CC BY
26УДК 629.78:005.745
краткий обзор международных конференций SPACE 2014
© 2015 г. Улыбышев ю.п.
Ракетно-космическая корпорация «Энергия» имени С.П. Королёва (РКК «Энергия») Ул. Ленина, 4А, г. Королёв, Московская обл., Российская Федерация, 141070, e-mail: post@rsce.ru
Представлен краткий обзор докладов конференций по космонавтике, проведенных Американским институтом аэронавтики и астронавтики (American Institute of Aeronautics and Astronautics — AIAA) в августе 2014 г. (г. Сан-Диего, США). В обзоре упомянуто 86 докладов (около четверти) конференций AIAA Space Conference и AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference. Тематика докладов весьма обширна. Рассматривались перспективные проекты пилотируемых полетов за пределами околоземного пространства — окололунные полеты, миссии к окололунным точкам либрации, к астероидам и Марсу. Ряд сообщений включал комплексный взаимосвязанный анализ подобных миссий. Значительное число докладов было связано с различными аспектами околоземных космических полетов, такими как сближение на орбите и орбитальные инспекции, наблюдение Земли и космических объектов, многоспутниковые системы. Традиционно были представлены результаты разработки новых методов динамики полета.
Ключевые слова: космические проекты, полеты к Луне, межпланетные полеты, динамика космического полета, астродинамика, конференции, обзор.
short survey of international conferences SPACE 2014
ulybyshev Yu.p.
S.P. Korolev Rocket and Space Public Corporation Energia (RSC Energia) 4A Lenin str., Korolev, Moscow region, 141070, Russian Federation, e-mail:post@rsce.ru
A short survey of reports on astronautics conferences held by American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA) in August 2014 (San-Diego, USA) is presented. About a quarter of the reports (86) of AIAA Space Confere^e and AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference are mentioned in the review. Subjects of the reports are wide range. Projects of manned spaceflights without circumterrestrial space — cislunar flights, mission at lunar libration points, asteroids and the Mars. A number of messages are included complex associative analysis of such missions. Much reports are related with different matter for circumterrestrial spaceflights — orbital rendezvous and inspection, Earth's remote sensing and space coverage, satellite constellations. New astrodynamics methods are traditionally presented.
Key words: space missions, flights to Moon, interplanetary flights, space flight dynamics, astrodynamics, conferences, survey.
УЛЫБЫШЕВ Юрий Петрович — доктор технических наук, заместитель руководителя научно-технического центра РКК «Энергия», e-mail: yuri.ulybyshev@rsce.ru
ULYBYSHEV Yuri Petrovich — Doctor of Sciences (Engineering), Deputy Head of Scientific - Technical Center of RSC Energia, e-mail: yuri.ulybyshev@rsce.ru
ffl XWv-
улыбышев ю.п.
Введение
Ежегодно в августе AIAA (American Institute of Aeronautics and Astronautics — американское научно-техническое общество специалистов по авиации и космонавтике) организует блок научно-технических конференций по космонавтике — SPACE. В 2014 г. в рамках SPACE 2014 были проведены конференции:
• космос (AIAA SPACE Conference and Exposition);
• астродинамика (AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference);
• космическая связь (32nd AIAA International Communications Satellite Systems Conference).
В 2014 г. на этих конференциях было представлено 383 доклада. В предлагаемом обзоре с разной степенью детализации упомянуто 86 докладов. Отметим, что на сайте AIAA есть полнотекстовая поисковая система по всем журнальным статьям и докладам конференций (http://arc.aiaa.org/search).
Такой комплекс конференций является представительным международным научно-техническим форумом в области проектирования, динамики полета и управления космическими аппаратами (КА) и космической связи. Для заявки представляются черновые варианты или расширенные рефераты (2 стр.) докладов, которые проходят рецензирование. На подобные конференции принимаются ~40-60 % от поданных заявок и доклады по приглашению. Это обеспечивает высокий научно-технический уровень конференций. Их участники получают доступ ко всем докладам конференции в электронном виде через Интернет. Заседания проводятся по тематическим секциям (на каждый доклад с ответами на вопросы отводится по 30 мин, время начала доклада фиксировано, параллельно проводится ~10 секций). AIAA придерживается жесткого принципа No Paper - No Podium; No Podium - No Publication -выступление только при представлении в определенный срок текста доклада в виде полноразмерной статьи (до 25 стр.), и доклад включается в труды конференции только после выступления. Обсуждение докладов проходит активно с большим количеством вопросов, так как в электронном виде все доклады доступны за несколько дней до начала конференций, и многие участники приходят на интересующие их доклады с готовыми вопросами и/или мнениями. Параллельно с конференциями проводится небольшая выставка космического профиля, в основном американских фирм.
Основными участниками конференций являлись представители США — ~70% (из них специалисты промышленности, NASA и ВВС
США — ~45%, университетов США — ~25%). Остальные участники — специалисты из Европы, Китая, Японии и других стран. С каждым годом доля иностранных участников возрастает. Все доклады на конференции можно условно разделить на три категории:
• описания, проблемы, технические решения и т. п. по конкретным космическим проектам (выполненным или планируемым);
• анализ проблем, проектирование, разработки применительно к какому-то типу космической миссии или ее составной части, например, траектории спуска в атмосфере Земли, координированный полет группировки спутников на околоземной орбите и т. п.;
• методические работы по различным аспектам динамики полета, управления, космической баллистики, навигации, оптимизации траекторий и т. п.
Перспективные проекты пилотируемых полетов за пределами околоземного пространства
Окололунные полеты. NASA был представлен доклад по концепции среды обитания космонавтов в дальнем космосе [1] — окололунные полеты, полеты к астероидам и к Марсу на базе разработанных в программе МКС модулей, топливных баков и средств выведения. Рассматриваются, в основном, сценарии, использующие точки либрации системы Земля-Луна (Earth Moon Libration - EML) -EML1 и EML2, а также удаленную окололунную орбиту DRO (Distant Retrograde Orbit), проходящую через точки EML1 и EML2 (рис. 1).
