Проектные разработки по освоению околоземного космического пространства, полетам к Марсу и Луне

Многоцелевой орбитальный комплекс

В 1969 году началась разработка орбитальной станции массой около 100 т, выводимой ракетой-носителем Н1. Станция должна была представлять цилиндр диаметром 6 м и длиной 20 м с четырьмя причалами для кораблей "Союз", располагаемыми под углом 30° к продольной оси станции, поэтому она с кораблями имела вид стрелы с оперением. В связи с началом работ над станцией "Салют" проект дальнейшего разви­тия не получил.
Во второй половине 1972 года и первой половине 1973 года ЦКБЭМ совместно со смежными предприятиями были разработаны Технические предложения по многоцеле­вому орбитальному комплексу. Многоцелевой орбитальный комплекс предназначался для решения широкого круга задач в области науки (комплексные астрофизические исследования, фундаментальные научно-технические исследования в условиях космического пространства), народного хозяйства (изучение Земли и природных ресурсов из космоса, управление, навигация, связь, решение задач в интересах лесного, сельского хозяйства, геологии, морского рыболовства и др.), проведения военно-прикладных исследований и решения военных задач.
Многоцелевой орбитальный комплекс включал: околоземную орбитальную систему в составе многоцелевой космической базы станции и автономных космических аппаратов, базирующихся на МКБС; транспортную систему на базе транспортного корабля снабжения, в будущем - систему многократного использования, систему выведения аппаратов на орбиты ИСЗ - систему ракет-носителей; наземный стартовый комплекс; автоматизированную систему управления и поисково-спасательный комплекс. При этом МКБС должна была стать главным звеном орбитальной системы и служить основным местом пребывания экипажа, орбитальным центром управления, базой снабжения и материально-технического обслуживания системы. Самостоятельно функционирующие аппараты объединялись с МКБС единством задач, координацией действий и маневров, а также единой транспортной системой.
Главным требованием при определении основных параметров МОК как орбитальной системы для решения широкого круга задач являлось обеспечение минимальных материальных затрат на его создание и длительную эксплуатацию. Учитывая это требование, были предложены основные технические решения, суть которых сводилась к следующему:
■ уменьшить количество орбитальных объектов без сокращения номенклатуры и объема решаемых задач за счет максимального, по возможности, комплексирования целевой аппаратуры как по принципу "одна и та же задача решается различной аппаратурой", так и "различные задачи решаются аппаратурой, устанавливаемой на одном борту"; выведения основных объектов МОК для решения задач, связанных с наблюдением Земли, на солнечно-синхронные орбиты с наклонением около 97,5°; увеличения времени активного существования объектов МОК до 7-10 лет путем восполнения расходуемых запасов и ремонтно-регламентных работ в условиях полета;
■ сократить потребный грузопоток по трассам "Земля - орбита" и "орбита - орбита" за счет уменьшения количества расходуемых материалов, в частности запасов топлива на поддержание орбиты и длительную ориентацию (в результате использования электрореактивных двигателей), фотопленки и спускаемых капсул для ее доставки (путем передачи целевой информации по радиоканалам и доставки непервоочередной законсервированной информации на Землю транспортными кораблями снабжения), а также за счет использования специальной модификации легкого корабля 7К с манипулятором для межспутниковых перевозок и ремонтно-регламентных работ на автономных модулях с базированием на МКБС;
