CC BY
17УДК 629.783:629.788
DOI: 10.18698/2308-6033-2021-10-2118
Перспективы применения околоземной ГНСС в качестве инфраструктуры для навигационного обеспечения лунных миссий
© М.В. Михайлов1, Д.С. Зарубин2'3, В.А. Заговорчев3
1 ПАО «РКК «Энергия», г. Королев Московской обл., 141070, Россия 2 ИКИ РАН, Москва, 117997, Россия 3 МАИ, Москва, 125993, Россия
Все больше космических агентств стремится к исследованию и освоению Луны в рамках национальных и международных космических программ. Их планы включают в себя распределенную сеть технических средств на поверхности Луны и вокруг нее, возможность формирования «локомотивных» проектов на базе опыта Международной космической станции (МКС), формирование грузопотока Земля — окололунная орбита — Луна. Анализ требований, связанных с доставкой возможной полезной нагрузки, показывает, что для программы освоения Луны необходимо качественное навигационное обеспечение, т. е. определение координат и скорости движения космического аппарата с высокой точностью и в режиме, близком к реальному времени. Рассмотрены вопросы создания такого навигационного сервиса на основе опыта российского сегмента МКС и использования околоземных глобальных спутниковых навигационных систем в качестве навигационной инфраструктуры.
Ключевые слова: лунная программа, навигация, МКС, навигационный сервис
Сокращения
АСН - аппаратура спутниковой навигации
ГНСС - глобальная спутниковая навигационная система
КА - космический аппарат
КУ - коэффициент усиления
МКС - Международная космическая станция
НИП - наземный измерительный пункт
НС - навигационная система
ПН - полезная нагрузка
РБ - разгонный блок
РКН - ракета космического назначения
РН - ракета-носитель
РС - российский сегмент
ICRS - International Celestial Reference System
ITRS - International Terrestrial Reference System
Moon ME - Moon Mean Earth rotation
Введение. Благодаря принятым и реализуемым на государственном уровне масштабным и долговременным программам, к которым относятся станции «Салют», орбитальный комплекс «Мир», россий-
ский сегмент Международной космической станции (РС МКС), в космической отрасли сформировалась технология освоения космического пространства: создание и эксплуатация посещаемых (пилотируемых) комплексов. Эта технология включает в себя большое количество технических решений и технологических направлений, которые за счет устойчивости и продолжительности программ, а также возможностей международного сотрудничества эволюционируют, в результате возникает новое качество освоения космоса человеком. Примером могут служить средства навигационного обеспечения.
Космонавтика находится на этапе перехода от освоения к использованию низких околоземных орбит и одновременно — к исследованию и началу освоения окололунного пространства и поверхности Луны. Освоение Луны сейчас понимают шире, чем полвека назад — в программах Н1-Л3 и «Аполлон». Луну рассматривают как седьмой, «космический», континент Земли и/или плацдарм для отработки технологий последующей экспансии человечества в Солнечной системе. В этой связи важной научно-технической задачей является сохранение для лунной программы качества технических сервисов, которые обеспечены сегодня для околоземных космических аппаратов (КА).
Цель работы — рассмотреть вопросы возможного создания средств навигационного обеспечения лунных миссий на основе опыта программы РС МКС.
Навигационное обеспечение по программе РС МКС. Такой метод определения орбиты КА, как траекторные радиоизмерения был широко распространен до развертывания глобальных навигационных спутниковых систем (ГНСС) ОРБ и ГЛОНАСС. В результате измерений, выполненных несколькими наземными измерительными пунктами (НИП) на двух-трех соседних витках, формировались следующие массивы:
Бу — дальность КА в моменты и доу-го НИП;
И у — проекции скорости КА в направлении на излучатель в момент относительно излучателя у-го НИП.
Данный метод предполагает проведение большого количества измерений на достаточно большой временной базе [1]. Положение КА определяется прогнозным методом по параметрам орбиты на конец сеанса измерений. Для МКС скорость ухудшения точности определения орбиты составляет 2...3 км/сут из-за ошибок начального вектора состояния и несовершенства модели движения КА [1].