Кратко описаны следующие возможные миссии:
а) Возвратные миссии к астероидам.
Базовая концепция состоит в том, что долговременная среда обитания (т. е. космическая станция) будет полезной для непосредственного перелета к астероиду, который пролетает через DRO, являющуюся предпочтительной, поскольку она устойчива и требует малых затрат на поддержание. Первый этап предполагает использование только КА «Орион» (используется обозначение MPCV — Multi Purpose Crew Vehicle) с двумя космонавтами и оборудованием для внекорабельной деятельности. Долговременные экспедиции будут использовать дополнительное оборудование для экипажа. Астероидные миссии должны включать поддержку 180-дневного полета для экипажа из четырех человек. Бортовой лаборатории необходимо обеспечивать научные исследования и выбор материалов для возвращения на Землю, а также контроль микроорганизмов.
Рис. 1. Удаленная окололунная ретроградная орбита: 1 — гало-орбиты в окрестности точек либрации БЫЬ1, БЫЬ2; 2 — удаленная ретроградная окололунная орбита; 3 — орбита МКС
б) Лунные миссии.
Станция должна поддерживать лунные миссии при размещении ее на DRO или в точках либрации EML1 и EML2, осуществляя при этом непосредственный контроль космических роботов на лунной поверхности, сервисное обслуживание возвращаемых лунных роботов и пилотируемых посадочных ступеней, первичный анализ материалов с поверхности Луны и т. д.
в) Сервисное обслуживание марсианских космических кораблей.
Предполагает сборку на орбите грузовых и пилотируемых марсианских кораблей, поскольку это может понизить затраты характеристических скоростей для перелетов.
Описаны возможные варианты конфигураций. Один из вариантов включает модуль NODE от МКС и MPLM — Multi-Purpose Logistics Module (рис. 2 и 3) и рассчитан на 500-дневное пребывание экипажа из четырех человек.
Рис. 2. Многоцелевой пилотируемый корабль: 1 — верхняя ступень; 2 — многоцелевой транспортный модуль; 3 — шлюзовой отсек; 4 — узловой модуль; 5 — многоцелевой транспортный модуль; 6 — КА «Орион»; 7 — купол
Рис. 3. Пилотируемый модуль: 1 — жилое помещение экипажа с радиационной защитой; 2 — узловой модуль с поддержкой жизнедеятельности; 3 — транспортный модуль; 4 — шлюзовой отсек; 5 — каюты экипажа
В докладе [2] предлагается поэтапная разработка пилотируемой космической станции POLUS для отработки технологии искусствен -ной гравитации и исследования воздействия космической радиации на космонавтов на окололунной орбите. Подобные разработки необходимы для обеспечения будущих длительных пилотируемых космических полетов. Предполагается, что миссия будет включать три фазы (рис. 4). Для транспортных операций будет использоваться ракета-носитель (PH) SLS, а для пилотируемых — PH Falcon с космическим кораблем Dragon.
Первая (шестимесячная) фаза включает создание космической станции с четырьмя космонавтами, размещаемой на DRO. Этот этап не будет поддерживать искусственную гравитацию, а будет использоваться для миссии по перемещению астероида (ARM — Asteroid Redirect Mission). Начало миссии планируется на 2021 г.
Вторая фаза включает три шестимесячных этапа с экипажем из шести космонавтов.
5 6 7 8 9 10 11 12
Рис. 4. Фазы создания пилотируемой космической станции POLUS: 1, 2, 3 — фазы миссии; 4 — удаленная окололунная ретроградная орбита; 5 — первое выведение конструкции; 6 — первый пилотируемый полет; 7 — второе выведение элементов конструкции; 8 — вторая пилотируемая миссия; 9 — возвращение первой и второй пилотируемых миссий; 10 — третье выведение конструкции; 11 — третья пилотируемая миссия; 12 — возвращение второй и третьей пилотируемых миссий
Третья фаза является имитацией пилотируемого полета к Марсу. Продолжительность этой фазы ~1 000 дней, экипаж — шесть человек. Первые и последние шесть месяцев этапа выполняются в условиях микрогравитации, имитирующей перелетные участки Земля-Марс. 21 месяц между этими периодами имитируется марсианская гравитация — аналог длительного пребывания на Марсе. Искусственная гравитация формируется вращением крупногабаритной двухэтажной конструкции. Уровни обеспечиваемой гравитации показаны в таблице.
В работе [3] изложена системная архитектура и планирование возможных лунных пилотируемых экспедиций на ближайшую перспективу. В качестве средств выведения предполагается использование тяжелой РН Falcon (53 т на низкой околоземной орбите) и верхней ступени РН Delta IV, которая обеспечит доставку от Земли на переходную орбиту к Луне 23,21 т полезной нагрузки. Такой квант массы позволит минимизировать число пусков.
Сценарий первой пилотируемой миссии посещения (sortie-class human mission) планируется следующим образом:
• базовый двигательный модуль OPM (Orbital Propulsion Module) выводится на LLO (LunarLow Orbit) — низкую окололунную орбиту;
• лунный посадочный модуль LLM (Lunar Landing Module) (рис. 5) выводится на LLO и стыкуется с первым ОРМ;
Рис. 5. Лунный посадочный модуль
Имитируемые уровни гравитации
Тип гравитации Скорость вращения, об./мин Доля g на первом этаже Доля g на втором этаже
Луна 1,59 0,16 0,17
Марс 2,41 0,36 0,38
Земля 3,91 0,96 1,00
• второй OPM выводится на LLO и стыкуется к LLM как модуль взлетной ступени;
• пилотируемый модуль старта и возврата к Земле CLEV (Crew Launch and Entry Vehicle) выводится на LLO и стыкуется со сборкой со стороны взлетного базового, а первый OPM используется для маневра снижения на Луну.