■ снизить стоимость разработки средств МОК, используя для их создания имеющиеся разработки, унификацию служебных систем и аппаратов для различных модификаций
кораблей одной и той же размерности и т.п. Преемственность между разрабатываемой и предлагаемой материальной частью состояла в том, что на базе корабля 7К-Т с ракетой-носителем типа "Союз", помимо прямого его использования в качестве транспортного корабля, предусматривались беспилотные модификации в виде много­целевых посещаемых модулей; на базе станции 17К с ракетой-носителем "Протон" -модификации модулей обзора, а также выведение МКБС, специальных модулей ракетой-носителем Н1 и специальных аппаратов (с использованием разгонного блока Ср) на геостационарную орбиту;
■ максимально заимствовать из уже существующих и разрабатываемых средств с соответствующим их дооборудованием отдельные составляющие звеньев МОК, такие, как стартовый комплекс, элементы командно-измерительного комплекса и др.;
■ снизить стоимость транспортных перевозок за счет орбитального построения обслуживаемых объектов МОК практически в одной плоскости, совпадающей с плоскостью средней солнечно-синхронной орбиты, и разработки новой экономичной многоразовой транспортной системы, позволяющей выводить объекты и расходуемые материалы на полярные орбиты с наклонением 97,5° и более.
В числе важных особенностей МОК как орбитальной системы, решающей широкий круг задач, следует отметить его гибкость и адаптивность по отношению к программе исследований и решаемым задачам, проявляющиеся в возможности наращивания орбитальной системы без нарушения основных функциональных взаимосвязей, а также ее обновления за счет замены объектов, выполнивших задачу или выработавших свои ресурсы. В качестве многоразового носителя для МОК предлагалась модификация ракеты-носителя Н1, блок А которой использовал комбинированные жидкостные и воздушно-компрессорные двигатели на жидких компонентах топлива водород-кислород. Развертывание МОК предполагалось в два этапа: экспериментальный (наклонение орбиты около 51,5°) и штатный (наклонение орбиты около 97,5°). В мае 1974 года дальнейшие работы по МОК были прекращены в связи с закрытием программы по ракете-носителю Н1.
Разработка технического предложения по МОК была первой в истории отечественной ракетно-космической техники масштабной работой, где к решению разноплановых задач с использованием космической техники был применен системный подход с широким технико-экономическим анализом и оценкой реализуемости. Отдельные технические решения, найденные в процессе работы, были использованы в дальнейшем. Основными исполнителями работ по многоцелевому орбитальному комплексу были: И.Н. Садовский, В.В. Симакин, Б.Е. Черток, В.С. Овчинников, М.В. Мельников, А.П.Абрамов, В.Д. Вачнадзе, В.К. Безвербый, А.А. Ржанов, И.Е. Юрасов, В.С. Ильин, ГА. Долгополое, Н.П. Береснев, К.Б. Иванов, В.С. Ануфриев, Б.Г. Супрун, В.П, Зайцев, Е.А. Штарков, И.В. Гордеев, Б.В. Королев, В.Г Осипов, В.Н. Лакеев, В.П. Бурдаков, А.А. Кочкин.