Помимо достаточно низкой точности, существенным недостатком метода является длительность решения задачи от 3 до 5 ч, а также невозможность ее решения для динамичных КА, изменяющих орбиту в интервале измерений. Создание ГНСС позволило повысить точность измерений и обеспечить практически мгновенное решение навигационной задачи.
Для того чтобы использовать ГНСС для определения вектора состояния МКС и транспортных кораблей, необходимы:
- дополнительная вторичная обработка сведений информационного сообщения аппаратуры спутниковой навигации (АСН) ввиду сбоев в данных, всплесков ошибок из-за переотражения сигналов навигационной системы (НС) от элементов конструкции и др. [1, 2];
- разработка специализированных алгоритмов динамической фильтрации измерений АСН (воздействие Луны и Солнца, ошибки модели гравитационного поля, аэродинамическое торможение и др.), что гарантирует точность и надежность измерений [1, 3].
Эти задачи успешно решены сегодня специалистами РКК «Энергия», создана АСН, которая обеспечивает точность оценки орбиты МКС 3...5 м по положению и 1...2 см/с по скорости [1]. Одновременно АСН решает задачи ориентации и относительной навигации при сближении двух КА [2]. Параметры АСН-М и принципы ее работы рассмотрены в работах [1, 2].
Задачи навигационного обеспечения лунных миссий. Как отмечалось выше, сегодняшние планы освоения Луны имеют ряд существенных отличий от программ Н1-Л3 и «Аполлон», в том числе — в сфере навигационного обеспечения. Даже при использовании ракет-носителей (РН) сверхтяжелого класса транспортный и лунный корабли предполагается доставлять раздельно. Это означает, что в заданной области окололунного пространства необходимо проводить сближение и стыковку кораблей аналогично тому, как это происходит при доставке космонавтов на борт МКС.
Ряд перспективных решений [4, 5] связан с использованием так называемых двухпусковых схем, при которых с помощью доступных и менее грузоподъемных РН среднего и тяжелого класса осуществляются раздельные запуски лунной полезной нагрузки (ПН) и разгонного блока (РБ), обеспечивающего выведение ПН на траекторию перелета к Луне. Реализуемость таких схем определяется технологиями сближения, стыковки, баллистического обеспечения, а также параметрами навигационного обеспечения. Для дальнейшего изложения важно отметить, что сборка ПН и РБ в данном случае выполняется на низкой околоземной орбите. Это подразумевает, что АСН-К уже имеется в составе лунной полезной нагрузки для выполнения сближения и стыковки на низкой околоземной орбите.
В работе [6] приведено соотношение стоимости запуска одного килограмма к Луне и к МКС, оно составляет 10 : 1. При предполагаемой частоте пилотируемых полетов 1-2 раза в год [7] и возрастающем числе автоматических лунных КА естественной является задача снижения той самой массы, которую необходимо суммарно вывести на траекторию перелета к Луне (TLI) для отдельной миссии или программы в целом.
Согласно приведенным в работе [8] проектным оценкам, требуемые запасы характеристической скорости Ух для спуска на поверхность Луны с орбиты искусственного спутника Луны (~ 100 км) составляют не менее 2100 м/с. Можно показать, что теоретический минимум характеристической скорости равен ~1723 м/с. Это означает, что точная навигация и оптимальное управление при спуске на поверхность Луны могут обеспечить существенную экономию тормозного импульса.
По оценкам, приведенным в [8], при массе лунного корабля 20 т снижение затрат Ух на посадку на каждые 200 м/с уменьшает на ~1 т массу посадочной ступени лунного корабля (даже при неизменной массе конструкции), т. е. масса, выводимая с Земли, уменьшается примерно на 3,6 т, что сопоставимо с половиной стоимости запуска РН типа «Союз-2».
Снижение требуемого запаса Ух может быть обеспечено за счет навигации и оптимального управления и при выполнении других динамических операций (коррекции, сближения и стыковки).
