CC BY
46УДК 629.784.064.56:523.34
КОНЦЕПЦИЯ УСКОРЕННОГО СОЗДАНИЯ УНИФИЦИРОВАННОГО ТРАНСПОРТНОГО МОДУЛЯ НА БАЗЕ ЭЛЕКТРОРАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ КМ-10
© 2022 г. Кошлаков В.В., Архангельский Н.И., Ловцов А.С., Нестеров В.М., Шашков А.С., Кравченко Д.А.
Акционерное общество «Государственный научный центр Российской Федерации «Исследовательский Центр имени М.В. Келдыша» (АО ГНЦ «Центр Келдыша») Онежская ул., 8, г. Москва, Российская Федерация, 125438, e-mail: [email protected]
В статье представлена концепция ускоренной, двухэтапной разработки унифицированного транспортного модуля на базе электроракетного двигателя холловского типа КМ-10, способного работать на различных режимах по напряжению и мощности электропитания. На первом этапе на базе эксплуатируемой спутниковой платформы, снабжаемой двумя двигателями КМ-10, создаётся малоразмерный прототип транспортного модуля энерговооружённостью ~15 кВт для проведения космического эксперимента. На втором этапе модифицированием прототипа транспортного модуля путём увеличения числа двигателей и замены штатных солнечных батарей платформы на новые, более мощные гибкие батареи, апробированные в космическом эксперименте, создаётся унифицированный транспортный модуль энерговооружённостью ~50 кВт как средство энергодвигательного обеспечения для эффективного решения широкого круга задач в околоземном пространстве. Показано, что такой модуль, используемый в комплексе с ракетами-носителями среднего и тяжёлого классов, может обеспечить значительно меньшую удельную стоимость доставки полезных грузов на окололунную орбиту по сравнению с традиционными средствами на базе жидкостных ракетных двигателей.
Ключевые слова: электроракетная двигательная установка, солнечная батарея, транспортный модуль, меж орбитальный буксир, лунная орбитальная станция.
CONCEPT FOR ACCELERATED DEVELOPMENT OF A STANDARDIZED TRANSPORTATION MODULE BASED ON ELECTRIC THRUSTER KM-10 Koshlakov V.V., Arkhangelsky N.I., Lovtsov A.S., Nesterov V.M., Shashkov A.S., Kravchenko D.A.
Joint Stock Company Keldysh State Research Center (Keldysh Research Center) 8 Onezhskaya str, Moscow, 125438, Russian Federation, e-mail: [email protected]
The paper presents a concept for an accelerated two-phase development project of a standardized transportation module based on the Hall-type electric thruster KM-10, that is capable of operating in various voltage and power throttle ratio modes. During the first phase, an existing satellite bus is outfitted with two KM-10 electric thrusters to build a small-scale prototype of a transportation module with ~15 kW of power available for conducting a space experiment. During the second phase the prototype is upgraded by adding more thrusters and replacing the standard solar arrays of the satellite bus with new, more powerful flexible solar arrays that had been proven in the space experiment, to construct a standardized transportation module that has ~50 kW of power available for electric propulsion that is capable of effectively addressing a broad range of tasks in near-Earth space. It is demonstrated that such a module used together with medium and heavy launch vehicles can provide a significantly lower unit cost of payload delivery to a circumlunar orbit as compared with conventional liquid-propellant based vehicles.
Key words: electric propulsion system, solar array, transportation module, orbital transfer vehicle, lunar orbital station.
КОШЛАКОВ в.в.
АРХАНГЕЛЬСКИЙ Н.И.
ЛОВЦОВ А.С.
НЕСТЕРОВ В.М.
ШАШКОВ А.С.
КРАВЧЕНКО Д.А.
КОШЛАКОВ Владимир Владимирович — доктор технических наук, генеральный директор АО ГНЦ «Центр Келдыша», e-mail: [email protected]
KOSHLAKOV Vladimir Vladimirovich — Doctor of Science (Engineering), General Director at Keldysh Research Center, e-mail: [email protected]
АРХАНГЕЛЬСКИЙ Николай Иванович — кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник АО ГНЦ «Центр Келдыша», e-mail: [email protected]
ARKHANGELSKY Nikolay Ivanovich — Candidate of Science (Engineering), Lead research scientist at Keldysh Research Center, e-mail: [email protected]
ЛОВЦОВ Александр Сергеевич — кандидат физико-математических наук, начальник отдела АО ГНЦ «Центр Келдыша», e-mail: [email protected]
LOVTSOV Aleksandr Sergeevich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Head of Department at Keldysh Research Center, e-mail: lovtsov@ kerc.msk.ru
НЕСТЕРОВ Владимир Михайлович — кандидат технических наук, начальник отдела АО ГНЦ «Центр Келдыша», e-mail: [email protected]
NESTEROV Vladimir Mikhaylovich — Candidate of Science (Engineering), Head of Department at Keldysh Research Center, e-mail: [email protected]
ШАШКОВ Андрей Сергеевич — научный сотрудник АО ГНЦ «Центр Келдыша», e-mail: [email protected]
SHASHKOV Andrey Sergeevich — Research scientist at Keldysh Research Center, e-mail: [email protected]
КРАВЧЕНКО Дмитрий Александрович — кандидат физико-математических наук, старший научный сотрудник АО ГНЦ «Центр Келдыша», e-mail: [email protected]
KRAVCHENKO Dmitry Aleksandrovich — Candidate of Science (Physics and Mathematics), Senior research scientist at Keldysh Research Center, e-mail: [email protected]
Введение
Одной из основных задач в области космической деятельности Российской Федерации является создание перспективной транспортной системы и космической инфраструктуры для осуществления на рубеже 2030-х годов пилотируемых полётов в окололунное пространство и на Луну. Согласно работе [1], на начальном этапе пилотируемой лунной программы предполагается отработка технологий и транспортных средств, включая пилотируемый транспортный корабль (ПТК), при полётах на Международную космическую станцию (МКС), и с облётом Луны, а также создание посещаемой окололунной станции (ЛОС).
Как вариант высокой степени готовности, в качестве базового модуля ЛОС может быть рассмотрен российский научно-энергетический модуль (НЭМ), первоначально разрабатывавшийся для Российского сегмента МКС. Кроме базового и узлового модулей в состав ЛОС могут войти шлюзовой модуль, складские блоки, трансформируемые модули, робототехнические
средства и манипуляторы для сборки и перестыковки элементов ЛОС и пр. Использование ЛОС в качестве перевалочного форпоста предполагает доставку на её борт средств посадки с элементами налунной базы (энергоблоков, шлюзовых систем, жилых модулей, налунного транспорта и пр.). Ожидаемая масса на окололунной орбите основной части этих элементов, включая базовый модуль ЛОС, находится в диапазоне 4...21 т.