Проекты полетов человека к другим планетам

Одним из первых проектов по полету человека к планетам Солнечной системы был проект тяжелого пилотируемого межпланетного корабля. В отделе 3 (сектор Г.Ю. Максимова) уже в 1959 году группа энтузиастов разрабатывала тогда еще фантастический проект полета человека к планетам Солнечной системы. Постепенно работа обретала форму проекта, и он стал основой для выбора характеристик перспективной ракеты-носителя Н1.
Ракета Н1 должна была выводить на круговую орбиту корабль с разгонным блоком, который затем переходил на пролетную траекторию мимо Марса, потом, используя гравитационное поле Марса, приближался к Земле, а спускаемый аппарат возвращался на Землю. ТМК имел массу 75 т, длину 12 м, диаметр гермоотсека 6 м, экипаж три человека, общее время полета 2-3 года. Был предусмотрен приборный отсек (он же радиационное убежище для экипажа во время солнечных вспышек), а для обеспечения экипажа пищей - хлорельный реактор. Полет осуществлялся с вращением ТМК вокруг своей оси для обеспечения искусственной силы тяжести.
Основными участниками работ по ТМК были: Г.Ю. Максимов, Л.И. Дульнев, В.К. Алгунов, А.А. Кочкин, А.А. Дашков, В.Н. Кубасов, В.Е. Бугров, Н.Н. Протасов и др.
В 1960 году был предложен проект экспедиции на Марс на космическом корабле с электрореактивными двигателями и ядерным реактором как источником энергии. Корабль собирался на околоземной орбите и затем стартовал в сторону Марса с экипажем из шести человек. Посадочный комплекс на Марс представлял собой поезд на крупногабаритных колесных шасси, который состоял из пяти платформ: платформы с кабиной экипажа с манипулятором и буровой установкой, платформы с конвертопланом для разведочных полетов над Марсом, двух платформ с ракетами (одна запасная) для возвращения экипажа с поверхности Марса на корабль, находящийся на около­марсианской орбите, платформы с силовой ядерной энергоустановкой. Поезд в течение одного года должен был двигаться по поверхности Марса, проводить исследования его поверхности и атмосферы и передавать информацию на корабль, обращающийся по околомарсианской орбите, для ретрансляции ее на Землю. После окончания работ на поверхности Марса экипаж с образцами грунта и другими результатами исследований возвращался на корабль, находящийся на околомарсианской орбите, и затем стартовал к Земле.
В работах по проекту экспедиции на Марс принимали участие: К.П. Феоктистов, Б.А. Адамович, В.В. Молодцов, К.С. Шустин, В.Е. Любинский, В.И. Староверов, Л.А. Горшков, Ц.В. Соловьев и др.
В 1969 году был рассмотрен еще один проект экспедиции на Марс. Марсианский корабль должен был собираться на околоземной орбите с использованием ракеты-носителя Н1М. Марсианский экспедиционный комплекс включал межпланетный орбитальный корабль, в котором размещались экипаж и основные бортовые системы; марсианский посадочный корабль для посадки на поверхность Марса; возвращаемый аппарат для полета к Земле (на нем экипаж спускался на Землю); энергетическую двигательную установку (ядерный реактор) с электрореактивными двигателями. Конструк­ция марсианского корабля должна была представлять собой удлиненную иглу с вынесен­ным для радиационной безопасности реактором и коническим радиатором съема тепла.
Предложенный в 1986 году проект экспедиции на Марс во многом использовал технические решения проекта 1969 года. Основными принципиальными отличиями были введение двух реакторов вместо одного, использование принципов построения систем, отработанных на орбитальных станциях. Этот проект отличала реальность технических решений и повышенный уровень безопасности экипажа. Оригинальное использование двух реакторов позволяло экипажу вернуться на Землю при возникновении нештатных ситуаций на любом участке межпланетной траектории.
В 1989 году был рассмотрен еще один проект экспедиции на Марс, основная особен­ность которого заключалась в том, что предлагалась программа исследования Марса с последовательным наращиванием средств, начиная от автоматов и кончая пилоти­руемой экспедицией. Было предложено вместо ядерного реактора на экспедиционном комплексе применить экологически чистую систему с использованием пленочных солнечных батарей на линейных разворачиваемых фермах, отработанных на станциях "Салют-7" и "Мир". Основные параметры проекта: общее время полета - 2 года, масса корабля - 350 т, экипаж - четыре человека, экипаж на поверхности Марса - два человека, время работы на поверхности Марса - 7 суток.
Экспедицию на Марс планировалось провести в три этапа:
■ первый - отработка принципов марсианского экспедиционного комплекса на модели комплекса, собираемой на станции "Мир" с помощью кораблей "Прогресс". Эта модель направлялась к Марсу с научно-исследовательской аппаратурой массой до 1,3 т;
■ второй - генеральная репетиция пилотируемой экспедиции, в ходе которой солнечный буксир доставлял на поверхность Марса два посадочных аппарата вместо одного, причем на одном из них полностью отрабатывалась схема посадки и возвращения экипажа, а на втором, с несколькими марсоходами (масса около 20 т), проводилось детальное исследование поверхности Марса;
■ третий - пилотируемая экспедиция на Марс.
Несмотря на трудности, которые испытывало ГКБ НПО "Энергия" при сложной экономической ситуации в стране в конце 80-х - начале 90-х годов, работы по такой перспективной, но достаточно отдаленной программе, какой является полет человека на Марс, продолжаются и в настоящее время.
В 1994 году во время обсуждения с директором НАСА Д. Голдиным задач международной станции "Альфа" Ю.П. Семенов рассказал о проектах РКК "Энергия" по полетам человека на Марс и, в частности, о первом этапе программы: создании модульного автоматического аппарата для полета к Марсу, на котором должны быть проверены основные технические решения будущего марсианского корабля. Этот аппарат предполагалось собирать на орбитальной станции "Мир".

Марс-модуль (первый этап на Марс)