Лунные миссии предполагают более высокий риск, чем полеты на околоземную орбиту. На рис. 1 показано, что при полетах на Луну количество динамических операций (стыковок) N возрастает, как минимум, вдвое по сравнению с полетами на МКС.
Рис. 1. Динамические операции, необходимые для выполнения полетов на околоземную орбиту и на поверхность Луны
Необходимо найти способы управлять рисками, обеспечивать надежность пилотируемых миссий и устойчивость программ в целом. Качественное навигационное обеспечение, позволяющее с высокой точностью и быстро определить вектор состояния КА, может стать одним из возможных решений.
Следует отметить, что несмотря на кажущуюся сложность полетов при использовании двухпусковых схем, они являются перспективным способом доставки грузов к Луне ввиду возможности использования доступных РН среднего и тяжелого класса, в том числе РН различных международных партнеров. Вопрос применения двухпусковых схем с учетом возможности сборки лунных КА в составе окололунной платформы как промежуточного звена для доставки груза на поверхность Луны рассмотрен в работе [5] и является предметом дальнейших исследований.
Значение качественного навигационного обеспечения для миссий автоматических КА определяют следующие факторы:
- рост числа автоматических КА, возможность унификации и снижения массы бортового оборудования при наличии единого навигационного сервиса в окололунном пространстве;
- необходимость проведения исследований с привязкой к координатам в различных областях Луны (видимая и обратная стороны, околополярные области);
- возможность решения задач по оптимизации затрат характеристической скорости и схем полетов при переходе от прогнозных методов к измерениям в реальном времени.
Использование околоземных ГНСС в качестве навигационной инфраструктуры для лунной спутниковой навигационной системы (ЛСНС). Использование только траекторных измерений для лунных миссий, как показали программы и проекты XX в., возможно. Но у этого метода есть серьезные недостатки:
- значительные затраты на эксплуатацию наземных средств;
- дополнительные резервы КА по топливу на компенсацию ошибок, т. е. увеличение их массы;
- временные интервалы между измерениями, зависящие от географического расположения и количества НИП;
- ограничения по покрытию (видимая сторона Луны, окололунные орбиты без их изменения на интервале измерений) и количеству КА-абонентов;
- длительное решение навигационной задачи и недостаточно высокая точность.
Для реализации современных программ, по мнению авторов, требуется сочетание средств, которые могут включать в себя: 1) существующие наземные антенны, обеспечивающие измерения на основе эффекта Доплера и/или лазерные измерения; 2) навигацию с использованием оптических средств, например, по снимкам поверхности [9]; 3) сервис на основе приема сигнала и использования околоземных ГНСС в качестве инфраструктуры в полном объеме и без доработок. Поиск оптимального сочетания средств зависит от облика целостной
лунной программы, состава миссий и средств, обеспечивающих их выполнение, и является предметом дальнейшей работы.
Рассмотрим более подробно вариант 3. Расчеты показывают, что создание навигационного сервиса на основе приема сигнала и использования околоземных ГНСС обеспечивает определение вектора состояния КА в разных положениях (на траекториях перелета к Луне и возвращения к Земле, при нахождении на орбите искусственного спутника Луны, спуске на Луну и т.д. ) по сигналам околоземных ГНСС. Кроме того, данный подход обеспечивает возможность использования существующей аппаратуры спутниковой навигации, разработанной для РС МКС, российских транспортных кораблей «Союз-МС» и «Прогресс-МС» (рис. 2).
Рис. 2. Навигационный модуль аппаратуры спутниковой навигации транспортных кораблей
Основные вопросы данного подхода к навигационному обеспечению лунных миссий исследованы в работе [10]. Далее рассмотрим некоторые дополнительные аспекты.
Скорость определения вектора состояния. Как изложено выше, навигационное обеспечение МКС по сигналам ГНСС характеризуется высокой точностью и определением вектора состояния станции/кораблей практически в режиме реального времени.
