПП для полетов на поверхность Луны положительно влияет на надежность программы в целом, однако вопросы парирования нештатных ситуаций на любом этапе полета должны быть предметом отдельных будущих исследований.
Следует вновь подчеркнуть, что представленные концептуальные оценки не являются достаточными для принятия решений, но предлагают поле для проектного поиска возможных эффективных
решений. При этом очевидно, что использование дозаправки МЛК на ОЛПП, а также для ступеней ВМ и ПМ, как рассмотрено в разд. 4 статьи, усложнит и утяжелит практически все элементы транспортной и орбитальной инфраструктур. Однако, получаемое при этом преимущество по снижению требований к грузоподъемности РН и возможность перейти к МЛК смогут при необходимой отработке технологий значительно повысить эксплуатационные характеристики системы, что особенно важно при обеспечении регулярных полетов на поверхность Луны.
На рис. 5 представлена схема организации последовательных экспедиций на поверхность Луны с помощью доставки на ОЛПП РБТ и топлива для дозаправки МЛК.
Рис. 5. Схема полетов на поверхность Луны через окололунную посещаемую (пересадочную) платформу (ОЛПП)
Примечание. МЛК — многоразовый лунный корабль; РБТ —
ракетный блок торможения; ПК — пилотируемый корабль.
6. функции и дооснащение ОЛПП для поддержки лунных миссий
Использование ОЛПП для доступа на поверхность Луны потребует интеграции в платформу многофункционального модуля поддержки лунных миссий и обеспечения следующих функциональных возможностей:
• заправка МЛК и сборка с ракетным блоком торможения;
• проведение проверок и регламентных работ;
• размещение экипажа, прибывшего для выполнения миссий на поверхность Луны;
• хранение и обслуживание грузов, доставляемых на ОЛПП по лунной программе, их перемещение между транспортными кораблями и лунным кораблем.
Такой модуль может быть создан на основе опыта работ по российской станции «Мир» [9] и МКС [10]. Модуль, как и другие элементы лунной инфраструктуры, может быть предметом эффективного сотрудничества между партнерами.
7. Заключение
1. Развертывание Космического порта для программы с долгосрочной целью освоения Луны позволит использовать гибкие схемы перелетов по маршруту Земля - окололунная орбита - Луна и обратно благодаря возможности накопления, сборки и обслуживания элементов и грузов на ОЛПП для поддержки экспедиций на поверхность Луны.
2. Одной из перспективных для размещения окололунной станции рассматривается вертикальная гало-орбита. Ее преимущества связаны с достаточно широкими «окнами» для перелетов по маршруту Земля - окололунная орбита - Луна, условиями освещенности, связи, работы систем терморегулирования, сравнительно низкими расходами топлива на поддержание орбиты, возможностью посадки в любую точку поверхности.
3. Недостатком расположения ОЛПП на достаточно удаленной от поверхности Луны орбите является необходимость увеличения затрат топлива на посадку, однако отчасти это компенсируется уменьшением количества требуемого топлива на полет от Земли к ОЛПП и обратно.
4. Одним из путей повышения эффективности транспортной пилотируемой системы Земля - окололунная орбита - Луна является использование Космического порта совместно с многоразовым лунным кораблем. Значительное улучшение характеристик достигается при этом в случае использования ракетного блока торможения.
Список литературы
1. Луна — шаг к технологиям освоения Солнечной системы / Под науч. ред. Лего-стаева В.П., Лопоты В.А. М.: РКК «Энергия», 2011. 584 с.
2. Makushenko Yu., Murtazin R., Derechin A., Zarubin D., The cislunar spaceport: An effective approach for the crew delivery to the Lunar surface // IAC-17,A5,1,2, 68th International
Astronautical Congress, 25-29 September 2017, Adelaide, Australia.
3. Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва. 1946-1996. М.: РКК «Энергия», 1996. 671 с.
