CC BY
0
СТАТЬИ НА РУССКОМ ЯЗЫКЕ
АВИАЦИОННАЯ И РАКЕТНО-КОСМИЧЕСКАЯ ТЕХНИКА
РАСЧЁТ ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ОСНОВНЫХ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ И МАССОВО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПЕРСПЕКТИВНОЙ МНОГОРАЗОВОЙ ТРАНСПОРТНОЙ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ С КРЫЛАТЫМИ ВОЗВРАЩАЕМЫМИ РАКЕТНЫМИ БЛОКАМИ
Петроченков Сергей Александрович
начальник конструкторской бригады ОКБ им. Сухого,
ПАО «ОАК», РФ, г. Москва E-mail: spetrocenkov5@gmail. com.
CALCULATION OF PRELIMINARY BASIC DESIGN PARAMETERS AND MASS-ENERGY CHARACTERISTICS OF A PROMISING REUSABLE
TRANSPORT AEROSPACE SYSTEM WITH A CRUISE RETURNABLE ROCKET BLOCK
Sergey Petrochenkov
Head of the design team of the EDB Sukhoi,
PJSC "UAC", Russia, Moscow
АННОТАЦИЯ
В статье определяется облик МТКС вертикального старта новой конфигурации с полностью многоразовыми ракетными блоками, возвращающимися на место старта. Представлен расчёт предварительных основных проектных параметров (ОПП), объёмно-габаритных и массово-энергетических характеристик МТКС с крылатым возвращаемыми многоразовыми ракетными блоками (КМРБ). Определяется общий вид, предварительная компоновка, а также тип и количество двигательных установок (ДУ).
ABSTRACT
The article defines the appearance of the MTKS vertical launch of a new configuration with fully reusable rocket blocks returning to the launch site. The article presents the calculation of the preliminary main design parameters, volume-dimensional and mass-energy characteristics of the MTCS with a cruise returnable reusable rocket block (CMRB). The general appearance, preliminary layout, as well as the type and number of propulsion systems are determined.
Ключевые слова: многоразовая транспортная космическая система (МТКС), ракетный блок (РБ), воздушно-космический самолёт (ВКС).
Keywords: reusable space transport system, rocket block, aerospace aircraft.
Введение
Цель статьи состоит в определении облика МТКС вертикального старта новой конфигурации с полностью многоразовыми ракетными блоками, возвращающимися на место старта. Данная МТКС предназначена для выведения космических аппаратов, для снабжения орбитальных систем на орбите Земли и возврат грузов, для снабжения ТЭМ, который разрабатывается для снабжения лунной станции.
Задачей статьи является расчёт предварительных основных проектных параметров (ОПП), объёмно-габаритных и массово-энергетических характеристик МТКС, определение общего вида, предварительной компоновки, а также типа и количества ДУ.
Определение лётно-технических характеристик (ЛТХ).
Для общей оценки возможной схемы реализации МТКС необходимо задать требуемые ЛТХ и другие характеристики, которые будут определять ОПП,
Библиографическое описание: Петроченков С.А. РАСЧЁТ ПРЕДВАРИТЕЛЬНЫХ ОСНОВНЫХ ПРОЕКТНЫХ ПАРАМЕТРОВ И МАССОВО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПЕРСПЕКТИВНОЙ МНОГОРАЗОВОЙ ТРАНСПОРТНОЙ АВИАЦИОННО-КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМЫ С КРЫЛАТЫМИ ВОЗВРАЩАЕМЫМИ РАКЕТНЫМИ БЛОКАМИ // Universum: технические науки : электрон. научн. журн. 2024. 4(121). URL:
https://7universum. com/ru/tech/archive/item/17362
массово-энергетические и объёмно-габаритные параметры. Основными параметрами, на которых нужно остановиться это масса полезной нагрузки и целевая орбита выведения этой полезной нагрузки. Также определяющим параметром будут габариты грузового отсека.