Д. Голдин заинтересовался проектом, имея в виду возможность использования этих работ в качестве одной из задач международной станции "Альфа". Он попросил, если это возможно, ознакомить его с материалами по Марс-модулю (такое рабочее название имел проект по первой фазе программы полета человека на Марс). Материалы по Марс-модулю были направлены Д. Голдину за подписями Ю.Н. Коптева и Ю.П. Семенова в 1994 году.
Марс-модуль предназначался для проведения исследований Марса с помощью доставляемой на нем аппаратуры дистанционного зондирования и спускаемых аппаратов с необходимым оборудованием. Масса полезного груза на круговой орбите вокруг Марса составляет 1300 кг. При этом обеспечивается длительность функционирования аппаратуры на орбите Марса более двух лет. При необходимости этот аппарат способен вернуться на околоземную орбиту.
Отличительные особенности Марс-модуля от аналогичных аппаратов:
■ большая масса научной аппаратуры при относительно небольшой стартовой массе;
■ большие энергетические возможности для полезного груза;
■ широкий диапазон выбора дат старта.
Масса аппарата составляла 5500 кг, мощность солнечных батарей 180 кВт.
Сборку аппарата предполагалось проводить на орбитальной станции из блоков, доставляемых грузовыми кораблями "Прогресс". После проведения необходимых испытаний аппарат должен стартовать к Марсу.
С помощью Марс-модуля возможно решение следующих задач по исследованию Марса:
■ исследование климата, поверхности и внутреннего строения Марса с помощью малых станций и малых марсоходов;
■ глобальная фотосъемка поверхности Марса;
■ дистанционное зондирование Марса.
В 1994-1995 гг. в РКК "Энергия" и ИКИ совместно с JPL (США) анализировался проект Mars Together ("Вместе к Марсу"), основанный на идее совместной разработки космического аппарата с солнечной энергоустановкой и ЭРДУ мощностью 30-40 кВт с целью доставки на орбиту Марса радиолокатора бокового обзора.
В качестве первого этапа предлагается демонстрационный запуск аппарата массой 120-150 кг с солнечными батареями площадью до 30 м² и двигательной установкой мощностью до 3 кВт. Цель эксперимента — значительное увеличение высоты орбиты аппарата с непрерывной работой ЭРДУ в течение нескольких сотен часов.


Лунный экспедиционный комплекс

Технические предложения по лунному экспедиционному комплексу были разработаны к концу 1974 года и получили название "Звезда". К этому времени изучение Луны с использованием ракетно-космических средств уже имело свою историю. В 1959 году Советский Союз с помощью аппарата "Луна-3" сфотографировал обратную сторону Луны, а в 1964-1965 гг. США с помощью аппарата "Рейнджер" получили изображение деталей лунного рельефа размерами до нескольких десятков сантиметров на трех небольших участках лунной поверхности. В 1966 году впервые была осуществлена мягкая посадка на поверхность Луны советского аппарата "Луна-9" и были получены изображения лунной поверхности с высоким разрешением, развеяна легенда о лунной пыли, открыт базальтовый состав лунных пород, получены первые данные о гравитационном поле Луны. В 1969-1972 гг. США осуществили шесть пилотируемых полетов на космических кораблях "Аполлон" с высадкой каждый раз двух астронавтов на поверхность Луны, а проведенные ими исследования поверхности Луны и доставленные на Землю образцы лунного грунта значительно расширили познания о Луне. Советский Союз в этот период продолжал исследования Луны с помощью автоматических аппаратов: "Луна-16" доставила образец лунного грунта, "Луноход-1" позволил изучить в селеноморфологическом отношении высокоширотный участок Моря Дождей, "Луна-19" уточнила данные по гравитационному полю Луны, "Луна-20" доставила на Землю образец лунного грунта, "Луноход-2" исследовал поверхность Луны в зоне контакта Лунного моря с материком.
Анализ результатов работ показал, что дальнейшие исследования Луны, которые позволили бы решить принципиально новые задачи в области планетологии, расширить возможности исследования космического пространства, используя при этом Луну как базу, могут быть проведены только при условии создания на Луне постоянно действующего экспедиционного комплекса и наличии на нем постоянно работающих специалистов-исследователей. Это явилось основой для разработки постоянно действующего лунного экспедиционного комплекса и плана его построения на Луне.
Было разработано два варианта экспидиционных комплексов: первый — на базе РН типа "Вулкан", второй — с использованием РН "Энергия".
Для осуществления первого проекта предусматривалось создание сверхтяжелой ракеты-носителя "Вулкан" и соответствующих технических средств лунного экспедиционного комплекса. Грузоподъемность ракеты-носителя на опорную круговую околоземную орбиту высотой 200 км должна была составлять 230 т, что позволяло при одном пуске РН доставить на окололунную орбиту полезный груз массой 60 т и на поверхность Луны полезный груз массой около 22 т.
В общем представлении технические средства лунного экспедиционного комплекса включали экспедиционный и транспортный лунные корабли (главный конструктор К.Д. Бушуев) и средства постоянно действующей базы-станции (главный конструктор И.О. Прудников).