Результаты моделирования показывают, что прямое использование сигнала околоземных ГНСС у Луны также обеспечивается с высокой точностью. На рис. 3 приведены графики эфемеридных ошибок (координат, скорости и времени) КА на круговой орбите Луны высотой 4500 км при непрерывных измерениях орбиты по сигналам околоземных систем ГЛОНАСС, GPS, «Галилео» и BeiDou. Измерения выполняются по сигналам «обратных» навигационных спутников, находящихся за Землей в окрестности ее горизонта.
По графикам видно, что среднеквадратичная ошибка 1о эфемерид локальных навигационных систем (ЛНС) составляет 8,2 м по координатам, 1,8 мм/с по скорости, 3 нс по времени. Однако приведенные параметры обеспечиваются при нахождении КА на стабильной
орбите (без проведения коррекции) в течение не менее двух витков. Следовательно, время решения навигационной задачи (~ 2 ч для Нкр = 200 км) сопоставимо с возможностями наземных средств (~6...10 ч) [9] — часы.
-2x10"
-4x10"
-6x10"
604 800
1 209 600
1 814 400
2 419 200 *,с
Рис. 3. Ошибки эфемерид (координат, скорости и времени) локальных навигационных систем с радиусом орбиты 4500 км
Уровень сигнала околоземных ГНСС. Одна из трудностей, возникающих при рассматриваемом подходе, — слабый уровень навигационного сигнала околоземных ГНСС в окрестности Луны. Расстояние от НС до Луны составляет ~400000 км, т. е. примерно в 16 раз больше, чем расстояние от НС до горизонта Земли. Этот вопрос можно решить, используя в составе КА приемную антенну с требуемым коэффициентом усиления (КУ) порядка 25 дБ.
Для устойчивого приема сигнала телесный угол диаграммы направленности должен быть следующим:
© т = —, (1)
т 256
где 2п соответствует телесному углу диаграммы направленности антенн АСН.
Линейный угловой размер диаграммы направленности ф определяется из уравнения связи линейного и телесного углов:
2^ 1 - cos ф] = 0т. (2)
Решением уравнения (2) является угол ф = 10°.
Диаметр антенны определяется по инженерной формуле
о = (3)
ф(град)
где X — длина волны несущего сигнала.
Для длины волны несущего сигнала ГЛОНАСС X = 0,19 м диаметр антенны, м:
70° -0 19
В = ' =1,33. (4)
10°
Формула (4) определяет примерное значение диаметра приемной антенны сигналов ГНСС. С некоторым запасом будем принимать диаметр приемной антенны D0 = 1,5 м. Исходя из этого диаметра, будем оценивать остальные характеристики ЛНС. Более строгий расчет диаметра антенны должен быть сделан специалистами по радиосвязи и подтвержден техническими экспериментами.
Не каждый лунный КА обладает приемной антенной с необходимыми параметрами, причем требуемый КУ является пороговым значением (от него зависит, будет ли решена задача).
Переход к лунной системе координат. Вторая трудность, связанная с описанным подходом к навигации, — это необходимость вы-
сокоточного пересчета эфемерид навигационных спутников околоземных ГНСС из системы ITRS (International Terrestrial Reference System) в системы ICRS (International Celestial Reference System) и MOON_ME (Мооп Mean Earth rotation), что сегодня доступно при использовании современных средств математического обеспечения.
Решением указанных вопросов может быть создание группировки окололунных навигационных КА с требуемыми параметрами приемной антенны, которые обеспечат определение собственных координат и скорости по сигналам околоземных ГНСС с необходимой точностью, а также ретрансляцию навигационного сигнала для любых лунных КА на подлетных (отлетных) траекториях при выполнении операций на окололунной орбите и поверхности Луны.
Система из 12-14 таких ЛНС, расположенных в двух взаимноорто-гональных плоскостях с наклонением 90°, обеспечивает 100%-ный охват всей поверхности Луны. Аналогично околоземным ГНСС, эта система, формируя навигационный сигнал в направлении Луны, дает возможность для всех лунных и окололунных объектов, оснащенных соответствующей аппаратурой потребителя, решать задачи навигации в реальном времени и с высокой точностью.
