RU2043956C1 - Автономный ракетный блок - Google Patents
Автономный ракетный блок Download PDFInfo
- Publication number
- RU2043956C1 RU2043956C1 RU9393052221A RU93052221A RU2043956C1 RU 2043956 C1 RU2043956 C1 RU 2043956C1 RU 9393052221 A RU9393052221 A RU 9393052221A RU 93052221 A RU93052221 A RU 93052221A RU 2043956 C1 RU2043956 C1 RU 2043956C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- block
- tanks
- instrument
- longitudinal axis
- shells
- Prior art date
Links
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 claims abstract description 21
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims description 25
- 238000011161 development Methods 0.000 abstract description 2
- 239000003380 propellant Substances 0.000 abstract 3
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 8
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 4
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 3
- 210000000056 organ Anatomy 0.000 description 2
- 238000005303 weighing Methods 0.000 description 2
- 229910000838 Al alloy Inorganic materials 0.000 description 1
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N Glycerine Chemical compound OCC(O)CO PEDCQBHIVMGVHV-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N Hydrogen Chemical compound [H][H] UFHFLCQGNIYNRP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 1
- 238000012937 correction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 239000001257 hydrogen Substances 0.000 description 1
- 229910052739 hydrogen Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000007791 liquid phase Substances 0.000 description 1
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 1
- 239000012528 membrane Substances 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 1
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 1
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 1
- 230000007704 transition Effects 0.000 description 1
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/24—Guiding or controlling apparatus, e.g. for attitude control
- B64G1/242—Orbits and trajectories
- B64G1/2427—Transfer orbits
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
- B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
- B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/002—Launch systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Plasma & Fusion (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству автономных ракетных блоков, размещаемых вместе с полезной нагрузкой под головным обтекателем и предназначенных для использования в многоступенчатых ракетно-космических транспортных системах в качестве верхних ступеней для выведения космических аппаратов на рабочие орбиты, требующие многократного включения двигательной установки ракетного блока. Задачей изобретения является разработка блока минимальной массы с высокими динамическими характеристиками. Автономный ракетный блок содержит кольцеобразный блок баков 13 и 14, приборные отсеки 15, двухкомпонентный ракетный двигатель 8, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси, и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке 10. При этом оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме сфер, диаметры которых равны диаметрам оболочек баков окислителя. Центры сфер размещены в вершинах правильного шестиугольника, плоскость которого перпендикулярна продольной оси блока, а центр совмещен с его продольной осью, причем оболочки баков горючего усечены одной, а оболочки приборных отсеков - двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров сфер. 2 з. п. ф-лы, 9 ил.
Description
Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству автономных ракетных блоков, размещаемых вместе с полезной нагрузкой под головным обтекателем и предназначенных для использования в многоступенчатых ракетно-космических транспортных системах в качестве верхних ступеней для выведения космических аппаратов на рабочие орбиты, требующие многократного включения двигательной установки ракетного блока.
Известно устройство ракетного блока "Центавр" [1] которое включает последовательно размещенные верхний переходник со служебной аппаратурой, бак горючего (жидкий водород), бак окислителя (жидкий кислород), нижний переходник и реактивные двигатели. На верхнем и нижнем переходнике размещены узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке.
Продольная компоновка блока "Центавр", включающая последовательное расположение основных элементов блока, является удобной и оправданной для ракетных блоков крупной массы с запасом топлива более 15 т. Однако использование такой компоновочной схемы для ракетных блоков средней и небольшой размерности с массой топлива до 10 т приводит к нерациональному использованию зоны полезного груза современных обтекателей одноразовых ракетоносителей и многоразовых транспортных космических кораблей типа "Спейс Шаттл". Последовательное расположение основных элементов обусловливает значительное превышение продольного габаритного размера блока над поперечным. Поперечный габаритный размер значительно меньше допускаемого современными обтекателями максимального диаметра блока.