Лунный комплекс 1. Лунный экспедиционный корабль 2. Лабораторно-жилой модуль 3. Луноход 4. Посадочная ступень 5. Ядерная энергетическая установка 6. Лабораторно-заводской модуль Основные характеристики лунного экспедиционного комплекса (выведение на РН " Вулкан") Численность экспедиции, чел. (смена 1 раз в год) Экипаж лунохода, чел. Располагаемая мощность энергоустановок, кВт, не более Масса технических средств на Луне (без посадочных ступеней), т Масса научной аппаратуры и лабораторно-исследовательской базы, т 6 2 300 130 21,5

Основными элементами комплекса, предназначенными для доставки экипажа на Луну, обеспечения его длительного пребывания на поверхности Луны, а также возвращения экипажа на Землю, являлись:
■ лунный экспедиционный корабль, включавший посадочную часть и взлетную возвращаемую на Землю ступень;
■ лабораторно-жилой модуль на три человека как основная база для жизни и работы экспедиции.

Лунный экспедиционный корабль 1. Взлетная ступень 2. Гермокабина 3. Спускаемый аппарат 4. Приборный отсек 5. Двигательная установка взлетной ступени 6. Посадочная ступень 7. Двигательная установка посадочной ступени Основные характеристики лунного экспедиционного корабля Экипаж, чел. Масса корабля в момент посадки на поверхность Луны, т Масса корабля при старте с Луны, т Масса корабля после отлета к Земле, т Масса аппарата, спускаемого на Землю, т Габариты корабля, м: высота база лунного посадочного устройства 3 31 22 9,2 3,4 9,7 11,3

Лабораторно-жилой модуль 1. Шлюзовая камера 2. Санитарно-бытовой отсек 3. Каюты экипажа 4. Лаборатория 5. Хранилище продуктов, камбуз 6. Кают-компания 7. Отсек управления и связи 8. Посадочная ступень Основные характеристики лабораторно-жилого модуля Экипаж, чел. Масса, т В том числе: масса расходуемых элементов, т масса энергоустановки, т Мощность энергоустановки, кВт Объем гермоотсеков, м3 Габариты, м: высота от стыковочного шпангоута ЛПУ диаметр описанной окружности Площадь рабочих помещений, м2 Площадь бытовых помещений, м2 3 21,5 3,1 3,2 8 160 ~9 8 25 35

Для проведения исследований, организации на Луне производства, ведения монтажных и других работ комплекс включал:
■ луноход для проведения исследований на поверхности Луны, включая глубокое бурение в радиусе до 200 км от базы, разгрузочно-погрузочных работ, заглубления ядерной энергетической установки и планировки площадок;
■ лабораторно-заводской модуль как исследовательская база с биотехнической и физико-технической лабораториями и заводом по производству кислорода из лунных пород.
Кроме того, в состав комплекса входили:
■ ядерная энергетическая установка для электропитания всех модулей лунной базы (наряду с этим каждый объект комплекса имел свою автономную энергоустановку);
■ транспортный корабль доставки расходуемых компонентов и материалов, а также технических средств для лунной базы.

Луноход 1 Навесное оборудование (элемент) 2. Пост управления 3. Гермокабина 4. Шлюзовая камера 5. Солнечная батарея 6. Буровая установка 7. Грузовая площадка 8. Самоходное шасси Основные характеристики лунохода Экипаж, чел. Масса, т В том числе: масса расходуемых компонентов на одну экспедицию, т масса энергоустановки, т Продолжительность одной экспедиции, сут Мощность энергоустановки (номинальная), кВт Максимальное удаление от лунного комплекса, км Средняя скорость движения, км/ч Объем гермоотсека, м3 Габариты, м: высота от грунта ширина длина 2 8,2 0,2 2,25 До 12 8 200 5 25 3,5 4,5 8

Лабораторно-заводской модуль 1. Шлюзовая камера 2. Биотехническая лаборатория-оранжерея 3. Отсек кислородного завода 4. Отсек физико-химической лаборатории 5. Посадочная ступень Основные характеристики лабораторно-заводского модуля Исследователь-оператор Масса, т В том числе: биотехнической лаборатории, т физико-химической лаборатории, т завода по производству кислорода, т Объем гермоотсеков, м3 Габариты, м: высота диаметр описанной окружности 1 15,5 0,95 1,92 3,2 100 4,5 8

Таким образом, технические возможности создания в короткие сроки лунного экспедиционного комплекса, которые открывались доставкой на Луну полезного груза массой до 22 т при одном пуске РН с грузом массой до 230 т, позволяли наметить и осуществить обширную программу работ на Луне, включающую исследования в области планетологии, астрофизики, медицины и биологии, производства новых материалов и газов в лунных условиях (в частности, производства кислорода из лунных пород), а также использование Луны в народнохозяйственных целях.