По предварительным оценкам, масса одного такого навигационного КА может составить ~250 кг, а точность определения координат и скорости КА-абонентов (1а) примерно равна 20... 30 м по координатам и 2.3 см/с по скорости.
Выбор достаточно устойчивых орбит для размещения навигационных КА, оптимизация их количества и затрат на их создание, сравнение стоимости эксплуатации данных КА и наземных средств — все это предмет дальнейшей работы.
Международные аспекты. Создание группировки окололунных навигационных малых КА позволит использовать навигационный сигнал для любого лунного КА и объекта на поверхности Луны. Затраты на создание группировки могут быть снижены в случае формирования международной кооперации операторов такой навигационной системы и предоставления навигационного сервиса для любых лунных миссий участников кооперации.
Предпосылками такой работы служат:
- планы космических агентств в области освоения Луны (число КА — потенциальные абоненты);
- работы зарубежных агентств по схожей тематике (программа Европейского космического агентства Moonlight initiative [11], программа НАСА Lunar GNSS Receiver Experiment [12] и др.).
Возможности проведения космического эксперимента. Рассмотренный подход к созданию сервиса навигационного обеспечения на основе опыта решения аналогичной задачи для МКС и использования околоземных ГНСС в качестве инфраструктуры навигации лун-
ных миссий основан на результатах математического моделирования. Выполнена также оценка возможности и параметров проведения натурного эксперимента. К основным блокам работ относятся:
- доработка программного обеспечения АСН-К, используемой сегодня на кораблях «Союз-МС» и «Прогресс-МС», и ее размещение в качестве научной аппаратуры любого лунного КА;
- доработка приемной антенны лунного КА в части установки приемника для диапазона 1,5... 1,6 ГГц;
- разработка алгоритмов применения синтезированного навигационного сигнала с Земли (в случае КУ антенны ниже требуемого и при отсутствии возможности доработки антенны).
Заключение. Создание навигационного инфраструктурного сервиса для освоения Луны, в том числе при международной кооперации, является перспективным направлением работ по снижению стоимости лунных миссий и управлению рисками программ.
Одно из возможных решений этой задачи — создание окололунной группировки малых навигационных КА, обеспечивающей:
1) прием сигнала околоземных ГНСС и их использование в качестве инфраструктуры, в полном объеме и без доработок;
2) ретрансляцию навигационного сигнала для определения вектора состояния любых КА на подлетных траекториях, окололунных орбитах и поверхности Луны.
Основой средств навигационного обеспечения может быть существующая российская аппаратура спутниковой навигации, которая отработана в рамках программы Международной космической станции.
ЛИТЕРАТУРА
[1] Микрин Е.А., Михайлов М.В. Навигация космических аппаратов по измерениям от глобальных спутниковых навигационных систем. Москва, Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2017, 348 с.
[2] Микрин Е.А., Михайлов М.В. Ориентация, выведение, сближение и спуск космических аппаратов по измерениям от глобальных спутниковых навигационных систем. Москва, Издательство МГТУ им. Н.Э. Баумана, 2017, 357 с.
[3] Микрин Е.А., Михайлов М.В., Рожков С.Н., Краснопольский И.А. Обеспечение надежности работы аппаратуры спутниковой навигации МКС, кораблей «Союз» и «Прогресс» в условиях локальных и глобальных сбоев систем ГЛОНАСС и GPS, значительного сокращения спутниковых группировок. Управление в морских и аэрокосмических системах (УМАС-2014). Сб. тр. VIIРоссийской мультиконференции по проблемам управления. Санкт-Петербург, 2014, с. 315-324.
[4] Муртазин Р.Ф. Транспортная космическая система «Рывок-2» для доставки экипажа на лунную базу. Общероссийский научно-технический журнал «Полет», 2020, № 8, с. 3-9.
[5] Zarubin D., Mikrin E., Sevastiyanov N., Beglov R., Makushenko Y. Lunar orbital platform segment for support and provision of lunar surface missions.