Какую орбиту и массу полезной нагрузки взять за основу? Создавать МТКС для доставки тяжёлых телекоммуникационных спутников на геостационарную орбиту нерационально. Для доставки грузов на низкую околоземную орбиту к орбитальным станциям и производственным комплексам такая система окажется избыточной. Возможно разумным подходом будет ограничение массы полезной нагрузки на круговую орбиту высотой 200 км величиной, равной выводимой ракетами среднего класса, то есть до 20 т. Также нельзя забывать о лунной программе, которая потребует доставку и возврат грузов на Луну и обратно. По расчётам [4] грузовому космическому кораблю с транспортно-энергетическим модулем мощностью 1 МВт с ядерной энергетической установкой и ЭРД для доставки 25 т груза на лунную орбиту понадобится порядка 10 т ксенона. Такой корабль в целях безопасности будет стартовать с круговой орбиты высотой 800 км. Соответственно на круговую опорную орбиту нужно будет вывести массу полезной нагрузки больше 10 т, так как потребуется дополнительное топливо для перехода орбитальной ступени с полезным грузом на орбиту высотой 800 км. Такой массы полезной нагрузки должно хватить для снабжения орбитальных комплексов. В свою очередь, как средство выведения такая МТКС будет сопоставима с ракетами-носителями среднего класса Союз-2 (8 т на НОО высотой 200 км), Союз-5 (17 т на НОО высотой 200 км), Ангара-А3 (13 т на НОО высотой 200 км). Создание более грузоподъёмной транспортной системы будет иметь сомнительную экономическую эффективность и целесообразность.
В конечном итоге примем за основные ЛТХ МТКС массу полезной нагрузки 10 т на круговой орбите высотой 800 км наклонением 50°.
Размеры грузового отсека можно принять аналогичными размерам головных обтекателей современных ракет-носителей. Либо принять габариты грузов, которые можно транспортировать железнодорожным транспортом или современными транспортными самолётами Ил-76, Ан-124, ограничив длину разумной величиной. В данном случае примем габариты грузового отсека равными 4 м на 4 м по ширине и высоте при длине 8 м. Основная масса космических аппаратов, создаваемых в настоящее время, укладывается в заданные габариты.
Для дальнейших расчётов определим скоростные импульсы для перехода с НОО высотой 200 км сначала на эллиптическую орбиту высотой 200х800 км, а затем на круговую орбиту высотой 800 км. Также не забудем о сходе с круговой орбиты высотой 800 км.
На круговой орбите высотой 200 км скорость полёта равна У1к = 7,8 км/с.
Для перехода на эллиптическую орбиту высотой 200 х 800 км нужно увеличить скорость до значения Уп1.
Уп1 - скорость полёта в перигее эллиптической орбиты 200 х 800 км.
^ = V,
N
2а? км
-2— = 7,968— (1)
а1 + а2 с
а1 - расстояние от центра Земли до круговой орбиты высотой 200 км. а1 = 6570 км
а2 - расстояние от центра Земли до круговой орбиты высотой 800 км. а2 = 7170 км
Величина скоростного импульса для перехода с круговой орбиты высотой 200 км на эллиптическую орбиту высотой 200 х 800 км
Д71 = 7и1 - = 168,48 м/с
(2)
Уа1 - скорость полёта в апогее эллиптической орбиты 200 х 800 км.
= ^
N
2а12
К + а2)а;
= 7,3 км/с (3)
Ук8оо - скорость полёта на круговой орбите высотой 800 км.
^/с800 =
\
— = 7,467 км/с (4)
а2
Величина скоростного импульса для перехода с эллиптической орбиты высотой 200 х 800 км на круговую орбиту высотой 800 км
Д7? = V,
Л800
7а1 = 164,844 м/с (5)
Найдём величину тормозного импульса для схода с орбиты. Для схода с орбиты необходимо перейти на эллиптическую орбиту высотой 100 х 800 км. На высоте 100 км находится условная граница атмосферы.
Уа2 - скорость полёта в апогее эллиптической орбиты 100 х 800 км.