Доставка к ЛОС модулей полезных грузов (ПГ) массой ~20 т и более традиционными средствами межорбитальной транспортировки (СМТ) — разгонными блоками (РБ) на базе жидкостных ракетных двигателей (ЖРД) — потребует сложных, многопусковых схем использования тяжёлых ракет-носителей (РН) типа «Ангара-А5В», либо применения дорогостоящей РН сверхтяжёлого класса (РН СТК). Создание для этих целей высокоэффективных электроракетных многоразовых межорбитальных буксиров (ММБ) с ядерными и солнечными энергоустановками мега-ваттного класса может потребовать значительных затрат средств и времени.
Как промежуточное и недорогое решение, способствующее развитию технологий ММБ и одновременно как эффективное средство транспортировки в околоземном и окололунном пространствах грузов, не требующих оперативной доставки на целевую орбиту (длительностью 1,5 года и более), может рассматриваться унифицированный транспортный модуль (УТМ) с электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) и солнечными батареями (СБ) ограниченной мощности (~50 кВт). Благодаря высокому удельному импульсу тяги маршевой ЭРДУ применение УТМ может обеспечить снижение требований к размерности, а, следовательно, и стоимости используемых РН по сравнению с применением для этих целей традиционных РБ на базе ЖРД. К числу достоинств УТМ также следует отнести возможность дальнейшего полезного использования его энергоустановки и высокоэффективной ЭРДУ в составе выведенного орбитального комплекса на целевой орбите. Ограниченная мощность солнечной энергоустановки определяет возможность создания УТМ на существующей технологической базе в короткие сроки, с минимальным техническим риском и затратами.
характеристики маршевого электроракетного двигателя транспортного модуля
Для применения в составе УТМ энерговооружённостью ~50 кВт практический интерес может представить ЭРД холловского типа КМ-10 разработки АО ГНЦ «Центр Келдыша», внешний вид которого показан на рис. 1 [2]. Номинальные значения и диапазоны регулирования основных параметров ЭРД КМ-10 приведены в табл. 1 (на номинальном режиме работы были пройдены все этапы наземной отработки инженерной модели двигателя [3]). На рис. 2 приведена карта параметров работы ЭРД КМ-10 в сравнении с параметрами ближайших аналогов: HERMeS [4, 5] и Ю [6]. Согласно приведённым зависимостям, КМ-10 в сравнении с аналогами обладает более высоким удельным импульсом при схожих мощности и тяге.
Рис. 1. Внешний вид двигателя КМ-10: 1 — анодный блок; 2 — разрядный канал; 3 — защита от распыления; 4 — катодный блок; 5 — электрический кабель; 6 — газовое подключение
Таблица 1
основные параметры электроракетного двигателя км-10
Наименование параметра Номинальное значение (диапазон регулирования)
Разрядное напряжение, В 500 (300-900)
Тяга, мН 515 (100-580)
Разрядный ток, А 20,8 (5-24)
Потребляемая мощность, кВт 10,5 (1,5-12)
Удельный импульс тяги, м/с 25 300 (16 700-33 000)
КПД, % 62(45-67)
Ресурс в номинальном режиме работы, ч >10000
Масса, кг 11,8
Результаты параметрических испытаний показали, что ЭРД КМ-10 демонстрирует устойчивую и эффективную работу в широком диапазоне рабочих параметров — по току разряда от 5 до 30 А и напряжению разряда от 300 до 900 В, что соответствует диапазону 1,5...12,5 кВт по мощности разряда.
Для двигателя КМ-10 были проведены исследования взаимного влияния плазменных струй нескольких двигателей с вектором тяги, направленным в одну сторону. Исследуемый кластер состоял из четырёх двигателей, способных работать как одновременно, так и в любой комбинации. Внешний вид кластера с четырьмя одновременно работающими двигателями приведён на рис. 3.
-а—км-10 зоо V а -Нещез ЗООУ
-е- т зооV
3500
-йг— КМ-Ю 500У ¿г -Негтеь 500V -Л" Н9500У
3000
о
н н к; н
0 л
1
Я 2500
эЯ
3 к
л
й и
£
0 и о
а
2 000
1 500
1000
0
Э ✓ 0 . _ и
< !г ¿Г X --а
в
1 / й
-9— КМ-10 600Т —6— КМ 10 800V - Негте5 600V - в- - Нетез 800 V Д?60С¥ ■■■■©-•- Н9 800V
65
ч—КМ 10 900V
60
55
10 15 20 25 30 35
2 50
3 45
С 40
35
30
25
20
>
А
» *><? л***1 Щ-. _
/у
1 г 4>
1 * /
1 1
1 й
0 5 10 15 2< } 2. 3 30 35
Ток а)
разряда.
А
Ток
разряда.
Л
б)
Рис
а —
. 2. Параметры работы двигателя КМ-10 в сравнении с параметрами работы ближайших аналогов:
полный удельный импульс тяги; б — полный КПД
№1
№2
о о
О №4
о
Рис. 3. Внешний вид кластера из четырёх холловских двигателей мощностью 10,5 кВт каждый в работе
Испытания показали, что кластер суммарной мощностью 42 кВт работает устойчиво при любом количестве одновременно работающих двигателей [7]. Для двух одновременно работающих двигателей отсутствует влияние совместной работы на параметры кластера. КПД четырёх одновременно работающих двигателей немного ниже, чем КПД суперпозиции отдельно работающих двигателей (на 3,6% при значении
КПД порядка 61%), что при такой высокой мощности работы ЭРДУ может быть результатом влияния стенок вакуумной камеры, в которой проводились испытания. Данный результат позволяет создавать двигательные установки (ДУ) кластерного типа вместо ДУ на основе единичных двигателей. Преимущество такого подхода к созданию ЭРДУ заключается в ширине итогового диапазона регулирования, позволяющего решать широкий спектр задач с использованием одной ДУ, а также в простоте отработки двигателей на этапе разработки в земных условиях.
Этапы создания УТМ на базе ЭРД КМ-10
Унифицированный транспортный модуль на базе ЭРД КМ-10 с солнечной энергоустановкой мощностью ~50 кВт предлагается создавать в два этапа.