4. Whitley R., Martinez R. Options for staging orbits in cis-lunar space. 2015. Режим доступа: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/ casi.ntrs.nasa.gov/20150019648.pdf (дата обращения 26.02.2019 г.).
5. Murtazin R. Rendezvous missions: From ISS to lunar space station // Acta Astronautica. 2014. V. 101. Рр. 151-156.
6. Makushenko Yu., Murtazin R., Zarubin D., Beglov R, Loupiak D. Orbital spaceport — a new profession for the Earth-orbit space stations // IAC-18, A5,1,11, 69th International Astronautical Congress, 1-5 October 2018, Bremen, Germany.
7. Isakowitz S.J., Hopkins J.P., Hopkins J.B. International reference guide
to space launch systems. 4th ed. AIAA, 2004. 630 p.
8. Ulybyshev Yu. Study of optimal transfers from L2 halo-orbits to lunar surface // 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 4-8 January 2016, San-Diego, CA, USA. AIAA Paper 2016-0480. 15р. DOI: 10.2514/6.2016-0480.
9. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полетов. Часть 1. Исторический обзор // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 12-31.
10. Деречин А.Г., Жарова Л.Н., Синявский В.В., Солнцев В.Л., Сорокин И.В. Международное сотрудничество в сфере пилотируемых полетов. Часть 2. Создание и эксплуатация Международной космической станции // Космическая техника и технологии. 2017. № 2(17). С. 5-28. Статья поступила в редакцию 22.11.2018 г.
Reference
1. Luna — shag k tekhnologiyam osvoeniya Solnechnoi sistemy [The Moon — a step toward the development of the solar system exploration]. Sci. ed. Legostaev V.P., Lopota V.A. Moscow, RSC «Energia» publ., 2011. 584 p.
2. Makushenko Yu., Murtazin R., Derechin A., Zarubin D. The cislunar spaceport: An effective approach for the crew delivery to the Lunar surface. 68th International Astronatical Congress, Adelaide, Australia, 25-29 September 2017, IAC-17,A5,1,2.
3. Raketno-kosmicheskaya korporatsiya «Energiya» imeni S.P. Koroleva. 1946-1996 [S.P. Korolev Rocket and Space Corporation Energia. 1946-1996]. Moscow, RSC «Energia» publ., 1996. 671 p.
4. Whitley R, Martinez R. Options for staging orbits in cis-lunar space. Available at: https://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20150019648.pdf (accessed 11.04.2019).
5. Murtazin R. Rendezvous missions: From ISS to lunar space station. Acta Astronautica, 2014, vol. 101, pp. 151-156.
6. Makushenko Yu., Murtazin R., Zarubin D., Beglov R, Loupiak D. Orbital spaceport -a new profession for the Earth-orbit space stations. 69th International Astronautical Congress, 1-5 October 2018, Bremen, Germany, IAC-18, A5,1,11.
7. Isakowitz S.J., Hopkins J.P., Hopkins J.B. International reference guide to space launch systems. 4th ed. AIAA, 2004. 630 p.
8. Ulybyshev Yu. Study of optimal transfers from L2 halo-orbits to lunar surface. 54th AIAA Aerospace Sciences Meeting, 4-8 January 2016, San-Diego, CA, USA. AIAA Paper 2016-0480. 15p. DOI: 10.2514/6.2016-0480.
9. Derechin A.G., Zharova L.N., Sinyavskiy V.V., Solntsev V.L., Sorokin I.V. Mezhdunarodnoe sotrudnichestvo v sfere pilotiruemykh poletov. Chast' 1. Istoricheskii obzor [International cooperation in manned spaceflight. Part 1. Historical background]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1(16), pp. 12-31.
10. Derechin A.G., Zharova L.N., Sinyavskiy V.V., Solntsev V.L., Sorokin I.V. Mezhdunarodnoe sotrudnichestvo v sfere pilotiruemykh poletov. Chast' 2. Sozdanie I ekspluatatsiya ISS [International cooperation in the sphere of manned flights. Part 2. Development and operation of the ISS]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 2( 17), p. 5-28.