^2 = ^
N
2аз2
(аз + Й2)а;
= 7,217 км/с (6)
а3 - расстояние от центра Земли до круговой орбиты высотой 100 км. а3 = 6470 км
Величина скоростного импульса для перехода с круговой орбиты высотой 800 км на эллиптическую орбиту высотой 100 х 800 км
ДЪ = V,
Л800
7й2 = 249,67 м/с (7)
Рисунок 1. МТКС вертикального старта с крылатыми МРБ
Схема старта, полёта и посадки
Данная МТКС состоит из двух ступеней. Первая ступень состоит из двух крылатых многоразовых ракетных блоков (КМРБ), а вторая ступень - это аппарат аэродинамической схемы «несущий корпус», который одновременно является и орбитальной ступенью. КМРБ располагаются по бокам относительно второй ступени. ЖРД первой ступени размещаются на КМРБ. Вместо двух КМРБ может использоваться и один, который соответственно будет нести все ЖРД первой ступени и будет в два раза больше. ЖРД второй ступени размещаются на орбитальном аппарате. Для стабилизации полёта МТКС схемы «пакет» маршевые ЖРД первой ступени необходимо отклонить от вертикальной оси для компенсации момента сил от веса второй ступени с учётом стартовой перегрузки. Либо включить в работу на старте ЖРД второй ступени в режиме дросселирования. После окончания работы первой ступени КМРБ отделяются. После отделения блоки двигаются по инерции, входят в атмосферу и выполняют разворот в сторону места
посадки. Далее разворачивается крыло, которое при запуске находится в сложенном состоянии, и запускаются турбореактивные двигатели КМРБ, с помощью которых блоки перемещаются к месту старта и выполняют посадку на ВПП. После отделения КМРБ запускаются ЖРД второй ступени орбитального аппарата. Далее вторая ступень выходит на орбиту и начинает выполнять поставленные полётные задачи. После выполнения всех задач на орбите аппарат выдаёт тормозной импульс, необходимый для схода с орбиты, и входит в атмосферу. В атмосфере осуществляется аэродинамическое торможение. При прохождении атмосферы на начальном этапе крылья ВКС находятся в отклонённом на 45° положении для обеспечения снижения воздействия температуры на кромку и нижнюю поверхность крыла, а также для обеспечения устойчивости и управляемости на гиперзвуковой скорости. Перед заходом на посадку крылья переводятся в горизонтальное положение. Посадка орбитальной ступени осуществляется планированием на ВПП в месте старта.
Данная схема МТКС обеспечивает всеазиму-тальность пусков. Не требуются специальные районы падения отделяющихся частей. КМРБ и орбитальную ступень не требуется доставлять к месту старта (если у стартового комплекса есть аэродром). Все элементы многоразовые и не требуется изготовление новых блоков для обеспечения эксплуатации. Но все элементы требуют послеполётного и периодического технического обслуживания.
Особенностью КМРБ является наличие ТРД, который требует дополнительного технического обслуживания. Также на КМРБ должны быть выделены объёмы для размещения баков с керосином для
обеспечения возвращения к месту старта. По сути КМРБ - это самостоятельные летательные аппараты.
Особенностью орбитальной ступени является аэродинамическая схема «несущий корпус». Такая схема выбрана по следующим причинам. Аппарат имеет меньшую массу аэродинамических поверхностей по сравнению с крылатыми аппаратами. Аэродинамическое качество такого ЛА имеет необходимую и достаточную величину для обеспечения посадки на ВПП с требуемым манёвром по дальности и в боковом направлении. Кроме того, преимуществом аппарата с несущим корпусом (в сравнении с крылатым) является менее сложное решение проблемы теплоизоляции конструкции.
Рисунок 2. Схема полёта МТКС
Материалы и методы
Определение основных проектных параметров
Методика расчёта разработана на основании источников [1,2,3].
Для определения относительной конечной массы первой ступени Цк1 решим уравнение
, 1 -
(8)
Начальная перегрузка п1 = 1,8 Конечная скорость первой ступени = 3300 м/с
Скорость истечения газов из ЖРД 1-й ступени с1 = д •у1 = 3234 м/с
Удельный импульс тяги для пары метан-кислород /1 = 330 с
Ускорение свободного падения для Земли д = 9,8 м/с2
Относительная конечная масса первой ступени 0*1 = 0,279
Вычислим удельные конструктивно-массовые характеристики 1 -й ступени
аЛ =■
аТ01 + + асу1
1 + ато1 ас1
Хду1
1 + а.