70th International Astronautical Congress (IAC), Washington, USA, 21-25 October, 2019. IAC-2019.A5.1.5. Washington, 2019, pp. 1-7.
[6] Деречин А.Г. РКК «Энергия»: полет к Луне обойдется России в 10 раз дороже, чем на орбиту Земли. ТАСС. URL: https://tass.ru/kosmos/3312423
[7] Global exploration roadmap ISECG. URL: https://www.globals-paceexploration.org/
[8] Макушенко Ю.Н., Муртазин Р.Ф., Зарубин Д.С. Космический порт для доставки экипажа на поверхность Луны. Космическая техника и технологии, 2019, № 2 (25), с. 5-13.
[9] Микрин Е.А., Беляев М.Ю., Боровихин П.А., Караваев Д.Ю. Определение орбиты по выполняемым космонавтами снимкам поверхности Земли и Луны. Космическая техника и технологии, 2018, № 4 (23), с. 88-99.
[10] Микрин Е.Л., Михайлов М.В., Орловский И.В., Рожков С.П., Красно-польский И.А. Спутниковая навигация окололунных космических аппаратов и объектов на поверхности Луны. Гироскопия и навигация, 2019, т. 27, № 1 (104), с. 22-31.
[11] Hufenbach B., Liucci F., Joly F., Giordano P., Ventura-Traveset J., Gomez Otero D., El-Dali W. Moonlight initiative: connecting Earth with the Moon. Global Space Exploration Conference (GLEX 2021). 14-18 June 2021. St. Petersburg, 2021.
[12] NASA Explores Upper Limits of Global Navigation Systems for Artemis. NASA. URL: https://www.nasa.gov/feature/goddard/2021/nasa-explores-upper-limits-of-global-navigation-systems-for-artemis (дата обращения 26 сентября 2021).
Статья поступила в редакцию 01.09.2021
Ссылку на эту статью просим оформлять следующим образом:
Михайлов М.В., Зарубин Д.С., Заговорчев В.А. Перспективы применения околоземной ГНСС в качестве инфраструктуры для навигационного обеспечения лунных миссий. Инженерный журнал: наука и инновации, 2021, вып. 10.
http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2021-10-2118
Михайлов Михаил Васильевич — д-р техн. наук, начальник сектора ПАО «РКК «Энергия». e-mail: mikhail.mikhailov@rsce.ru
Зарубин Дмитрий Сергеевич — ведущий инженер ИКИ РАН, аспирант кафедры 610 МАИ. e-mail: zarubinds@cosmos.ru
Заговорчев Владимир Александрович — канд. техн. наук, доцент, доцент кафедры 610 МАИ. e-mail: zagovorchev@mai.ru
Prospects for using near-Earth GNSS as an infrastructure for navigation support of Lunar missions
© M.V. Mikhaylov1, D.S. Zarubin2,3, V.A. Zagovorchev3
1 RSC Energia, Korolyov, Moscow region, 141070, Russia 2 Russian Space Research Institute, Moscow, 117997, Russia 3 MAI, Moscow, 125993, Russia
An increasing number of space agencies consider Moon exploration as a part of national and international space programs. Exploration plans include a distributed network of facilities on and around the Moon; opportunities for "driving force " projects based on the International Space Station program experience; and, on the whole, formation of the "Earth - low lunar orbit - Moon surface" payload traffic flow. The payload needs analysis shows that the cutting-edge Moon exploration program requires high quality navigation services (precise estimation of coordinates and velocity in near-real time). The subject of this paper is the issues of creating a navigation service based on the experience of the Russian segment of ISS and using the existing near-Earth GNSS systems as a navigation infrastructure.
Keywords: lunar program, navigation, ISS, navigation service
REFERENCES
[1] Mikrin E.A., Mikhaylov M.V. Navigatsiya kosmicheskikh apparatov po izme-reniyam ot globalnykh sputnikovykh navigatsionnykh sistem [Spacecraft navigation by measurements from global satellite navigation systems]. Moscow, BMSTU Publ., 2017, 348 p.