На первом этапе, на базе эксплуатируемой спутниковой платформы, снабжаемой двумя маршевыми ЭРД КМ-10, создаётся малоразмерный прототип УТМ (далее по тексту — прототип) энерговооружённостью ~15 кВт. С прототипом проводится космический
эксперимент, который должен продемонстрировать отработку комплекса инновационных технологий по доставке грузов на окололунную орбиту с помощью ЭРДУ, включающий в себя:
• демонстрацию рабочих параметров ЭРД КМ-10 в натурных условиях;
• перелёт с околоземной на окололунную орбиту с ДУ малой тяги;
• автоматическую стыковку на окололунной орбите прототипа с объектом, имитирующим ПТК или ЛОС;
• демонстрацию развёртывания и длительной работы перспективной гибкой СБ.
На втором этапе модифицированием прототипа создаётся УТМ энерговооружённостью ~50 кВт. Модифицирование включает в себя увеличение числа двигателей КМ-10 в маршевой ЭРДУ и замену штатных СБ исходной спутниковой платформы на более мощные гибкие СБ, технологии которых будут апробированы в космическом эксперименте. Целью повышения мощности энергодвигательной системы является возможность применения УТМ для решения широкого спектра задач прикладной и научно-исследовательской направленности [8]. Использование в составе УТМ двигателей КМ-10, способных работать на различных режимах по напряжению и мощности электропитания, обеспечивает возможность гибкого и высокоэффективного его применения в комплексе с разными по грузоподъёмности РН для выполнения различных по энергозатратам транспортных задач, включая и доставку уникальных по массе модулей ПГ (типа НЭМ) с использованием при их транспортировке на целевую орбиту дополнительной мощности их бортовой солнечной энергоустановки.
Ожидается, что при ограничении энерговооружённости УТМ уровнем ~50 кВт не возникнет сложных проблем с наземной отработкой его солнечной энергоустановки и УТМ в целом.
Технические решения по прототипу и схеме проведения космического эксперимента на этапе 1. Характеристики используемых средств
На первом этапе в рамках космического эксперимента на полярную орбиту
искусственного спутника Луны (ОИСЛ) выводятся и стыкуются между собой два аппарата: прототип с ЭРДУ (пассивный кооперируемый объект) и межорбитальный буксир на базе ЖРД (активный объект, имитирующий ПТК или ЛОС). Для минимизации технических рисков, времени создания прототипа и стоимости эксперимента используются следующие решения:
• прототип создаётся на базе эксплуатируемой спутниковой платформы «Экспресс-2000» разработки АО «ИСС им. М.Ф. Решетнева» [9];
• межорбитальный буксир с ЖРД (далее по тексту — буксир) создаётся ПАО «РКК «Энергия» на базе РБ ДМ [10];
• выведение прототипа и буксира осуществляется по однопусковой схеме с использованием РН среднего класса «Союз-5»;
• прототип выводится буксиром на высокоэллиптическую орбиту (ВЭО) с высотой перигея/апогея Нп /На = 800/40 000 км и отделяется от буксира;
• на целевую ОИСЛ прототип и буксир выводятся раздельно;
• демонстрация развёртывания и длительной работы перспективной гибкой СБ производится на примере маломасштабной батареи (мощностью ~2 кВт), введённой в состав буксира для обеспечения его функционирования в период ожидания на ОИСЛ прилёта прототипа.
В данной статье рассматривается вариант гибкой рулонной СБ технологии ROSA (Roll-Out Solar Array) [11]. Для СБ ROSA проведён большой объём экспериментальной отработки, включая её развертывание и работу в космосе — на борту МКС [12]. Гибкие СБ типа ROSA рассматриваются как перспективный вариант батарей для мощных ММБ [13].
Выбор для эксперимента РН «Союз-5» даёт возможность размещения прототипа с панелями СБ под головным обтекателем РН без существенной переделки конструкции платформы «Экспресс-2000». На рис. 4 представлена схема компоновки буксира и прототипа в составе РН «Союз-5».
Схема перелётов на целевую полярную ОИСЛ буксира с ЖРД и прототипа с ЭРДУ в космическом эксперименте приведена на рис. 5.
а)
б)
Рис. 4. Схема компоновки прототипа с буксиром: а — в составе РН «Союз-5»; б — при отделении прототипа от буксира на стартовой высокоэллиптической орбите
Рис. 5. Схема перелётов прототипа и буксира на полярную ОИСЛ: 1 — ВЭО; 2 — выход буксира с прототипом на ВЭО; 3 — полярная ОИСЛ; 4 — траектория перелёта буксира с ЖРД; 5 — прототип; 6 — многовитковая траектория перелёта прототипа с ЭРДУ
Схема предусматривает старт РН с космодрома Байконур, отделение её верхней ступени на незамкнутой орбите и довыведение орбитального блока (ОБ), состоящего из буксира и прототипа, на низкую опорную орбиту (Н = 200 км), осуществляемое первым включением маршевого ЖРД буксира. Дальнейший компланарный переход орбитального блока на ВЭО (Нп/На = 800/40 000 км) производится за счёт включений ЖРД буксира в перигее и апогее промежуточных орбитальных витков.
На ВЭО производится отделение прототипа. Буксир за счёт включения маршевого ЖРД в перигее орбиты осуществляет быстрый перелёт к Луне (~4 сут) с проведением, при необходимости, коррекций транслунной траектории. В заданной точке грави-сферы Луны буксир переходит на целевую полярную ОИСЛ высотой Н = 1 000 км путём подачи «тормозного» импульса маршевым ЖРД.
Прототип, отделившийся от буксира на ВЭО, развёртывает СБ и осуществляет перелёт на ту же целевую ОИСЛ по пространственной многовитковой траектории, реализуемой работой маршевой ЭРДУ. При этом ЭРД КМ-10 действуют в пониженном режиме работы — при мощности электропитания N ЭРД = 7,5 кВт, с разрядным напряжением и = 500 В и имеют р„
удельный импульс тяги I ~ 24 200 м/с при тяговом
Кпд п ~ 0,6. На оисл
производится стыковка прототипа с ранее прибывшим буксиром.
Выбор для прототипа старта с ВЭО (с параметрами Нп /На = 800/40 000 км) вместо круговой орбиты высотой Н = 400 км, минимально необходимой для раскрытия его СБ, позволяет снизить в 4-5 раз расход ксенона и время работы ЭРДУ, снизить радиационную нагрузку на аппаратуру прототипа за счёт быстрого прохождения зоны радиационных поясов Земли и минимизировать риск столкновения прототипа с «космическим мусором» [14].