Проект предусматривает серию отработочных миссий:
• DM1 — полетная демонстрация Delta IV и OPM (беспилотная);
• DM2 — тест LLM с посадкой с грузом (беспилотная);
• DM3 — двойное выведение OPM/LLM со стыковкой на LLO и посадка с грузовой ступенью (беспилотная);
• DM4 — беспилотный облет Луны связкой CLEV/OPM с EDL (Earth Departure and Landing — отлет от Земли и посадка);
• DM5 — пилотируемая проверка CLEV на околоземной орбите;
• DM6 — пилотируемая экспедиция на лунную орбиту;
• DM7 — полная беспилотная экспедиция по четырехпусковой схеме с возвратом к Земле CLEV.
Приводятся массовые характеристики и оценки стоимости этапов работ. Отработочный этап рассчитан на 12 лет с первым пуском в 2019 г. Программа предусматривает относительно равномерное финансирование с годовым бюджетом ~3 млрд долл.
В перспективе план включает следующие миссии:
• LM1 — первая пилотируемая посадка на лунную поверхность (3-5 сут);
• LM2 — экспедиция посещения Луны;
• СМ1 — грузовая миссия с двумя негерметичными луноходами и грузы для длительных миссий;
• LM3 — двухнедельная экспедиция на поверхность Луны;
• СМ2 — грузовая миссия, подобная СМ1;
• LM4 — пилотируемая миссия, подобная LM3;
• EM1 — пилотируемая миссия в точку либрации L1 системы Земля-Луна;
• ЕМ2 — пилотируемая миссия в точку либрации L2 системы Земля-Луна;
• СМ3 — двухпусковая грузовая миссия с герметичным луноходом и оборудованием;
• LM5 — шестинедельная лунная экспедиция;
• ЕМ3 — пилотируемый полет на лунную удаленную орбиту (ретроградную);
• EM4 — пилотируемая миссия в точку либрации EML5 системы Земля-Луна;
• CM4 — грузовая миссия с герметичным луноходом и оборудованием;
• CM5 — однопусковая грузовая миссия с расходными материалами;
• LM6 — шестинедельная экспедиция на обратную сторону Луны.
Пилотируемые миссии к окололунным точкам либрации. В докладе [4] рассматривается использование PH среднего класса для полетов к точкам либрации EML1, EML2 системы Земля-Луна, включая обитаемую станцию в окрестности EML2. В качестве возможных претендентов рассматривались различные PH, и в результате анализа были выбраны четыре типа PH.
Укрупненная архитектура миссии, предусматривающей шестимесячный полет по гало-орбите двух космонавтов, показана на рис. 6.
Используется трехпусковая схема со сборкой станции на низкой околоземной орбите:
• первое выведение — топливо и двигатели (PH Falcon-9);
• второе — топливо (PH Atlas);
• третье — обитаемый отсек, посадочная ступень, узловой модуль.
Экипаж в КА Dragon летит отдельно. Стыковка с космической станцией предполагается на гало-орбите. Конфигурация станции показана на рис. 7.
Полеты к астероидам. NASA был представлен доклад [5] по анализу возможностей многотонного буксира (размером 2-4 м), который может сесть на поверхность астероида размером более 100 м и выполнить забор грунта с последующим перемещением его в окололунное пространство (Asteroid Redirect Robotic Mission — ARRM). ARRM будет использовать электроракетную двигательную установку (ЭPДУ), его внешний вид показан на рис. 8.
ARRM планируется запустить в 2019 г., это будет одна из трех компонент ARM. Вторая пилотируемая компонента — ARCM (Asteroid Redirect Crewed Mission) на основе KA Orion -имеет стыковочное оборудование. Запуск планируется на середину 2020-х гг. Третья часть включает наземные и космические средства наблюдения. В качестве примера рассмотрен полет к астероиду Bennu со стартом в 2019 г. и 120-дневным пребыванием на астероиде, c возвратом в систему Земля-Луна в 2024 г.
Другие виды возможных экспедиций рассматривались в докладах NASA [6, 7]. Особенности проекта NASA Scout («Pазведчик») описаны в докладе [8].
Рис. 6. Архитектура пилотируемой миссии на гало-орбите: 1 — гало-орбита в окрестности L2; 2 — космическая станция; 3 — перелет на гало-орбиту, AV = 3,4 км/с, длительность 6,2 сут; 4 — низкая околоземная орбита; 5 — три пуска для доставки: Launch 1 — топлива и двигателей; Launch 2 — топлива; Launch 3 — жилого модуля, посадочной ступени и узлового модуля; 6 — сборка на низкой околоземной орбите; 7 — пилотируемый пуск с КА Dragon; 8 — прямой перелет КА Dragon на гало-орбиту; 9 — стыковка КА Dragon с космической станцией; 10 — шестимесячный полет; 11 — возврат на Землю
ERV/Science LAB _J
Рис. 7. Конфигурация космической станции: 1 — лунная посадочная ступень; 2 — лунный узловой модуль; 3 — солнечные панели; 4 — жилой модуль; 5 — топливо; 6 — научная лаборатория
Рис. 8. Посадка на астероид буксира ARRM
Пилотируемые полеты на Марс. Перспективные пилотируемые миссии на марсианскую орбиту, Фобос и поверхность Марса с использованием 100-киловаттной ЭРДУ обсуждались в докладе NASA [9]. Основные компоненты:
• КА Orion (первый полет беспилотный, второй пилотируемый — 2021 г.);
• семь РН SLS (2017-2028 гг.);
• межпланетный буксир на электроракетной двигательной установке (2019 г.);
• два комплекта обитаемых модулей для дальнего космоса (2024 г.);
• три комплекта разгонных ступеней на жидкостных ракетных двигателях (ЖРД) (2033 г.);
• марсианская ступень для посадки и взлета (2031 г. — тестовый полет; 2035 г. — пилотируемая посадка на Луну; 2040 г. -пилотируемая посадка на Марс).