Наиболее близким аналогом (прототипом) к изобретению является автономный ракетный блок, использовавшийся в полетах автоматических межпланетных станций "Луна-16" "Луна-24" в качестве унифицированной посадочной ступени [2] предназначенный для проведения коррекций полета на трассе Земля Луна, обеспечения перехода станции на орбиту искусственного спутника Луны и мягкой посадки на поверхность Луны.
Автономный ракетный блок включает кольцеобразный блок баков, содержащий расположенные диаметрально противоположно относительно продольной оси блока два сферических бака окислителя, два бака горючего, два приборных отсека, двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке.
Размещение емкостей с топливом вокруг реактивного двигателя дает возможность обеспечить для малых и средних ракетных блоков с массой топлива до 10 т приемлемое соотношение габаритных размеров, минимизирующее длину блока в зоне полезного груза носителя.
Однако данной конструкции автономного ракетного блока присущи и недостатки:
значительная масса блока делает невозможным выведение на орбиты тяжелых полезных нагрузок типа коммерческих спутников связи. Обеспечение высоких динамических характеристик блока требует также увеличения жесткости конструкции, а следовательно, и дополнительных затрат масс;
неэффективно используются объемы топливных баков: при различных объемах запасов горючего и окислителя объемы баков одинаковы, при этом в баке горючего объем газовой подушки значительно больше, чем требуемый.
значительная масса блока делает невозможным выведение на орбиты тяжелых полезных нагрузок типа коммерческих спутников связи. Обеспечение высоких динамических характеристик блока требует также увеличения жесткости конструкции, а следовательно, и дополнительных затрат масс;
неэффективно используются объемы топливных баков: при различных объемах запасов горючего и окислителя объемы баков одинаковы, при этом в баке горючего объем газовой подушки значительно больше, чем требуемый.
Кроме того, размещение крышки приборного отсека в нижней зоне блока с плоскостью стыка по плоскости перпендикулярной продольной оси блока делает невозможным обслуживание блока на технической позиции в составе собранного со смежной ступенью носителя объекта: для доступа к аппаратуре блока необходима отстыковка блока от смежной ступени носителя.
Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является разработка конструкции автономного ракетного блока минимальной массы, с высокими динамическими характеристиками, эффективно использующей полезный объем обтекателя и удобного для предстартового обслуживания на технической позиции.
Эта задача решается следующим образом. В известном устройстве автономного ракетного блока, включающем кольцеобразный блок баков, содержащий расположенные диаметрально противоположно относительно продольной оси блока два сферических бака окислителя, два бака горючего, два приборных отсека, двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси, и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке, новым является то, что оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме сфер, диаметры которых равны диаметрам оболочек баков окислителя. Центры сфер оболочек баков горючего, приборных отсеков, а также центры сфер баков окислителя размещены в вершинах правильного шестиугольника, плоскость которого перпендикулярна продольной оси блока, а центр совмещен с продольной осью блока. Оболочки баков горючего усечены одной, а оболочки приборных отсеков двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров соответствующих сфер. Оболочки баков и приборных отсеков соединены по контурам усечения в последовательности: первый бак окислителя, первый бак горючего, первый приборный отсек, второй бак окислителя, второй бак горючего, второй приборный отсек. Узлы крепления расположены на концах стержней, проходящих сквозь баки и приборные отсеки и соединенных с их оболочками.
Кроме того, стержни установлены по ребрам правильной восьмиугольной усеченной пирамиды, развернутой относительно баков таким образом, что ее ось совмещена с продольной осью блока, а сквозь приборные отсеки пропущено по два стержня, которые скреплены с оболочками приборных отсеков в местах, прилегающих к стыку приборных отсеков с оболочками баков.
Кроме того, аппаратура приборных отсеков установлена на внутренних поверхностях крышек, стык которых перпендикулярен плоскости, проходящей через центр оболочки приборного отсека и продольную ось блока.