Массовая сводка прототипа представлена в табл. 2 в сопоставлении со спутниковой платформой «Экс-пресс-2000» [9]. В массовой сводке прототипа учтено снижение масс аккумуляторных батарей в системе электропитания (в связи с принятием условия отключений ЭРДУ на «теневых» участках траектории полёта) и бортовой кабельной сети (за счёт применения новых технологий и отсутствия у прототипа полезной нагрузки). Массовая сводка буксира, сформированная с учётом проработки буксира-аналога, выполненной ПАО «РКК «Энергия» [10], представлена в табл. 3 в сопоставлении с базовым вариантом РБ ДМ.
Необходимые запасы топлива буксира и ксенона для ЭРДУ прототипа определялись по потребным наборам характеристической скорости для выполнения транспортных операций. Суммарный набор характеристической скорости буксира с жидкостным ракетным двигателем на перелёт с низкой околоземной орбиты (НОО) на полярную ОИСЛ оценивался с использованием графоаналитических зависимостей из работы [15]. Потребный набор характеристической скорости для перелёта прототипа с ЭРДУ на ту же целевую орбиту определялся с использованием результатов оптимизации перелётов ВЭО - ОИСЛ из работы [14].
Итоговые характеристики прототипа и буксира при перелёте на полярную ОИСЛ высотой Н = 1 000 км, реализуемые при использовании в эксперименте РН «Союз-5», стартующей с космодрома Байконур, представлены в табл. 4.
Таблица 2
массовая сводка прототипа в сопоставлении со спутниковой платформой «Экспресс-2000»
Наименование Масса, кг
«Экспресс-2000» Прототип
Бортовой комплекс управления 108 108
Система навигации и управления движением — 20
Система ориентации и стабилизации 60 60
Система электропитания 632 536
Система коррекции параметров рабочей орбиты 186 —
Система обеспечения теплового режима 219 219
Конструкция 548 548
Бортовая кабельная сеть 154 69
Маршевые ЭРД КМ-10 — 23,6
Система преобразования и управления ЭРДУ — 75
Система хранения и подачи ксенона в ЭРДУ — 58,4
Система обеспечения стыковки — 184
Итого 1 907 1 901
Таблица 3 Массовая сводка буксира в сравнении с базовым РБ ДМ
Наименование Масса, кг
Базовый РБ ДМ Буксир
Неизменная доля конечной массы 1 655 1 655
Система управления 253 140
Бортовые системы и кабели 176 200
Система электроснабжения 66 240
Система терморегулирования 50 100
Система обеспечения стыковки — 780
Конструкторский резерв — 125
Итого 2 200 3 240
Таблица 4
итоговые характеристики прототипа и буксира
Характеристика Величина
Скорость довыведения ОБ на НОО (высотой H = 200 км), м/с 697
Масса ОБ на НОО, кг 17 638
Характеристики прототипа с ЭРДУ
Масса прототипа, выведенного на стартовую ВЭО, кг 2 292
Конечная масса прототипа при выходе на ОИСЛ, кг 1 920
Длительность перелёта на ОИСЛ, сут ~150
Расход ксенона при перелёте на ОИСЛ, кг 372
Длительность работы маршевых ЭРД при перелёте, ч 3 385
Характеристики буксира с ЖРД
Продолжительность перелёта буксира на ОИСЛ, сут « 5
Суммарный расход топлива из баков буксира, кг 14 987
Масса буксира при стыковке с прототипом на ОИСЛ, кг 4 114
Собственная конечная масса буксира, кг 3 240
Резерв, кг 874
области практического применения транспортных средств и технологий, созданных для космического эксперимента
Из табл. 4 следует, что при осуществлении в космическом эксперименте транспортных операций по доставке (самовыведению) прототипа и буксира на ОИСЛ имеют место резервы как по ресурсу работы электроракетной двигательной установки (более 65%) и СБ (~15 лет) для прототипа, так и по массе (~870 кг) для буксира. Резерв по массе буксира можно рассматривать как попутно доставленный целевой модуль, который в комплексе с пристыкованным в эксперименте прототипом может быть использован как космический аппарат для орбитальных исследований Луны, имеющих самостоятельную ценность, либо как энергодвигательный блок с полезным грузом
для построения окололунной инфраструктуры.
Созданные для эксперимента космические средства также могут быть успешно использованы в дальнейшем в различных сценариях космической деятельности. Буксир с ЖРД может применяться как средство для оперативной межорбитальной транспортировки со стыковкой и отстыковкой модулей ПГ в околоземном пространстве, например, при создании и дальнейшем поддержании лунного орбитального центра [10]. В частности, буксир, используемый в комплексе с тяжёлой РН «Ангара-А5», позволяет доставить и пристыковать к станции, расположенной в точке либрации L1 системы «Земля-Луна», ПГ массой ~4,3 т, а к окололунной станции на полярной орбите высотой 200 км — ПГ массой ~4,0 т. Его применение в качестве второй ступени межорбитальной лунной транспортной системы (в комплексе с кислородно-водородными буксиром или РБ) может обеспечить доставку на низкую полярную ОИСЛ высотой 200 км ПГ, включая пилотируемый транспортный корабль и взлётно-посадочные комплексы, массой:
• 19 т при использовании (по двухпусковой схеме) тяжёлой РН «Ан-гара-А5В»;
• 27 т при использовании РН сверхтяжёлого класса.
Созданный прототип может эффективно использоваться в задачах, допускающих длительное выведение ПГ на целевые орбиты. В табл. 5 приведены результаты оценки массы модуля ПГ, выводимого на геостационарную орбиту (ГСО), а также длительности его доставки с помощью прототипа и средств выведения среднего класса — двухступенчатой РН «Союз-5» и разгонного блока «Фрегат-МТ» [16]. Оценка дана в сравнении с системой транспортировки традиционного типа (на базе ЖРД), использующей средства выведения тяжелого класса — трёхступенчатую РН «Ангара-А5» и кислородно-водородный разгонный блок КВТК [17]. Сравнение вариантов проведено при условии отсутствия в составе прототипа и разгонного блока КВТК средств орбитальной стыковки.
Характеристики доставки ПГ на ГСО прототипом с ЭРДУ и РБ с ЖРД
Средство доставки ПГ Прототип с ЭРДУ РБ КВТК
Используемые средства выведения РН «Союз-5»+РБ «Фрегат-МТ» РН «Ангара-А5»
Космодром базирования РН Байконур Восточный
Масса ПГ, доставляемого на ГСО, т 6,12* 5,0
Длительность доставки, сут -715 -0,5
Примечание. * — с учётом массы энергоустановки прототипа с бортовой кабельной сетью (-0,6 т), полезно используемой для электропитания модуля ПГ на целевой орбите.