Концепция пилотируемой экспедиции на Фобос проиллюстрирована на рис. 9.
Рис. 9. Пилотируемая миссия на Фобос: 1 — орбита Марса; 2 — четырехступенчатый перелет к Марсу; 3 — трехлетний перелет к Марсу; 4 — грузовые миссии с использованием электроракетной двигательной установки; 5 — пилотируемые полеты с использованием жидкостных ракетных двигателей; 6 — высокая околоземная орбита сборки; 7 — пилотируемый перелет к Марсу за 200. ..300 дней; 8 — 500-дневный околомарсианский перелет; 9 — возврат к Земле за 200.300 дней; 10 — вход в атмосферу Земли
Она включает выведение на высокую марсианскую орбиту перелетно-возвратной ступени (за четыре года) и обитаемого модуля (за три года), которые выводятся с помощью ЭРДУ и используют две РН SLS. Экипаж осуществляет перелет (200...300 сут) с использованием химических двигателей с предварительной сборкой на высокой околоземной орбите, а также двух РН SLS. Далее ~500-суточный околомарсианский полет и возврат к Земле за -200...300 сут.
Схема пилотируемого полета с посадкой на поверхность Марса дополнительно включает доставку посадочной ступени на околомарсианскую орбиту.
Дорожная карта предлагаемой концепции пилотируемых полетов на Марс представлена на рис. 10.
В докладе NASA [10] приводятся расчетные зависимости для универсальной модели двухступенчатого аппарата MAV (Mars Ascent Vehicle) для взлета с поверхности Марса. Траектория взлета может быть рассчитана двухимпульсным перелетом с соответствующими оценками потерь на конечность маневров, двухступенчатость и атмосферное
сопротивление. Приводится методика оптимизации с учетом масс ступеней.
В докладе фирмы Boeing [11] описана концепция космической системы на основе модульных элементов для ближайшей пилотируемой экспедиции (четыре космонавта) на Марс. Представлено улучшение ранее предложенной в 2012 г. архитектуры MEV (Mars Exploration Vehicle) за счет уменьшения числа типов модулей и упрощения сборки на низкой околоземной орбите. Предполагается использование трех типов КА:
• беспилотные MLTVs (Mars Lander Transfer Vehicle, два аппарата, конфигурация показана на рис. 11 — вид сбоку и сверху);
• пилотируемый MCTV (Mars Crew Transfer Vehicle, рис. 12 — вид сбоку и сверху).
• восемь РН SLS для выведения на низкую околоземную орбиту.
Приводятся массовые сводки по всем этапам полета.
В докладе большого авторского коллектива [12] собраны рекомендации с конференции Affording Mars («Доступный Марс») по особенностям пилотируемой экспедиции на Марс.
Рис. 10. Дорожная карта полета на Марс: 1 — поверхность Марса; 2 — околомарсианская орбита Фобос; 3 — астероиды; 4 — лунная поверхность; 5 — окололунная орбита; 6 — околоземная орбита; 7 — тестирование оборудования на МКС; 8 — посадка на Луну; 9 — тестирование марсианского посадочного модуля на Луне с экипажем; 10 — КА Orion с межпланетным модулем на околомарсианской орбите; 11 — посадка на Марс; 12 — обитаемый модуль на марсианской поверхности
Рис. 11. Марсианский посадочный космический аппарат: 1, 2 — отлетные ступени от Земли; 3 — марсианская пилотируемая посадочная ступень; 4 — грузовой марсианский посадочный корабль с обитаемым модулем; 5 — грузовой марсианский посадочный модуль с марсоходом; 6 — марсианская перелетная ступень; 7 — сервисный топливный модуль
Рис. 12. Перелетный марсианский пилотируемый космический аппарат (КА): 1 — отлетные ступени № 3, 4 и 5 от Земли; 2,3 — КА дальнего космоса № 1, 2; 4 — модуль искусственной гравитации; 5 — многоцелевой пилотируемый корабль; 6 — КА дальнего космоса № 3; 7 — марсианская перелетная ступень
динамика полета на околоземных орбитах
Относительное движение, сближение и орбитальная инспекция. Управление относительным движением в спутниковой системе за счет различия в атмосферном торможении описано в работе [13]. Представлен полуаналитический метод наведения и управления КА для маневров по предотвращению столкновения на орбите [14]. Используется принцип максимума Понтрягина с функционалом, включающим штрафные составляющие. Решение в виде усеченных рядов для закона с обратной связью генерирует наведение, близкое к оптимальному, без использования начального приближения итеративного процесса.
Описан алгоритм для орбитальных инспекций автономного КА на околоземных орбитах [15]. Изложена оптимизация траекторий игр преследования-уклонения в рамках линеаризованных уравнений относительного движения с использованием теории линейно-квадратических дифференциальных игр [16]. Представлена упрощенная формулировка возмущенного относительного движения двух КА (с учетом сжатия Земли) на орбитах с малыми эксцентриситетами [17]. Описана реконфигурация орбитальной группировки на основе электромагнитных сил Лоренца с использованием линейно-квадратического управления [18]. Приводится алгоритм оценки ориентации и траектории для автономной стыковки с использованием мерцающего лидара [19]. Рассмотрены оптимальные траектории сближения
с использованием различий в атмосферном торможении [20]. Изложен обзор динамики и управления для причаливания КА с использованием электромагнитных сил [21]. Представлено сравнение нелинейных аналитических решений для относительного движения на орбите [22]. Рассмотрено маневрирование в двухспутниковой системе на основе куло-новских сил с использованием метода ASRE (Approximate Sequence of Riccati Equations) [23]. Представлено приближенное нелинейное решение второго порядка для относительного движения в рамках кеплеровских орбит [24]. Описано качество позиционирования навигации для орбитальной инспекции, основанной на лидаре [25]. Представлен анализ уравнений второго порядка для относительного движения на основе задачи Ламберта [26]. Приводятся частные производные для проблемы Ламберта (задачи сближения и перехвата) [27].