= 0,107
= 0,013
(9) (10)
Т01 "-С1
аТо1 = 0,05 = 0,02 асу1 = 0,0125 ас1 = = 0,282 уду1 = 0,01
Вычислим относительную массу полезной нагрузки 1 -й ступени
1
0пн1 =
1 — ал
(0к1 — «1 — /^щ) = 0,166 (11)
Для определения относительной конечной массы второй ступени Цк2 решим уравнение
(12)
Начальная перегрузка п2 = 1,8
Конечная скорость второй ступени
= 4500 м/с
Скорость истечения газов из ЖРД 2-й ступени С2 = а 72 = 4606 м/с
Удельный импульс тяги для пары водород-кислород /2 = 470 с
Ускорение свободного падения для Земли
д = 9,8 м/с2
Относительная конечная масса второй ступени Мк2 = 0,292
Вычислим удельные конструктивно-массовые характеристики 2-й ступени
ато2 + аст2 + асу2 „„.,-,
Й9 = ——-у- = 0,142 (13)
1 + аТ02 аС2
КДУ2
1 + ато2 ас2
= 0,021 (14)
ато2 = 0,1 aff2 = 0,02 асу2 = 0,0125 аС2 =
= 0,168 Уду2 = 0,02
Вычислим относительную массу полезной нагрузки 2-й ступени
1
Мпн2
1-й,
Ок2 - «2 - /М2) = 0,13 (15)
Определение массово-энергетических характеристик
Найдём массу второй ступени
Мпн
М02 = = 91,8 т
Мпн2
(16)
Масса полезной нагрузки с учётом топлива для орбитального маневрирования Мпн = 11,9 т Вычислим массу первой ступени
М02
М01 = —^ = 553,2 т
Мпн1
(17)
Вычислим массу топлива РБ второй ступени
ШТ2 = М02 (1 - Мк2) = 65 т (18) Вычислим конечную массу РБ второй ступени
™к2 = Мо2(Мк2 - Мпн2) = 14,9 т (19) Вычислим массу топлива РБ первой ступени
шТ1 = М01(1 - ,мк1) = 398,9 т (20)
Вычислим конечную массу РБ первой ступени ^к! = Мо1(^к1 - Мпн1) = 62,5 т (21)
Масса топлива для возвращения к месту старта РБ первой ступени
-¿1
ШТС = шк1 (1 - е"рд-К ) = 4,5 т
(22)
Массовое соотношение керосина и окислителя ТРД КМРБ К=10
Скорость КМРБ при возвращении v = 200 м/с2 Удельный импульс ТРД КМРБ Руд = 3000 с Дальность свободного падения КМРБ от места старта
U =
vKi sin 20
а
= 452000 м (23)
Угол наклона траектории КМРБ б~12° Начальная масса орбитальной ступени
™вксо = М02 = 91,8 т (24)
Масса орбитальной ступени на орбите
^вксорб = ™к2 + Мпн = 26,8 т (25)
Масса орбитальной ступени перед сходом с орбиты
™вкск = ™к2 = 14,9 т
Начальная масса двух КМРБ
т.
мрб0
= М01 - М02 = 461,4 т
(26)
(27)
Конечная масса двух КМРБ (после посадки на ВПП)
^мрбк = ^мрбо - ™Т1 - ™тс = 58 т (28) Общая тяга ДУ первой ступени
Р1 = П1М01 = 995,8 тс (29)
Количество ДУ первой ступени Р
Пдв1 = — = 3,98~4
(30)
Тяга одного ДУ (РД-182) первой ступени ^ = 250 тс
Общая тяга ДУ второй ступени
Р2 = П2М02 = 165,3 тс (31)
Количество ДУ второй ступени Р
пдв2 = р = 3
(32)
Тяга одного ДУ (РД-0150) второй ступени
= 55 тс
Далее вычислим массу топлива необходимую для перехода орбитальной ступени с низкой круговой орбиты высотой 200 км на круговую орбиту высотой 800 км и с последующим сходом с этой орбиты.