Из табл. 5 следует, что прототип с ЭРДУ, используемый в комплексе со средствами выведения среднего класса, имеет заметное преимущество (до -22%) по массе выводимого ПГ перед наиболее эффективным вариантом традиционной системы тяжёлого класса.
Технологии рулонных СБ, апробированные в эксперименте в составе буксира, могут быть использованы для повышения энерговооружённости и эффективности космических аппаратов различного назначения, а в перспективе — для создания транспортно-энергетических модулей и ММБ с ЭРДУ мегаваттного класса.
Необходимо отметить, что ряд отработанных в рамках космического эксперимента инновационных технологий, включая работу ЭРД КМ-10 в натурных условиях, длительный перелёт на окололунную орбиту с ЭРДУ, автоматическую стыковку с орбитальным объектом, а также развёртывание и работу перспективных рулонных СБ малой мощности (-2 кВт), предполагается использовать при создании перспективных транспортных космических средств для исследования околоземного и межпланетного космического пространства.
технические решения этапа 2. Эффективность применения УТМ
На этапе 2 модифицированием прототипа создаётся УТМ. Число двигателей КМ-10 увеличивается с двух до десяти, что может обеспечить значительное (в -2 раза) резервирование маршевой ЭРДУ по ресурсу работы.
Таблица 5 Штатные СБ прототипа (т. е. исходной спутниковой платформы «Экс-пресс-2000»), имеющие жёсткий каркас, заменяются на более мощные рулонные СБ, технологии которых апробированы в космическом эксперименте. При высокой плотности компоновки рулонных СБ в сложенном состоянии (более 40 кВт/м3) и меньшей в -5 раз удельной массе в сравнении с СБ с жёстким каркасом [10] их применение позволяет увеличить мощность энергоустановки с 15 кВт до 50-60 кВт без существенного изменения массы СБ и занимаемого объёма под головным обтекателем РН.
На рис. 6 представлена схема компоновки УТМ с рулонными СБ под головным обтекателем РН «Ангара-А5» вместе с выводимым ПГ при использовании штатной нижней проставки.
Рис. 6. Схема размещения полезного груза и транспортного модуля на базе ЭРДУ с рулонными СБ под головным обтекателем РН
Использование маршевой ЭРДУ из 10 двигателей КМ-10, способных работать в различных режимах по напряжению и мощности электропитания, позволяет создать транспортный модуль унифицированным, используемым с различными по грузоподъёмности средствами выведения в качестве эффективного средства энергодвигательного обеспечения для решения широкого круга задач.
В частности, УТМ может обеспечить экономичную доставку различных по массе ПГ, достаточных для сборки ЛОС, используя при этом лишь РН тяжёлого («Ангара- А5») и среднего («Союз-5») классов. После доставки и пристыковки к ЛОС модуля ПГ энергоустановка УТМ может быть применена в качестве дополнительного источника электроэнергии мощностью до 50 кВт для потребителей в составе станции. Кроме того, высокоэффективная маршевая ЭРДУ УТМ может использоваться для осуществления коррекций орбиты ЛОС и других маневров в окололунном пространстве вплоть до выполнения станцией межорбитальных переходов.
Оценки энергомассовых характеристик и эффективности применения УТМ в лунной программе проведены в предположении использования в его составе:
• рулонных солнечных батарей, обеспечивающих мощность электропитания КМ-10 N > 52 кВт;
эл 7
• апогейной ДУ для самостоятельного выхода УТМ после отделения от РН на стартовую орбиту высотой 400 км.
Рассмотрены следующие варианты задач, характеризующие транспортные возможности унифицированного транспортного модуля:
• доставка с космодрома Восточный и пристыковка к ЛОС, расположенной на полярной ОИСЛ высотой 200 км, модулей ПГ массой ~10 т (как предельно большой
ожидаемой величины масс элементов, доставляемых к ЛОС, кроме базового блока);
• перевод с орбиты МКС на орбиту ЛОС базового блока — типа российского НЭМ массой 21 т и имеющего энергоустановку мощностью ~50 кВт (как задача доставки уникального по массе модуля ПГ с использованием его бортовой энергоустановки в качестве дополнительного источника электропитания ЭРДУ УТМ).
Энергетические затраты и продолжительность перелётов к ЛОС определялись с использованием результатов оптимизации траекторий перелёта из работы [14]. Массовые и стоимостные характеристики УТМ определялись поэлементным расчётом с использованием удельных показателей, полученных статистической обработкой данных по отечественным и зарубежным проектам-аналогам. Стоимостные параметры рассчитаны в ценах 2020 года.
Энергомассовые и стоимостные характеристики вариантов доставки полезных грузов к окололунной станции с помощью УТМ представлены в табл. 6.
Таблица 6
характеристики доставки Пг к лоС с помощью утм
Транспортная задача Доставка ПГ к ЛОС Перевод ПГ типа НЭМ от МКС к ЛОС
Мощность электропитания двигателей КМ-10, кВт: 52,0 103,8
- от СБ УТМ 52,0 52,0
- от СБ модуля полезного груза — 51,8 (НЭМ)
Напряжение электропитания КМ-10, В 300 500
Удельный импульс тяги КМ-10, м/с 19 100 25 500
Используемая ракета-носитель «Ангара-А5» «Союз-5»
Число пусков РН 1 1
Длительность перелёта к ЛОС, год 1,79 1,79
Расход ксенона на перелёт, т 8,43 10,37
«Сухая» масса УТМ, т, в т. ч. 4,41 4,91
- масса солнечной энергоустановки с бортовой кабельной сетью 1,29 1,34
Масса ПГ, пристыкованного к ЛОС, т 10,86/12,15 21,76/23,1
Стоимость солнечной энегоустановки УТМ, млрд руб. 3,33
Стоимость пуска РН, млрд руб. 4,90 3,40
Стоимость доставки ПГ к ЛОС, млрд руб. 10,56/7,23 9,37/6,04
Удельная стоимость доставки ПГ к ЛОС, тыс. руб./кг 972/595 431/262
Значения показателей эффективности — массы ПГ, стоимости и удельной стоимости доставки ПГ к ЛОС, приведённые над дробью, отвечают вариантам использования УТМ для выполнения только транспортной задачи. Под дробью даны значения показателей эффективности для вариантов комбинированного применения УТМ, выполняющего задачи средства доставки ПГ к ЛОС (транспортная задача) и дополнительного источника электроэнергии мощностью до 50 кВт для потребителей в составе станции (энергетическая задача). В вариантах комбинированного применения УТМ масса его энергоустановки условно включалась в массу доставляемого ПГ, а её стоимость исключалась из стоимости средств доставки.