Многоспутниковые системы. Авторитетная американская организация «Аэроспейс Корпорейшен» (The Aerospace Corp.), занимающаяся научными вопросами национальной безопасности в области космоса, предложила два типа низкоорбитальных спутниковых систем периодического обзора, дающих возможность наблюдения всей Земли за один виток (название доклада LEO constellations to cover the Earth in one rev.) [28]:
• Figure 8 (Фигура «восьмерка», рис. 13), где положения спутников образуют фигуру в форме восьмерки (на рисунке красная линия);
• BroadBrush («Широкая щетка», рис. 14).
F8 cancellation — 9 satellites (h = 600 km, i = 60 deg, elev > 10 deg) Рис. 13. Обзор Земли спутниковой системой в форме восьмерки
BB cancellation — 9 satellites (h = 600 km, i = 60 deg, elev > 10 deg) Рис. 14. Обзор Земли спутниковой системой «Щетка»
Отличительной особенностью систем является непрерывная связь между всеми спутниками и возможность практически непрерывной передачи результатов наблюдения на один из двух приполярных наземных пунктов (ТНи1в в Гренландии или МсМигйо в Антарктиде). Таким образом, оперативность съемки и передачи информации для любой точки Земли будет не хуже 1,5-2 ч. Практическая подоплека подобной системы очевидна.
В докладе [29] автор обзора представил новый общий метод анализа спутниковых систем периодического обзора на круговых орбитах с относительно большими временами перерывов на основе двумерных отображений условий видимости, основанный на последовательном суммировании долготных диапазонов видимости от витка к витку. Начальный интервал долготных диапазонов видимости рассчитывается аналитически, и далее на каждом витке учитывается его сдвиг на величину межвиткового расстояния. При этом могут быть учтены долговременные изменения орбит и маневры КА. Используется математический алгоритм объединения одномерных интервалов в диапазоне долгот 0...2р. Время перерыва будет соответствовать витку, на котором будет образован сплошной интервал 0...2р (рис. 15).
Расчеты выполняются без проведения моделирования для произвольных спутниковых систем, а также для произвольных
наборов спутников. При этом могут быть выявлены вырожденные сочетания параметров спутниковой системы и требований обзора, т. е. с очень большими и/или бесконечными перерывами (пример показан на рис. 16). Поскольку времена перерывов изменяются в очень широких пределах, для них используется логарифмическая шкала.
Приводится описание расчетных алгоритмов анализа перерывов видимости для одиночных спутников, многоспутниковых систем и произвольных наборов спутников.
Рассмотрены возможности экономии топлива на поддержание четырехспутнико-вой высокоэллиптической системы Дрейма с орбитальным периодом ~27 ч [30]. Представлен массовый анализ параметров спутниковых систем периодического обзора на основе генетических алгоритмов [31]. Описан метод аналитического решения периодического обзора для систем на геосинхронных орбитах [32].
Наблюдение за космическими объектами. ВВС США и фирмой Boeing описана интегрированная среда для поиска и распознавания при автоматической обработке наблюдений за космосом — SADITE (Search And Determine Integrated Environment) [33]. В работе [34] изложены особенности нелинейного программирования неопределенностей в орбитальных элементах применительно к системам наблюдения за космосом.
Рис. 15. Геометрическая иллюстрация двухспутниковой системы: широта — 20°; высота орбиты Ь = 800 км; наклонение I = 50° угол возвышения а = 45°
Рис. 16. Трехспутниковая система (угол возвышения а = 60°; минимальный перерыв = 12,3 ч). Времена перерывов
наблюдения в зависимости от высоты и наклонения орбиты
Рассмотрены вопросы управления и планирования работы средств наблюдения за космосом (Space Surveillance) [35]. В докладе ВВС США [36] рассмотрены требования для реконструкции маневров несотрудничаю-щих спутников с использованием адаптивных фильтров. Описаны методы фильтрации для наблюдения за космическими объектами [37]. В докладе [38] обсуждаются вопросы неопределенности больших объемов оптических данных при начальном определении орбит для наблюдения за космическими объектами (доклад ВВС США).
Космический мусор. Представлен метод по активному удалению космического мусора с многими целевыми объектами, при котором КА осуществляет выбор последовательности перелетов между ними [39]. Описана новая инженерная модель NASA для космического мусора ORDEM 3.0 [40]. Изложены улучшения модели фрагментации IMPACT при взрыве и разрушении космических объектов [41]. В докладе [42] рассмотрены проблемы космического мусора для средневысотных орбит космических навигационных систем (GPS, ГЛОНАСС, Galileo) и правила по изменению их орбит по окончании срока функционирования. Изложены вопросы по оценке вероятности неуправляемого сближения космических объектов [43]. Представлен новый метод для вычисления вероятности столкновения КА на коротких интервалах [44].
Динамика полета околоземных КА. Рассмотрены вопросы проектирования схемы полета при выведении на геостационарную орбиту с использованием ЭРДУ двух типов (малой мощности — 1,78 кВт и относительно высокой — 4,5 кВт) с возможностью их переключения на теневых участках и/или с учетом высоты перигея [45]. Приводится анализ влияния радиационных поясов. В качестве примеров рассматриваются РН Falcon-9 и «Зенит-SI».
В докладе [46] представлены новые оптимальные решения для двухимпульсных перелетов на околокруговых орбитах.
Изложен опыт гибкого проектирования миссии для пикоспутника AeroCube-4 (10 см, 1 кг) на орбите 480x780 км с наклонением 65° [47]. Описано управление положением вдоль орбиты за счет изменения торможения при съемке Земли.
Представлена программная система по анализу миссий и планирования маневров GMAT (General Mission Analysis Tool), разработанная NASA [48, 49]. Описана верификация системы.