Вычислим относительную массу топлива для перехода с круговой орбиты высотой 200 км на эллиптическую орбиту с апогеем 800 км
1
ДШ1 = 1—0,036
е^/2
(33)
Масса топлива для перехода на эллиптическую орбиту
^Т1орб = Д™1 • ^вксорб = 0,96 т (34)
Вычислим относительную массу топлива для перехода с эллиптической орбиты с апогеем 800 км на круговую орбиту высотой 800 км
1
ДШ2 = 1 — -д^; = 0,035
е^/2
(35)
Масса орбитальной ступени на эллиптической орбите
швксорб2 = швксорб — шТ1орб (36)
Масса топлива для перехода на круговую орбиту высотой 800 км
™Т2орб = Д™2 • ™вксорб2 =0,91 т (37)
Вычислим относительную массу топлива для схода с круговой орбиты высотой 800 км с последующим приземлением
1
ДШз = 1^^= 0,053 (38)
е^/2
Масса орбитальной ступени на круговой орбите
швксорб3 = швксорб2 — шТ2орб — Мпнорб (39)
Масса топлива для схода с круговой орбиты высотой 800 км
^тзорб = Д^з • ^вксорбз = 0,79 т (40)
Общая масса топлива для перехода на орбиту высотой 800 км и последующего схода с неё
шТорб = шТ1орб + шТ2орб + штзорб = 1,87 т (41)
Масса полезной нагрузки на круговой орбите высотой 800 км
Далее вычисляем массовую сводку по системам первой ступени:
Масса топливных отсеков первой ступени
што1 = ато1 • шТ1 = 19,9 т (43)
Масса переходных отсеков первой ступени
™<т1 = • (™Т1 + = 9,2 т (44)
Масса ДУ первой ступени
™ду1 = 7ду1 • Р1 = 9,9 т (45)
Масса системы управления первой ступени
™су1 = ^су1 • (Шт1 + Шк1) = 5,7 т (46)
Масса ТРД для возвращения КМРБ шдуС1 = 1,6 т Масса теплозащиты первой ступени
штз1 = атз1 • шк1 = 1,9 т (54)
Удельная конструктивно-массовая характеристика теплозащиты атз1 = 0,03
Масса топлива для возвращения к месту старта первой ступени
шТС = 4,5 т
Масса топливных отсеков для возвращения первой ступени
^тоС1 = ^то1 • ^ТС = 0,23 т (47)
Масса крыла и других аэродинамических поверхностей первой ступени
™<тС1 = %1 • ™к1 = 9,4 т (48)
Относительная масса крыла и других аэродинамических поверхностей КМРБ аН1 = 0,15
Относительная масса средств возвращения первой ступени
шдуС1 + ШТС + штоС1 + шстС1 + штз1 - _0„ &с1 —-— 0,282
тк
(49)
Вычисляем массовую сводку по системам второй ступени:
Масса топливных отсеков второй ступени
™то2 = ^то2 • ™Т2 = 6,5 т (50)
Масса переходных отсеков второй ступени
= • (™Т2 + ^к2) = 1,6 т (51)
М к = М
пнорб пн
Ш'
Торб
= 10 т
(42)
Масса ДУ второй ступени
™ду2 = Кду2 • Р2 = 3,3 т (52)
Масса системы управления второй ступени
™су2 = «су2 • (™Т2 + ^к2) = 1 т (53)
Масса теплозащиты второй ступени
^тз2 = атз2 • ^к2 = 0,9 т (54)
Удельная конструктивно-массовая характеристика теплозащиты атз2 = 0,06
Масса топлива для возвращения второй ступени
ШТС2 = Штзорб = 0,79 т
(55)
Масса топливных отсеков для топлива торможения второй ступени
™тоС2 = ато2 • ™тс2 = 0,08 т (56)
Масса аэродинамических поверхностей второй ступени
= • ^к2 = 0,75 т (57)
Относительная масса несущих аэродинамических поверхностей для аппарата «несущий корпус» аш = 0,05.
Относительная масса средств возвращения орбитальной ступени
ШТС2 + ШтоС2 + ШстС2 + штз2 га ^гт
ас2 =-= 0,168 (58)
Шк2
Расчёт объёмов и габаритов топливных отсеков ступеней.
Объёмно-габаритные характеристики топливных отсеков первой ступени (КМРБ):
Соотношение компонентов топлива (метан-кислород) первой ступени Кт1 = 3,5
Плотность окислителя первой ступени
Рок1 = 1,14 т/м3
Плотность горючего первой ступени рг1 = 0,47 т/м3
Объём окислителя первой ступени
Шт1 + ШТС КТ1
=
Рок1 1 + Кт1 Объём горючего первой ступени
ШТ1 + ШТС 1
= 275,2 м3 (59)
^ — ■
Рг1 1 + Кт
= 190,7 м3 (60)
Будем считать, что топливные баки имеют цилиндрическую форму со сферическими днищами. Вычислим габариты одного из 2-х КМРБ.