Оценка характеристик вариантов доставки ПГ к ЛОС с помощью двухступенчатых СМТ традиционного типа — буксиров (МБ-КВ) или разгонных блоков (КВРБ) на базе кислородно-водородных ЖРД в качестве первых ступеней, а также буксира типа РБ ДМ (МБ-ДМ) на базе кислородно-керосинового ЖРД (в качестве вторых ступеней) — приведены в табл. 7.
Из приведённых в табл. 6 и 7 оценок следует, что при высокой стоимости солнечной энергоустановки (ССЭУ = 3,33 млрд руб.) более эффективным является комбинированное использование УТМ как транспортного средства (по доставке на целевую орбиту модуля ПГ) и как источника электроэнергии для доставленного модуля ПГ и других потребителей в составе ЛОС.
В частности, УТМ с ЭРД КМ-10, работающими в режиме пониженной мощности (5,2 кВт при разрядном напряжении ир = 300 В), в комплексе с РН «Ангара-А5» одним пуском может доставить к ЛОС за время <1,8 года ПГ массой до 12,15 т с учётом массы его энергоустановки. Для доставки близкого по массе ПГ (т ПГ = 11,2 т) традиционными средствами на
базе ЖРД потребуется не менее двух пусков РН «Ангара-А5» со стыковкой межорбитального комплекса на опорной околоземной орбите. Таким образом, применение УТМ упрощает схему выполнения задачи, обеспечивая при этом выигрыш в удельной стоимости его доставки в -1,9 раза. В варианте выполнения только транспортной задачи масса модуля ПГ, доставляемого на ОИСЛ с помощью УТМ (без учёта в ПГ массы его энергоустановки), снижается до 10,9 т, а выигрыш в удельной стоимости его выведения — до -15%.
Тот же УТМ, но при режиме работы ЭРД КМ-10 с номинальной мощностью электропитания (10,4 кВт при напряжении ир = 500 В), может обеспечить аналогичную по длительности доставку с орбиты МКС и стыковку с ЛОС модуля ПГ типа российского НЭМ. При этом реализуется возможность двукратного увеличения электрической мощности модуля ПГ в составе ЛОС за счёт использования энергоустановки унифицированного транспортного модуля. В отличие от традиционного решения данной транспортной задачи, требующего использования дорогих средств доставки сверхтяжёлого класса — РН СТК и двухступенчатого межорбитального буксира на базе ЖРД, в варианте применения УТМ потребуется лишь один пуск ракеты-носителя среднего класса «Со-юз-5» для доставки УТМ с запасом ксенона на орбиту МКС.
Таблица 7
Характеристики доставки ПГ к ЛОС с помощью СМТ на базе ЖРД
Транспортная задача Доставка ПГ к ЛОС Перевод ПГ типа НЭМ от МКС к ЛОС
Используемая РН «Ангара-А5» РН СТК
Число пусков РН 2 1
Средство межорбитальной транспортировки Двухступенчатый буксир: МБ-КВ (I ст.) МБ-ДМ (II ст.) Двухступенчатый буксир: КВРБ (I ст.) МБ-ДМ (II ст.)
Масса ПГ, доставляемого к ЛОС, т 11,2 21,0
Стоимость доставки ПГ к ЛОС, млрд руб. 12,61 17,64
Удельная стоимость доставки ПГ, тыс. руб./кг 1 125 840
Соответственно, применение УТМ в данном варианте приводит к снижению удельной стоимости доставки ПГ в 3,2 раза по сравнению с буксиром на базе ЖРД. В варианте же выполнения УТМ только транспортной задачи (без последующего полезного использования его энергоустановки в составе ЛОС) выигрыш в удельной стоимости выведения ПГ снизится до ~1,9 раза.
В заключение следует отметить, что возможность ускоренного создания УТМ на базе ЭРД КМ-10 определяется следующими основными положениями концепции:
• разработка УТМ на базе уже созданного космического средства — эксплуатируемой спутниковой платформы «Экспресс-2000»;
• создание УТМ в два этапа при минимальном числе подсистем, заменяемых или модернизируемых на каждом этапе;
• осуществление отработки и демонстрации основных технологий транспортировки ПГ с помощью ЭРДУ с использованием малоразмерного прототипа (мощностью 15 кВт), создаваемого на первом этапе;
• конструктивное, функциональное и размерное сходство прототипа по основным подсистемам с исходной спутниковой платформой «Экспресс-2000»;
• ограничение мощности УТМ уровнем ~50 кВт, определяющим возможности:
- замены на втором этапе штатной СБ платформы на более мощную рулонную СБ без увеличения объёма СБ и коренной переделки конструкции прототипа;
- отработки солнечной энергоустановки УТМ на существующей технологической базе, в короткие сроки, с минимальным техническим риском и затратами;
• высокая степень отработки ЭРД КМ-10 с показом устойчивого и эффективного функционирования двигателя в широком диапазоне рабочих параметров.
Критическими, в плане важности и степени готовности, являются технологии рулонных СБ, применение которых определяет возможность увеличения энерговооружённости исходной платформы с ~15 до ~50 кВт без коренной переделки её конструктивно-компоновочной схемы.
При неготовности технологий рулонных СБ типа ROSA возможен вариант создания УТМ с СБ современных технологий, имеющими, в частности, жёсткие панели из углепластика с сотовым заполнением и арсенид-галлиевыми фотоэлектрическими преобразователями. При использовании в качестве конструктивно-компоновочного прототипа негерметичного отсека российского модуля НЭМ, УТМ с такими СБ площадью ~200 м2 и установленной мощностью 54 кВт [18] будет иметь габариты в сложенном состоянии DxL ~ 3,7*6,0 м, что даёт возможность его размещения в головных обтекателях РН тяжёлого («Ангара-А5») и среднего («Союз-5») классов. Предварительные оценки показывают, что такой транспортный модуль энерговооружённостью ~50 кВт имеет показатели эффективности, близкие с УТМ на базе рулонных СБ, при условии полезного использования его энергоустановки для последующего электропитания создаваемого на целевой орбите комплекса.