Изложен [50] аналитический метод прогнозирования движения КА на околокруговых низких околоземных орбитах. Описаны
оценки точности формата TLE (Two Line Element) элементов системы NORAD на примере спутника GOCE [51]. Изложен анализ некеплеровых траекторий КА для околоземных маневров [52]. Описано адаптивное отслеживание тепловых потоков при входе в атмосферу Земли [53].
Наблюдение Земли из космоса. Изложен метод выбора и поддержания орбит искусственных спутников Земли радарной интерферометрии для измерения очень малых изменений в топографии Земли, включая ледяной покров [54]. Представлен метод проектирования спутниковых орбит наблюдения Земли с использованием метаэвристической оптимизации (Particle Swarm Optimization) [55].
динамика лунных полетов
Описана программная среда для проектирования и эффективного анализа орбит в системе Земля-Луна [56]. Разработан каталог для выбора орбит, приводится их классификация для следующих групп: либрационные орбиты, резонансные, лунно-центрические и околоземные.
Представлен класс селеноцентрических ретроградных орбит для новых использований окололунных пилотируемых операций (радиус ~12 500...25 000 км), обеспечивающих поддержку операций автоматических аппаратов на поверхности Луны, миссии к астероидам и т. п. [57]. Изложена методика статистического расчета бюджета топлива для перелетов на гало-орбиты в окрестности EML{ [58]. Описано проектирование аварийной траектории при непроведении маневра перехода на окололунную орбиту для КА LADEE (Lunar Atmosphere & Dust Environment Explorer) [59]. Изучена стратегия для низкоэнергетических траекторий возврата от Луны [60]. Изложена методика поддержания гало-орбит в окрестности EML1 с использованием непрерывной тяги [61].
динамика межпланетных перелетов и полетов к астероидам
Межпланетные перелеты. Рассмотрены вопросы проектирования миниатюрных КА и оптимизации межпланетных траекторий на основе новой технологии ЭРДУ с высокими плотностью плазмы и тяговооруженностью, которые имеют очень малый форм-фактор (<0,1 U, где U — 10x10x10 см) [62]. Эта технология использует CAT (CubeSat Ambipolat Thruster) и позволяет обеспечить характеристические скорости ДУх ~11 км/с для КА размером ~3U и ДУ ~20 км/с для КА размером ~6U.
Представлены массовые сводки и оценки для дальних межпланетных перелетов с начальной геостационарной орбиты для КА с электрической мощностью 70 Вт (сухая масса 6,2 кг).
Изложен анализ быстрых траекторий возвращения от Марса с гравитационным маневром у Венеры [63]. Они позволят существенно сэкономить потребные затраты характеристической скорости (порядка нескольких км/с). Приводятся их детальный анализ и возможные даты перелета.
Доклад [64] посвящен оптимизации траекторий входа в атмосферу Марса, Венеры для технологий адаптивно развертывающихся аппаратов. В работе [65] найдены все траектории свободного возврата от Марса для XXI столетия.
В докладе [66] представлены энергетические оценки и возможные траектории межпланетных пилотируемых миссий, включающие окололунные гравитационные маневры и гало-орбиты в окрестности точки либрации ЕМЬ2. Рассмотрены полеты к астероидам, сближающимся с Землей, пилотируемые экспедиции по облету астероидов, перелеты с гало-орбиты БМЬ2 с облетом астероида и последующим возвратом на гало-орбиту, пилотируемый полет со сближением с астероидом и спутниками Марса.
Описаны оптимальные межпланетные перелеты с использованием солнечного паруса [67]. Изложен анализ требуемых запасов топлива для миссий с малой тягой на Марс и полетов к сближающимся с Землей астероидам [68]. Представлен метод оптимизации межпланетных траекторий с малой тягой с учетом стохастических операционных аномалий [69].
Полеты к астероидам, перехват и перемещение астероидов. Представлен метод быстрой обработки и оптимизации перелетов между многими целями на орбитах с малыми эксцентриситетами применительно к миссиям полетов к сближающимся с Землей астероидам [70]. Представлена новая гравитационная модель для навигации вблизи комет и астероидов [71].
Рассмотрены вопросы автономного планирования маневров в окрестности малых тел (типа спутников Марса) [72].
Представлены результаты компьютерного моделирования ядерного взрыва для разрушения астероида [73]. Представлено линеаризованное решение задачи Ламберта, в качестве численных примеров рассмотрены орбиты астероидов на гелиоцентрических орбитах в окрестности Земли [74]. Описаны характеристики инфракрасного телескопа и датчиков для наведения при гиперскоростном перехвате астероида [75]. Рассмотрена вероятность разрушения астероида на резонансных с Землей орбитах [76]. Выполнен анализ
низкоэнергетического (с малой тягой) захвата сближающихся с Землей объектов в рамках задачи трех тел для систем Земля-Солнце и Земля-Луна [77]. Описан управляемый взлет с поверхности астероида [78]. Доклад [79] посвящен навигации в окрестности астероида с использованием мерцающего лида-ра (Flash LIDAR). Изложены аналитические метрики для перемещения астероидов [80]. Рассмотрены методические вопросы проектирования для автоматических миссий по перенаправлению астероидов ARM [81]. Описана идентификация перемещаемых астероидов с использованием критерия Тиссерана [82].
Гало-орбиты системы Земля-Солнце. Представлено сравнение двух методов поддержания гало-орбит системы Земля-Солнце, особо рассмотрено влияние давления солнечного света [83]. Описано проектирование миссии SUNJAMMER (солнечная станция) в окрестность точки либрации L1 системы Земля-Солнце для предупреждения о солнечном шторме [84]. Изложены навигационные методы для пилотируемых миссий на гало-орбитах системы Земля-Солнце [85]. Рассмотрено оптимальное поддержание гало-орбит с ис-пользов анием теории динамических систем для КА WIND в системе Земля-Солнце [86].