На фиг. 1 показан космический головной блок с предлагаемым ракетным блоком, общий вид; на фиг. 2 предлагаемый ракетный блок, вид сбоку; на фиг. 3 то же, план; на фиг. 4 разрез А-А на фиг. 3; на фиг. 5 стык стержня с оболочкой (узел I на фиг. 4); на фиг. 6 разрез Б-Б на фиг. 3; на фиг. 7 геометрия усечения оболочек; на фиг. 8 геометрия соединения оболочек; на фиг. 9 пространственная геометрия расположения стержней.
Автономный ракетный блок 1 с помощью переходника 2 устанавливается на верхней ступени ракеты-носителя 3. Сверху с помощью другого переходника 4 на ракетном блоке устанавливается полезная нагрузка 5. Полезная нагрузка и автономный ракетный блок помещены внутри головного обтекателя 6 в зоне 7 полезной нагрузки обтекателя.
Автономный ракетный блок включает кольцеобразный блок баков, двухкомпонентный ракетный двигатель 8, узлы крепления 9 блока к смежной ступени носителя и узлы крепления 10 к полезной нагрузки. Двухкомпонентный ракетный двигатель установлен вдоль продольной оси 11 блока во внутреннем проеме кольцеобразного блока баков с помощью установочных элементов 12.
Кольцеобразный блок баков содержит два сферических бака 13 окислителя, два бака 14 горючего, два приборных отсека 15, расположенных диаметрально противоположно относительно продольной оси. Оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме усеченных плоскостями сфер, диаметр которых равен диаметру сферической оболочки бака окислителя. Сферическая оболочка бака горючего усечена одной плоскостью 16, а сферическая оболочка приборного отсека двумя плоскостями 17, 18, расположенными под углом друг к другу (фиг. 7).
Секущие плоскости 16-18 удалены от соответствующих центров сферических поверхностей бака горючего и приборного отсека на одинаковые расстояния S. Центры сфер оболочек баков окислителя, горючего и приборных отсеков размещены в вершинах правильного шестиугольника (фиг. 8) в следующей последовательности: первый бак окислителя, первый бак горючего, первый приборный отсек, второй бак носителя, второй бак горючего, второй приборный отсек, первый бак окислителя. Баки горючего и приборные отсеки соединены друг с другом и с баками окислителя по контурам усечения 19 через промежуточные шпангоуты 20. Узлы крепления блока к смежной ступени носителя и к полезной нагрузке расположены на концах стержней 21, проходящих сквозь баки и приборные отсеки, и соединены с их оболочками. Элементы конструкции блока могут быть выполнены из алюминиевых сплавов, соединение элементов друг с другом осуществляется сваркой.
На фиг. 3 показан вариант, предусматривающий наличие восьми узлов крепления блока к полезной нагрузке и к смежной ступени носителя. При этом стержни размещены по ребрам правильной усеченной восьмиугольной пирамиды (фиг. 9), развернутой относительно баков таким образом, что ее ось совмещена с продольной осью блока, сквозь приборные отсеки пропущено по два стержня, а сквозь баки по одному. При этом стержни, проходящие сквозь приборные отсеки, скреплены с оболочками приборных отсеков в местах, прилегающих к стыку отсека с баками. На фиг. 4 видно, что размещение стержней, проходящих сквозь приборные отсеки в поясах, прилегающих к стыку оболочки приборного отсека с баками, обеспечивает прохождение стержней внутри приборных отсеков во внутренних пазухах, образованных наружной поверхностью частей оболочек баков, заходящих во внутренний объем приборного отсека, и внутренней поверхностью оболочки приборного отсека. Зона этой пазухи не может быть использована для размещения служебной аппаратуры приборного отсека.
Аппаратура приборных отсеков 22 установлена на внутренних поверхностях крышек 23 приборных отсеков. Стык 24 крышек приборных отсеков перпендикулярен плоскости, проходящей через центр оболочки приборного отсека и продольную ось блока.
На внешних поверхностях блока баков установлены баллоны 25 сжатого газа для управления двигательной установкой, баки 26 топлива системы ориентации и стабилизации блока, исполнительные органы ориентации 27, антенны 28 радиокомплекса.