Быводы
Представлена концепция ускоренного создания УТМ с солнечной ЭРДУ мощностью ~50 кВт на базе холловского двигателя КМ-10, способного работать на различных режимах по напряжению и мощности электропитания. На первом этапе, на базе спутниковой платформы «Экспресс-2000», снабжённой двумя ЭРД КМ-10, создаётся малоразмерный действующий прототип транспортного модуля энерговооружённостью ~15 кВт для проведения космического эксперимента. В эксперименте демонстрируется ряд инновационных технологий, включая работу ЭРД КМ-10 в натурных условиях, перелёт на окололунную орбиту с ЭРДУ, автоматическую стыковку с орбитальным объектом, а также развёртывание и работу перспективных рулонных СБ малой мощности (~2 кВт).
Последующей заменой в прототипе штатных СБ на более мощные рулонные СБ и увеличением в ЭРДУ числа КМ-10 до десяти создаётся унифицированный транспортный модуль энерговооружённостью ~50 кВт для применения с различными по грузоподъёмности
средствами выведения и решения различных по энергозатратам задач. Наиболее эффективно его комбинированное применение, когда после выполнения транспортной задачи его солнечная энергоустановка полезно используется на целевой орбите для последующего электропитания потребителей в составе создаваемого орбитального комплекса.
В частности, УТМ в комплексе с тяжёлой РН «Ангара-А5» может обеспечить доставку и пристыковку к ЛОС ПГ массой до ~12 т (за время ~1,8 года) при снижении удельной стоимости их доставки в ~1,9 раза по сравнению с буксирами на базе ЖРД. Аналогичный по длительности перевод от МКС к ЛОС модуля ПГ типа российского НЭМ и дополнительного груза с суммарной массой до ~23 т, осуществляемый УТМ при дополнительном электропитании его маршевой ЭРД У от солнечных батарей ПГ, может быть осуществлён с использованием РН среднего класса «Союз-5». При этом можно ожидать снижения удельной стоимости выполнения задачи в ~3 раза по сравнению с использованием традиционных средств доставки — РН сверхтяжёлого класса и двухступенчатого межорбитального буксира на базе ЖРД.
Список литературы
1. Микрин Е.А. Отечественная космонавтика: впереди Луна? / / Русский космос. 2019. № 2. С. 2-7.
2. Lovtsov A.S., Tomilin D.A., Muravlev V.A. Development of highvoltage Hall effect thrusters at Keldysh Research Centre // 68th International Astronautical Congress (IAC), Adelaide, Australia. IAF, IAC-17-C4.4.4, 2017.
3. Shashkov A.S., Lovtsov A.S. Laboratory tests of 10.5 kW Hall thruster with external layer // Proc. of 36th International Electric Propulsion Conference, University of Vienna, Vienna, Austria, 15-20 September 2019, paper IEPC-2019-392.
4. Hofer R, Kamhawi H., Herman D, Polk J., Steven Snyder J., Mikellides I., Huang W, Myers J., Yim J., Williams G., Lopez Ortega A., Jorns B, Sekerak M., Griffiths C, Shastry R, Haag T., Verhey T, Gilliam B., Katz I., Goebel D., Anderson J.R., Grilland J., Clay man L. Development Approach and Status of the
12.5 kW HERMeS Hall Thruster for the Solar Electric Propulsion Technology Demonstration Mission // 30th International Symposium on Space Technology and Science 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Kobe, Hyogo, Japan, 2015, paper IEPC-2015-186.
5. Williams G.J., Gilland J.H., Peterson P.Y., Kamhawi H., Huang W., Ahern D. W., Yim J., Herman D. A., Hofer R.R., Sekerak M. Wear testing of the HERMeS thruster // 52nd AIAA/SAE/ ASEE Joint Propulsion Conference, Salt Lake City, USA, 2016, paper AIAA 2016-2025. "
6. Hofer R.R., Cusson S.E., Lobbia R.B., Gallimore A.D. The H9 Magnetically Shielded Hall Thruster // 35th International Electric Propulsion Conference, Atlanta, Georgia, USA, 2017, paper IEPC-2017-232.
7. Lovtsov A.S., Shashkov A.S. Laboratory tests of 10.5 kW Hall thruster and 42 kW cluster // 71st International Astronautical Congress (IAC), 12-14 October 2020, The CyberSpace Edition, IAC-20-C4.5.7 (56836).
8. Herman D.A., Tofil T.A., Santiago W., Kamhawi H., Polk J.E., Snyder J.S., Hofer R.R., Picha F.Q., Jackson J., Allen M. Overview of the Development and Mission Application of the Advanced Electric Propulsion System (AEPS) // 35th International Electric Propulsion Conference, Atlanta, GA, United States, 2017, IEPC-2017-284.
9. Двирный В.В., Еременко Н.В., Двирный Г.В. Уменьшение массы кабельной продукции для космических аппаратов // Вестник СибГАУ. 2015. № 3. Т. 16. С. 658-663.
10. Лупяк Д.С., Лакеев В.Н., Карба-нов Н.А. Межорбитальный буксир на базе разгонного блока ДМ // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2012. № 3. С. 61-68.
11. Landis G.A., Oleson S.R., Mercer C.R. Solar Electric Propulsion for Future NASA Missions // 42nd IEEE Photovoltaic Specialists Conference. New Orleans, LA, United States: IEEE, 2015. P. 1-4.
12. Красильников А., Хохлов А. Полёт экипажа МКС-51/52 // Новости космонавтики. 2017. № 8. С. 5-12.
13. Хамиц И.И., Филиппов И.М., Бурылов Л. С., Тененбаум С.М., Перфильев А.В., Гусак Д.И. Концепция космической транспортно-энергетической системы на основе солнечного межорбитального
электроракетного буксира // Космическая техника и технологии. 2017. № 1(16). С. 32-40.
14. Архангельский Н.И., Акимов В.Н., Кувшинова Е.Ю., Синицын А.А. Выбор параметров эллиптической орбиты базирования для повышения безопасности применения многоразовых ядерных буксиров // Космическая техника и технологии. 2016. № 2(13). С. 45-54.
15. Егоров В.А., Гусев Л.И. Динамика перелётов между Землей и Луной. М.: Наука, 1980. 544 с.
16. Асюшкин В.А., Викуленков В.П., Ишин С.В., Федоскин Д.И., Леме-шевский С. А., Яковлев Б.Д., Жумаха-нов Н.Б., Порешнев А.Ю., Викуленков А.В.
Универсальный разгонный блок повышенной энерговооружённости «Фрегат-СБУ» // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2017. № 2. С. 147-156.