Примем диаметр бака окислителя равным Аж1 = 3,4 м
Площадь поперечного сечения бака окислителя
(61)
F„»i — —0^ = 9,1 м2
4
Длина бака окислителя одного КМРБ
^ок! + р • П Д°ок1 ,, + гок1 ^ок1 ,
¿ок1 — --=-— = 17,9 м (62)
F,
ок1
Примем диаметр бака горючего равным Дг1 = 3,4 м
Площадь поперечного сечения бака горючего
Fn = ^ = 9,1 м2
(63)
Длина бака горючего одного КМРБ
Vri
¿г1 = ■
= 12,8 м (64)
Объёмно-габаритные характеристики топливных отсеков второй ступени:
Соотношение компонентов топлива (водород-кислород) второй ступени Кт2 = 5,5
Плотность окислителя второй ступени
Рок2 = 1,14 т/м3 Плотность горючего второй ступени
рг2 = 0,07 т/м3 Объём окислителя второй ступени
Шт2 + ^ТС2 Кт2
К,к2 = ■
Рок2 1 + Кт2
Объём горючего второй ступени
Шт2 + ^ТС2 1
= 48,8 м3 (65)
Рг2 1 + Кт
= 144,6 м3 (66)
Будем считать, что топливные баки имеют цилиндрическую форму со сферическими днищами. Вычислим габариты бака окислителя.
Примем диаметр бака окислителя равным Дж2 =4 м
Площадь поперечного сечения бака окислителя
^ок2 = = 12,56 м2 (67) Длина бака окислителя второй ступени
^ок2 + ^ок2 • Д>к2
Fm
— 5,7 м (68)
3
г!
2
6
6
Примем диаметр одного из двух баков горючего равным Д.2 = 2,6 м
Площадь поперечного сечения бака горючего
^ = ■
4
= 5,3 м2
(69)
Длина одного из двух баков горючего второй
ступени
¿г2 = --=-— = 15,9 м (70)
^г2
Параметры и характеристики МТКС оптимизируются в несколько этапов до достижения максимальной относительной массы полезной нагрузки.
Результаты и обсуждение
Определение предварительной компоновки и общего вида
Общий вид, компоновка и теоретический контур МТКС (представлены на рисунках 3-8) определён с учётом объёмов компонентов ракетного топлива (КРТ), расположения и габаритов грузового и стыковочных отсеков, типа и количества ДУ, и объёмов БРЭО.
Основные характеристики:
• масса полезной нагрузки на круговой орбите высотой 200 км - 11,9 т;
• масса полезной нагрузки на круговой орбите высотой 800 км - 10 т;
• масса первой ступени - 553,2 т;
• масса второй ступени - 91,8 т;
• конечная масса ракетных блоков первой ступени - 62,5 т;
• конечная масса ракетного блока второй ступени - 14,9 т;
• масса топлива первой ступени - 398,8 т;
• масса топлива второй ступени - 65 т;
• двигательная установка первой ступени -РД-182 (4 шт.);
• двигательная установка второй ступени -РД-0150 (3 шт.);
• компоненты ракетного топлива первой сту -пени - метан/кислород;
• компоненты ракетного топлива второй ступени - водород/кислород.
Рисунок 3. Вид спереди
Рисунок 4. Вид сбоку
г2
Рисунок 5. Вид против
Рисунок 6. Вид по полёту
Рисунок 7. Компоновка КМРБ
Рисунок 8. Компоновка ВКС
Данная схема МТКС является всеазимутальной, не требует отведения специальных районов падения отделяющихся РБ. МТКС использует экологически чистые КРТ. Все элементы являются многоразовыми. КМРБ и орбитальная ступень возвращаются к месту старта, что снижает затраты на поисково-спасательные работы и транспортировку к месту обслуживания и старта. В конструкции МТКС применены разрабатывающиеся перспективные ЖРД и серийный ТРД.
В грузовом отсеке ВКС возможно размещение следующей полезной нагрузки:
• космический аппарат;
• пассажирский модуль;
• грузовой модуль (для доставки на орбитальные комплексы топлива, воды, грузов);
• лабораторный модуль (для автономных исследований в космосе).
Список литературы:
1. Егер С.М., Мишин В.Ф., Лисейцев Н.К. и др. Проектирование самолётов. - М.: Машиностроение, 1983. - 616 с.
2. Мишин В.П., Безвербый В.К., Панкратов Б.М., Зернов В.И. Основы проектирования летательных аппаратов (транспортные системы). - М.: Машиностроение, 2005. - 375 с.
3. Мухамедов Л.П. Основы проектирования транспортных космических систем. - М.: Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2019. - 265 с.
4. Под научной редакцией Легостаева В.П. и Лопоты В.А. Луна - шаг к технологиям освоения Солнечной системы. - М.: РКК «Энергия», 2011. - 584 с.