Топливные баки и оболочки приборных отсеков снабжены заправочными штуцерами, заборниками топлива, демпферами, диафрагмами и другой арматурой, необходимой для работы. В состав аппаратуры приборных отсеков входит радиокомплекс, система управления, система энергопитания.
Узлы крепления ракетного блока к полезной нагрузке и смежной ступени носителя снабжены средствами отделения блока от носителя и полезной нагрузки.
Ракетный блок работает следующим образом.
После сборки и заправки компонентами ракетный блок стыкуется с полезной нагрузкой и ракетой-носителем. В случае необходимости оперативного доступа к служебной аппаратуре ракетного блока крышки приборных отсеков отстыковываются и отделяются вместе с аппаратурой, установленной на крышах, без нарушения связей блока с носителем и полезной нагрузкой.
После стыковки и сборки с ракетой-носителем осуществляется старт транспортной системы со стартового комплекса. Во время работы двигателей ракеты-носителя инерционные воздействия от полезной нагрузки воспринимаются силовой конструкцией блока. За счет высокой жесткости блока в продольном и поперечном направлениях, которая обеспечивается сочетанием кольцевой связки сферических поверхностей под избыточным давлением и продольных стержней, скрепленных с оболочками, обеспечиваются высокие динамические характеристики разгонного блока.
После окончания работы двигательных установок ракеты-носителя ракетный блок с полезной нагрузкой отделяется от смежной ступени носителя. Управление блоком и радиосвязь с ним осуществляется с помощью бортовой служебной аппаратуры блока. По программам либо по радиокомандам с помощью последовательных включений реактивного двигателя блока полезная нагрузка переводится на заданную траекторию. В процессе полета блок ориентируется в заданном направлении и стабилизируется с помощью исполнительных органов ориентации. Управление направлением вектора тяги осуществляется с помощью исполнительной системы типа рулевых машин. Забор топлива, отделение жидкой фазы от газовых включений осуществляется заборниками капиллярного типа либо с помощью предварительного сообщения разгонному блоку ускорения вдоль продольной оси реактивными исполнительными органами ориентации. По окончании выведения полезной нагрузки на заданную орбиту ракетный блок отделяется от полезной нагрузки.
Особенно эффективно применение предложенной конструкции блока в транспортных ракетно-космических системах в качестве верхней ступени, переводящей КА на конечную орбиту.
Конструкторские проработки предложенного технического решения показывают возможность создания автономного разгонного блока, предназначенного для выведения полезных нагрузок массой 4-6 т при запасе рабочего тела 5000-5500 кг, со служебной аппаратурой, размещаемой в приборных отсеках, массой 200-300 кг, с начальной массой 6-6,5 т, что на 25-35% меньше аналогов.
Claims (3)
1. АВТОНОМНЫЙ РАКЕТНЫЙ БЛОК, включающий кольцеобразный блок баков, содержащий расположенные диаметрально противоположно относительно продольной оси блока два сферических бака окислителя, два бака горючего, два приборных отсека, двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси, и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке, отличающийся тем, что оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме сфер, диаметры которых равны диаметрам оболочек баков окислителя, их центры, а также центры сфер баков окислителя размещены в вершинах правильного шестиугольника, плоскость которого перпендикулярна продольной оси блока, а центр совмещен с его продольной осью, причем оболочки баков горючего усечены одной, а оболочки приборных отсеков двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров сфер, оболочки баков и приборных отсеков соединены по контурам усечения в последовательности первый бак окислителя первый бак горючего первый приборный отсек второй бак окислителя второй бак горючего второй приборный отсек первый бак окислителя, при этом узлы крепления блока расположены на концах стержней, проходящих сквозь баки и приборные отсеки и соединенных с их оболочками.
2. Блок по п.1, отличающийся тем, что стержни установлены по ребрам правильной восьмиугольной усеченной пирамиды, развернутой относительно баков так, что ее ось совмещена с продольной осью блока, а сквозь приборные отсеки пропущено по два стержня, которые скреплены с оболочками приборных отсеков в местах, прилегающих к стыку приборных отсеков с оболочками баков.