17. Афанасьев И. «Ангара» и её место в парке средств выведения // Новости космонавтики. 2014. № 12. С. 60-61.
18. Бидеев А.Г., Семин А.Ю., Кузнецов А.В., Ахмедов М.Р. Проектирование системы энергоснабжения научно-энергетического модуля для Российского сегмента Международной космической станции // Космическая техника и технологии. 2015. № 2(9). С. 64-74.
Статья поступила в редакцию 08.12.2021 г. Окончательный вариант — 09.02.2022 г.
References
1. Mikrin E.A. Otechestvennaya kosmonavtika: vperedi Luna? [Our country's spaceflight: Moon ahead?]. Russkii kosmos, 2019, no. 2, pp. 2-7.
2. Lovtsov A.S., Tomilin D.A., Muravlev V.A. Development of high-voltage Hall effect thrusters at Keldysh Research Centre. 68th International Astronautical Congress (IAC), Adelaide, Australia. IAF, IAC-17-C4.4.4, 2017.
3. Shashkov A.S., Lovtsov A.S. Laboratory tests of 10.5 kW Hall thruster with external layer. Proc. of 36th International Electric Propulsion Conference, University of Vienna, Vienna, Austria, 15-20 September 2019, paper IEPC-2019-392.
4. Hofer R, Kamhawi H., Herman D., Polk J., Steven Snyder J., Mikellides I., Huang W, Myers J., Yim J., Williams G., Lopez Ortega A., Jorns B., Sekerak M, Griffiths C, Shastry R, Haag T., Verhey T., Gilliam B., Katz I., Goebel D., Anderson J.R., Grilland J., Clayman L. Development Approach and Status of the 12.5 kW HERMeS Hall Thruster for the Solar Electric Propulsion Technology Demonstration Mission. 30th International Symposium on Space Technology and Science 34th International Electric Propulsion Conference and 6th Nano-satellite Symposium, Kobe, Hyogo, Japan, 2015, paper IEPC-2015-186.
5. Williams G.J., Gilland J.H., Peterson P.Y., Kamhawi H, Huang W., Ahern D. W., Yim J., Herman D. A., Hofer R. R., Sekerak M. Wear testing of the HERMeS thruster. 52nd AIAA/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference, Salt Lake City, USA, 2016, paper AIAA 2016-2025.
6. Hofer R.R., Cusson S.E., Lobbia R.B., Gallimore A.D. The H9 Magnetically Shielded Hall Thruster. 35th International Electric Propulsion Conference, Atlanta, Georgia, USA, 2017, paper IEPC-2017-232.
7. Lovtsov A.S., Shashkov A.S. Laboratory tests of 10.5 kW Hall thruster and 42 kW cluster. 71st International Astronautical Congress (IAC), 12-14 October 2020, The CyberSpace Edition, IAC-20-C4.5.7 (56836).
8. Herman D.A., Tofil T.A., Santiago W., Kamhawi H, Polk J.E., Snyder J.S., Hofer R.R., Picha F.Q., Jackson J., Allen M. Overview of the Development and Mission Application of the Advanced Electric Propulsion System (AEPS). 35th International Electric Propulsion Conference, Atlanta, GA, United States, 2017, IEPC-2017-284.
9. Dvirnyi V.V., Eremenko N.V., Dvirnyi G.V. Umen'shenie massy kabel'noi produktsii dlya kosmicheskikh apparatov [Reducing the mass of cable products for spacecraft]. Vestnik SibGAU, 2015, no. 3, vol. 16, pp. 658-663.
10. Lupyak D.S., Lakeev V.N., Karbanov N.A. Mezhorbital'nyi buksir na baze razgonnogo bloka DM [Orbital transfer vehicle based on Block DM upper stage]. Vestnik NPO im. S.A. Lavochkina, 2012, no. 3, pp. 61-68.
11. Landis G.A., Oleson S.R., Mercer C.R. Solar Electric Propulsion for Future NASA Missions. 42nd IEEE Photovoltaic Specialists Conference. New Orleans, LA, United States: IEEE, 2015, pp. 1-4.
12. Krasil'nikov A., Khokhlov A. Polet ekipazha MKS-51/52 [Flight of the crew of ISS-51/52]. Novosti kosmonavtiki, 2017, no. 8, pp. 5-12.
13. Khamits 1.1., Filippov I.M., Burylov L.S., Tenenbaum S.M., Perfil'ev A.V., Gusak D.I. Kontseptsiya kosmicheskoi transportno-energeticheskoi sistemy na osnove solnechnogo mezhorbital'nogo elektroraketnogo
buksira [A concept of space transportation and power generating system based on a solar electric propulsion orbital transfer vehicle]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2017, no. 1(16),pp. 32-40.
14. Arkhangel'skii N.I., Akimov V.N., Kuvshinova E.Yu., Sinitsyn A.A. Vybor parametrov ellipticheskoi orbity bazirovaniya dlya povysheniya bezopasnosti primeneniya mnogorazovykh yadernykh buksirov [Selecting parameters of elliptical basing orbit to improve safety of nuclear reusable tugs]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2016, no. 2(13),pp. 45-54.
15. Egorov V.A., Gusev L.I. Dinamika pereletov mezhdu Zemlei i Lunoi [Dynamics of flight between Earth and the Moon]. Moscow, Naukapubl, 1980. 544p.
16. Asyushkin V.A., Vikulenkov V.P., Ishin S.V., Fedoskin D.I., Lemeshevskii S.A., Yakovlev B.D., Zhumakhanov N.B., Poreshnev A.Yu., Vikulenkov A.V. Universal'nyi razgonnyi blok povyshennoi energovooruzhennosti «Fregat-SBU» [Multipurpose upper stage Fregat-SBU with high power supply capacity]. Vestnik NPO im. S.A. Lavochkina, 2017, no. 2, pp. 147-156.
17. Afanas'ev I. «Angara» i ee mesto v parke sredstv vyvedeniya [Angara and its place in the launch vehicles fleet]. Novosti kosmonavtiki, 2014, no. 12, pp. 60-61.
18. Bideev A.G., Semin A.Yu., Kuznetsov A.V., Akhmedov M.R. Proektirovanie sistemy energosnabzheniya nauchno-energeticheskogo modulya dlya Rossiiskogo segmenta Mezhdunarodnoi kosmicheskoi stantsii [Designing a power supply system of the science and power module for the international space station Russian Segment]. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii, 2015, no. 2(9), pp. 64-74.