[2] Mikrin E.A., Mikhaylov M.V. Orientatsiya, vyvedenie, sblizhenie i spusk kosmicheskikh apparatov po izmereniyam ot globalnykh sputnikovykh navigatsionnykh sistem [Orientation, launching, rendezvous and descent of spacecraft by measurements from global satellite navigation systems]. Moscow, BMSTU Publ., 2017, 357 p.
[3] Mikrin E.A., Mikhaylov M.V., Rozhkov S.N., Krasnopolskiy I.A. Obespeche-nie nadezhnosti raboty apparatury sputnikovoy navigatsii MKS, korabley «So-yuz» i «Progress» v usloviyakh lokalnykh i globalnykh sboev sistem GLONASS i GPS, znachitelnogo sokrashcheniya sputnikovykh gruppirovok [Ensuring the reliability of the ISS satellite navigation equipment, the Soyuz and Progress spacecraft under conditions of local and global failures of the GLONASS and GPS systems, a significant reduction in satellite constellations]. Sb. tr. VII Rossiiskoi multikonferentsii po problemam upravleniya. Ma-terialy konferentsii «Upravlenie v morskikh i aerokosmicheskikh sistemakh» (UMAS-2014) [Proc. VII Russ. multiconference on management problems. Mat. of Conf. "Control in Marine and Aerospace Systems" (UMAS-2014)]. St. Petersburg, 2014, pp. 315-324.
[4] Murtazin R.F. All-Russian Scientific-Technical Journal "Polyot" ("Flight"), 2020, no. 8, pp. 3-9.
[5] Zarubin D., Mikrin E., Sevastiyanov N., Beglov R., Makushenko Yu., Lunar orbital platform segment for support and provision of Lunar surface missions.
70th International Astronautical Congress (IAC), Washington, USA, 21-25 October 2019. IAC-2019.A5.1.5. Washington, 2019, pp. 1-7.
[6] Derechin A.G. RKK "Energiya": polet k Lune oboidetsia Rossii v 10 raz dorozhe, chem na orbitu Zemli [RSC Energia: a flight to the Moon will cost Russia 10 times more than an Earth orbit]. Available at: https://tass.ru/kosmos/3312423 (accessed September 26, 2021).
[7] Global exploration roadmap ISECG. Available at: https://www.global-spaceexploration.org/?p=1049 (accessed September 26, 2021).
[8] Makushenko Yu.N., Murtazin R.F., Zarubin D.S. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii — Space Engineering and Technology, 2019, no. 2 (25), pp. 5-13.
[9] Mikrin E.A., Beliaev M.Yu., Borovikhin P.A., Karavaev D.Yu. Kosmicheskaya tekhnika i tekhnologii —Space Engineering and Technology, 2018, no. 4 (23), pp. 88-99.
[10] Mikrin E.L., Mikhaylov M.V., Orlovskiy I.V., Rozhkov S.P., Krasno-polskiy I.A. Giroskopiya i navigatsiya — Gyroscopy and Navigation, 2019, vol. 27, no. 1 (104), pp. 22-31.
[11] Hufenbach B., Liucci F., Joly F., Giordano P., Ventura-Traveset J., Gomez Otero D., El-Dali W. Moonlight initiative: connecting Earth with the Moon. Global Space Exploration Conference (GLEX 2021). 14-18 June 2021. St. Petersburg, 2021.
[12] NASA Explores Upper Limits of Global Navigation Systems for Artemis. Available at: https://www.nasa.gov/feature/goddard/2021/nasa-explores-upper-limits-of-global-navigation-systems-for-artemis (accessed September 26, 2021).
Mikhaylov M.V., Dr. Sc. (Eng.), Head of Sector, RSC Energia. e-mail: mikhail.mikhailov@rsce.ru
Zarubin D.S., Lead Engineer, Russian Space Research Institute, post-graduate student, Department 610, MAI. e-mail: zarubinds@cosmos.ru
Zagovorchev V.A., Cand. Sc. (Eng.), Assoc. Professor, Department 610, MAI. e-mail: zagovorchev@mai. ru