Лунный орбитальный корабль 1. Спускаемый аппарат 2. Приборно-агрегатный отсек 3. Разгонно-тормозная двигательная установка 4. Солнечные батареи	Лунный корабль 1. Взлетная ступень 2. Гермокабина 3. Приборный отсек 4. Двигательная установка взлетной ступени 5. Двигательная установка посадочной ступени
Основные характеристики кораблей
Численность экипажа, чел.: на ОИСЛ на поверхности Луны Продолжительность работы экипажа, сут: на ОИСЛ на поверхности Луны Масса корабля после выведения на ОИСЛ, т Масса корабля в момент посадки на поверхность Луны, т Масса корабля при старте с Луны, т Масса корабля после разгона к Земле, т Масса спускаемого аппарата после приземления, т Габариты, м: высота максимальный диаметр база лунного посадочного устройства ЛОК 2 - 30 - 28,6 - - 11,5 4,9 9,6 5,4 - ЛК - 3 - 5* 29 14,5 8,5 - - 9,8 - 8,4

*Продолжительность может быть увеличена при дополнительной доставке средств длительного пребывания

Лунный экспедиционный комплекс (выведение на базе РН "Энергия" по двухпусковой схеме) 1. Лунный орбитальный корабль (ЛОК) 2. Лунный корабль (ЛК) 3. Луноход (НПО им. С.А. Лавочкина) Основные характеристики лунного экспедиционного комплекса Численность экипажа, чел.: на ОИСЛ (ЛОК) на поверхности Луны (ЛК) Продолжительность работы экипажа, сут: на ОИСЛ (ЛОК) на поверхности Луны (ЛК) Стартовая масса, т Масса полезного груза, выводимого на ОИСЗ, при Нкр = 200 км, i = 50,7°, т Масса, выводимая разгонными блоками В1 и В2 на ОИСЛ, при Hкр = 150км, т 2-5 3 30 12 2340 74 30

Перед началом построения комплекса на Луне предполагалось с помощью автоматических аппаратов разработки НПО им. С.А. Лавочкина провести картографирование, исследование рельефа лунной поверхности и твердости грунта на глубинах до 10 м в выбранном районе создания комплекса. Доставку и развертывание технических средств базы-станции на Луне предполагалось осуществить в три этапа:
■ первый - доставка с помощью трех пусков РН лабораторно-жилого модуля, лунохода, научной аппаратуры, запасов расходуемых компонентов на 1,5 года и лунного экспедиционного корабля с экипажем из трех человек;
■ второй - доставка с помощью двух пусков РН лабораторно-жилого модуля, лунохода открытого типа и лунного экспедиционного корабля с экипажем из трех человек (время выполнения этапа - шесть месяцев);
■ третий - доставка лабораторно-заводского модуля и научной аппаратуры (через три месяца после второго этапа).
Состав экспедиции должен был сменяться один раз в год с одновременным пополнением расходуемых материалов.
Экспертная комиссия проекта лунного экспедиционного комплекса сочла работы по нему неактуальными для текущего момента времени, и на первое место по приоритетности были поставлены работы по созданию многоразовой космической транспортной системы "Буран".
В сложившейся ситуации В.П. Глушко сделал еще одну попытку осуществления лунной экспедиции (был разработан корабельный лунный комплекс с использованием для его выведения на космические орбиты ракеты-носителя "Энергия").
Идея создания лунного экспедиционного комплекса с использованием РН "Энергия" не нашла поддержки и развития в силу тех же причин, по которым были приостановлены работы по лунной базе-станции.
Выполненные в НПО "Энергия" проектные работы по лунным экспедициям (ракетно-космический комплекс Н1-Л3 и комплекс "Звезда") не нашли своего завершения. Однако с исторической и технической точек зрения нельзя умалять их значимости. Вопросы дальнейшего исследования и практического освоения Луны могут быть предметом пристального рассмотрения в недалеком будущем, и результаты уже проведенных работ в той или иной степени могут оказаться при этом весьма полезными.