3. Блок по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что аппаратура приборных отсеков установлена на внутренних поверхностях крышек, стык перпендикулярен плоскости, проходящей через центр оболочки приборного отсека и продольную ось блока.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU9393052221A RU2043956C1 (ru) | 1993-11-23 | 1993-11-23 | Автономный ракетный блок |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU9393052221A RU2043956C1 (ru) | 1993-11-23 | 1993-11-23 | Автономный ракетный блок |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93052221A RU93052221A (ru) | 1995-08-27 |
RU2043956C1 true RU2043956C1 (ru) | 1995-09-20 |
Family
ID=20149330
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU9393052221A RU2043956C1 (ru) | 1993-11-23 | 1993-11-23 | Автономный ракетный блок |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2043956C1 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20150159587A1 (en) * | 2013-12-09 | 2015-06-11 | Raytheon Company | Cluster rocket motor boosters |
RU2617161C1 (ru) * | 2016-01-18 | 2017-04-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Блок двигателей малой тяги разгонного блока |
RU2713125C2 (ru) * | 2015-12-18 | 2020-02-03 | Эйрбас Дефенс Энд Спейс, С.А. | Диспенсер легковесных космических аппаратов |
-
1993
- 1993-11-23 RU RU9393052221A patent/RU2043956C1/ru active
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
1. Ракетная и космическая техника, изд. ГОНТИ-1, N24, 1984, с.1-14. * |
2. Передвижная лаборатория на Луне. Луноход-1. М.: Наука, 1971, с.7-9. * |
Cited By (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US20150159587A1 (en) * | 2013-12-09 | 2015-06-11 | Raytheon Company | Cluster rocket motor boosters |
US9534563B2 (en) * | 2013-12-09 | 2017-01-03 | Raytheon Company | Cluster rocket motor boosters |
RU2713125C2 (ru) * | 2015-12-18 | 2020-02-03 | Эйрбас Дефенс Энд Спейс, С.А. | Диспенсер легковесных космических аппаратов |
RU2617161C1 (ru) * | 2016-01-18 | 2017-04-21 | Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-производственное объединение им. С.А. Лавочкина" | Блок двигателей малой тяги разгонного блока |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6193193B1 (en) | Evolvable propulsion module | |
US4471926A (en) | Transfer vehicle for use in conjunction with a reusable space shuttle | |
US4796839A (en) | Space launch vehicle | |
US6612522B1 (en) | Flyback booster with removable rocket propulsion module | |
EP0425664B1 (en) | Multi-use launch system | |
US6158693A (en) | Recoverable booster stage and recovery method | |
US5816539A (en) | Orbital assist module and interstage | |
US4168718A (en) | Passive propellant system | |
US6149104A (en) | Structural layout for spacecraft including specialized compartment configuration | |
RU2043956C1 (ru) | Автономный ракетный блок | |
RU2730700C1 (ru) | Устройство для доставки туристов с окололунной орбиты на поверхность луны и последующего возвращения на землю | |
Hartwig | A detailed historical review of propellant management devices for low gravity propellant acquisition | |
Rudman et al. | The Centaur upper stage vehicle | |
RU2035358C1 (ru) | Ракета-носитель многократного использования и многокомпоновочная транспортная система | |
RU2808312C1 (ru) | Малый разгонный блок | |
Dumont et al. | Suitability of reusability and in-situ propellant production for a Lunar transportation system | |
Minami et al. | Design study on a small-sized partially reusable launch system | |
RU2092405C1 (ru) | Блок баков | |
RU2094331C1 (ru) | Межорбитальный буксир | |
RU2059541C1 (ru) | Блок баков | |
Sherwood | Fourth-generation Mars vehicle concepts | |
Rault | Ariane 5-Improvement and continuity in future commercial launches | |
DAVIS et al. | Expendable solid rocket motor upper stages for the Space Shuttle | |
Dergance et al. | Low thrust chemical orbit to orbit propulsion system propellant management study | |
Immich et al. | Hermes propulsion system design |