Заключение
Доклады конференций AIAA Space Conference и AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference охватывали очень широкий спектр научно-технических проблем современной космонавтики. Одной из основных тенденций подобных конференций в последние годы стало существенное расширение числа докладов, в которых комплексно рассматриваются проекты перспективных миссий за пределы околоземного пространства. Многие из них базируются на имеющихся средствах выведения на орбиту и рассчитаны на ближайшие десятилетия.
Список литературы
1. Smitherman D.V., Griffin B.N. Habitat concepts for deep space exploration // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4477.
2. Akin D.L. POLUS: variable gravity habitat for space operations, exploration, and research // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition AIAA Paper 2014-4174.
3. Akin D.L. Systems architecture and program planning for affordable near-term human lunar exploration // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4240.
4. Jain A. Medium lift launch vehicles catalog design: lagrange point l2 mission and habitat design concept // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4472.
5. Mazanek D.D., Merrill R.G., et al. Asteroid redirect robotic mission: robotic boulder capture option overview // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA 2014-4432.
6. Reeves D.M., Naasz B.J, et al. Proximity operations for the robotic boulder capture option for the asteroid redirect mission // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4433.
7. Belbin S.P., Merrill R.G. Boulder capture system design options for the asteroid robotic redirect mission alternate approach trade study // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4434.
8. McNutt L., Johnson L., Kahn P., et al. Near-Earth asteroid (NEA) SCOUT // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4435.
9. Price H.W., Woolley R., et al. Human missions to Mars orbit, Phobos, and Mars surface using 100-Kwe-class solar electric propulsion // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4436.
10. Woolley R., Doudrick S. A simple analytic model for estimating Mars ascent vehicle mass and performance // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4107.
11. Benton M.G. Conceptual space vehicle architecture utilizing common modular elements for near-term human exploration of Mars // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4239.
12. Thronson H.A., Carberry C., et al. Affordable human exploration of Mars: recommendations of a community workshop // AIAA SPACE 2014 Conference and Exposition, AIAA Paper 2014-4332.
13. Li A.S., Mason J. Optimal utility of satellite constellation separation with differential drag // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4112.
14. Lee K., Park C. Near-optimal guidance and control for spacecraft collision avoidance maneuvers // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4114.
15. DiGirolamo L.J., Hacker K.A., et al. A hybrid motion planning algorithm for safe and efficient, close proximity, autonomous spacecraft missions // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4130.
16. Jagat A., Sinclair A.J. Optimization of spacecraft pursuit-evasion game trajectories in the Euler-Hill reference frame // AIAA/AAS
Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4131.
17. Yan H., Vadali S.R., Alfriend K.T. A recursive formulation of the satellite perturbed relative motion problem // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4133.
18. Sobiesiak L.A., Damaren C.J. Lorentz-augmented spacecraft formation reconfiguration // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4134.
19. McMahon J WW., Gehly S., Axelrad P. Enhancing relative attitude and trajectory estimation for autonomous rendezvous using flash LIDAR // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4359.
20. Dell'Elce L., Martinusi V., Kerschen G. Robust optimal rendezvous using differential drag // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4161.
21. Yuanwen Z., Yang L., et al. Spacecraft electromagnetic docking: a review on dynamics and control // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper2014 -4162.
22. Newman B.A., Sinclair A.J., et al. Comparison of nonlinear analytical solutions for relative orbital motion // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper2014 -4163.
23. Tekinalp O., Gomroki M.M. Maneuvering of two-craft COULOMB formation using ASRE method // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper2014-4164.
24. Newman B.A., Pratt E., et al. Quadratic hexa-dimensional solution for relative orbit determination // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4309.
25. Sell J.L., Rhodes A., et al. Pose performance of LIDAR-based navigation for satellite servicing // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4360.
26. LeGrand K.A., DeMars KJ. Analysis of a second-order relative motion Lambert solver // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4361.
27. Arora N., Russell R.P., Strange N.J. Partial derivatives of the Lambert problem // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4427.
28. Lang T.J. LEO constellations to cover the Earth in one rev. // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4156.
29. Ulybyshev Y. A General analysis method for discontinuous coverage satellite constellations // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4157.
30. Ferringer M., DiPrinzio M., et al. A framework for the discovery of passive-control, minimum energy satellite constellations // AIAA/
AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4158.
31. Whittecar W.R., Ferringer M.P. Global coverage constellation design exploration using evolutionary algorithms // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4159.
32. Razoumny Y.N. Analytic solutions for Earth discontinuous coverage and methods for analysis and synthesis of satellite orbits and constellations // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4160.
33. Schumacher P.W., Sabol C., Segerman A., et al. Search and determine integrated environment (SADIE) for automated processing of space surveillance observations (invited) // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4165.
34. AristoffJ.M., Horwood J.T., et al. Nonlinear uncertainty propagation in orbital elements and transformation to cartesian space without loss of realism // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4167.
35. Adurthi N., Singla P., Majji M. Conjugate unscented transformation based orbital state estimation and sensor tasking for efficient space surveillance // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4168.
36. Goff G.M., Black J, Beck J. Parameter requirements for non-cooperative satellite maneuver reconstruction using adaptive filters // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014 -4169.
37. McCabe J.S., DeMars K.J. Particle filter methods for space object tracking // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4308.
38. Roscoe C.W., Hussein I.I., et al. On uncertain angles-only track initiation for SSA // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4468.
39. Casalino L. Active debris removal missions with multiple targets // AIAA/AAS
Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4226.
40. Krisko P.H. The new NASA orbital debris engineering model ORDEM 3.0 // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4227.
41. Sorge M.E., Mains D. Impact fragmenation model improvements // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4228.
42. Jenkin A. B., Yoo B.B., et al. Effect of the semi-synchronous orbit protected region on the MEO debris environment // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4229.
43. Alfano S., Oltrogge D. Volumetric assessment of encounter probability // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4230.
44. Serra R., Arzelier D., Joldes M. A new method to compute the probability of collision for short-term space encounters // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4366.
45. Dutta A., Sreesawet S., et al. On the design of power and propulsion subsystems of all-electric telecommunication satellites // 32nd AIAA International Communications Satellite Systems Conference, AIAA Paper 2014-4243.
46. Carter T.E., Humi M. A new approach to optimal impulsive transfer near circular orbit // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4111.
47. Gangestad J.W., Rowen D., Hardy B. Along for the ride: experience with flexible mission design for CUBESATS // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper2014-4124.
48. Qureshi R.H., Hughes S.P. Preparing general mission analysis tool for operational maneuver planning of the advanced composition explorer mission // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4148.
49. Hughes S.P., Qureshi R.H., et al. Verification and validation of the general mission analysis tool (GMAT) // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4151.
50. Martinusi V., Dell'Elce L., Kerschen G. Analytic propagation for satellites in near-circular low-earth orbits // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper2014-4152.
51. Yang J., Han C., Li P., Ding K. Reliability analysis of SGP4 using GOCE satellite // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4281.
52. Hinckley D.W., Hitt D.L., Eppstein M. J. Evolved non-keplerian spacecraft trajectories for near-Earth orbital maneuvers // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4222.
53. Mooij E. Adaptive heat-flux tracking for reentry guidance//AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4142.
54. Sweetser T.H., Vincent M.A., Hatch S. Shootin' the pipe around the world: orbit design and maintenance for L-band SAR radar interferometry // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 20144117.
55. Warner J.G., Vtipil S.D. Earth observing satellite orbit design via particle swarm optimization //AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 20144428.
56. Guzzetti D., Bosanac N., Howell K.C. A framework for efficient trajectory comparisons in the Earth-Moon design space // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4110.
57. Adamo D.R., Lester D.F., et al. A class of selenocentric retrograde orbits with innovative applications to human lunar operations // AIAA/ AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4116.
58. Anthony W.M., Butcher E, Parker J.S. Statistical fuel budgets for impulsive guidance to Earth-Moon L1 halo orbits // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4138.
59. Genova A.L. Contingency trajectory design for a lunar orbit insertion maneuver failure by the LADEE spacecraft // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 20144221.
60. Qian Y, Zhang W., Xu L. VSM/GPM strategy for low-energy moon return trajectory // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4357.
61. Nazari M., Anthony W.M., Butcher E. Continuous thrust stationkeeping in Earth-Moon L1 halo orbits based on LQR control and Floquet theory // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4140.
62. Spangelo S.C., Longmier B.W. Small spacecraft system-level design and optimization for interplanetary trajectories //AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4125.
63. Hughes K.M., Edelman P.J., et al. Fast Mars free-returns via Venus gravity assist// AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014 -4109.
64. Saikia S.J., Saranathan H., et al. Trajectory optimization analysis of rigid deployable aerodynamic decelerator // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper2014-4139.
65. Edelman P.J., Hughes K.M., et al. Inspiration Mars 2018 free-return opportunity // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4128.
66. Dunham D.W., Farquhar R., Eysmont N. Interplanetary human exploration enabled by lunar swingbys and libration-point orbits //AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4126.
67. Mingotti G., Heiligers J., McInnes C. Optimal solar sail interplanetary heteroclinic transfers for novel space applications // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4223.
68. Laipert F.E., Longuski J. Automated missed-thrust propellant margin analysis for low-thrust
missions to mars and a near-earth asteroid//AIAA/ AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4224.
69. Ozaki N., Funase R., Nakasuka S. Low-thrust trajectory optimization method considering stochastic operational anomaly //AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4225.
70. Gatto G., Casalino L. Fast evaluation and optimization of low-thrust transfers to multiple targets // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4113.
71. Llanos P., Miller J.K., Hintz G. A new gravity model for navigation close to comets and asteroids //AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4144.
72. Surovik D.A., Scheeres D.J. Autonomous Maneuver Planning at Small Bodies via Mission Objective Reachability Analysis //AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-41474.
73. Zimmerman B.J., Wie B. Computational validation of nuclear explosion energy coupling models for asteroid fragmentation // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4146.
74. McMahon J.W., Scheeres D.J. Linearized Lambert's solution for computationally efficient applications // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4150.
75. Jenkin A.B., Yoo B.B., et al. Effect of the semi-synchronous orbit protected region on the MEO debris environment // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4229.
76. Vardaxis G., Wie B. Impact risk assessment of a fragmented asteroid in earth resonant orbits // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4300.
77. Mingotti G., Sanchez J.-P., McInnes C. Low energy, low-thrust capture of near Earth objects in the Sun-Earth and Earth-Moon restricted three-body systems // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4301.
78. Shen H., Roithmayr C., Cornelius D.M. Controlled ascent from the surface of an asteroid // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4303.
79. Dietrich A., McMahon J.W. Asteroid proximity navigation using flash lidar // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4355.
80. Scheeres D.J, McMahon J.W. Analytical metrics for asteroid mitigation // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4425.
81. Merrill R.G., Qu M., et al. Interplanetary trajectory design for the asteroid robotic redirect mission alternate approach trade study // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4457.
82. Strange N.J., Landau D., et al. Identification of retrievable asteroids with the Tisserand criterion // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 20144458.
83. Soldini S., Colombo C., Walker S. Comparison of hamiltonian structure-preserving and floquet mode station-keeping for libration-point orbits // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4118.
84. Heiligers J,, Diedrich B., et al. SUNJAMMER: preliminary end-to-end mission design // AIAA/ AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4127.
85. Leonard J., Parker J.S., Born G.H. Uncertainty mapping and navigation techniques for crewed missions in libration orbits // AIAA/ AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4166.
86. Brown J., Petersen J. Applying dynamical systems theory to optimize libration point orbit stationkeeping maneuvers for wind // AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, AIAA Paper 2014-4304.
Статья поступила в редакцию 13.07.2015 г.
