RU2605463C2 - Способ управления транспортной космической системой - Google Patents
Способ управления транспортной космической системой Download PDFInfo
- Publication number
- RU2605463C2 RU2605463C2 RU2015112124/11A RU2015112124A RU2605463C2 RU 2605463 C2 RU2605463 C2 RU 2605463C2 RU 2015112124/11 A RU2015112124/11 A RU 2015112124/11A RU 2015112124 A RU2015112124 A RU 2015112124A RU 2605463 C2 RU2605463 C2 RU 2605463C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- orbit
- earth
- planet
- flight
- transport
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
- B64G1/00—Cosmonautic vehicles
- B64G1/10—Artificial satellites; Systems of such satellites; Interplanetary vehicles
- B64G1/1085—Swarms and constellations
Abstract
Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна). Способ включает отстыковку ТКК от околопланетной ОС, его выведение на опорную орбиту модуля разгонных блоков (РБ), сближение и стыковку ТКК с модулем РБ. Затем к образовавшейся связке прикладывают импульсы для перелета к удалённой ОС. Для осуществления обратного перелета к ТКК прикладывают отлетный импульс и затем осуществляют несколько последовательных пролетов в атмосфере планеты для гашения скорости ТКК до круговой на орбите околопланетной ОС. После этого ТКК стыкуется с данной ОС. Техническим результатом изобретения является возможность создания в кратчайшие сроки и с небольшими расходами на ее разработку транспортной системы между околоземной ОС и удалённой ОС. 4 ил.
Description
Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при организации перелетов транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, например МКС, а другая находится на орбите других небесных тел, например Луны.
Известен способ управления, выбранный в качестве аналога, в котором используется межорбитальный буксир (МБ), находящийся в составе околоземной ОС. С земного космодрома стартует ракета-носитель (РН) и выводит на опорную орбиту грузовой контейнер (ГК), несущий полезную нагрузку. МБ расстыковывается от ОС и переходит на орбиту ГК. После стыковки с ГК МБ выполняет обратный перелет к ОС. В качестве МБ рассматривался многофункциональный многоразовый межорбитальный буксир «Паром» [1. «РКК «Энергия»: Концепция развития российской пилотируемой космонавтики», ж. Новости Космонавтики №7, 2006, с. 16-13].
Основным недостатком такого способа управления является то, что эта система предназначена для доставки полезного груза в узком околоземном слое от опорной орбиты выведения до орбиты ОС и не может быть использована для перелетов между космическими станциями, находящимися на удаленных орбитах.
Известен способ управления транспортной космической системой, выбранный в качестве прототипа, включающий приложение к транспортному космическому кораблю после его отстыковки от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой НОС вокруг планеты с атмосферой, заданных импульсов для его перелета в заданную точку космического пространства и последующего обратного перелета к орбитальной станции. Такой способ управления был использован в 1986 году во время перелетов КК «Союз-Т15» между ОС «Мир» и ОС «Салют-7 [2. В.Е. Гудилин, Л.И. Слабкий «Ракетно-космические системы (История. Развитие. Перспективы)». М., 1996].
Недостатком этого способа является то, что из-за ограниченных энергетических возможностей КК перелет был возможен только при условии нахождения обеих ОС на близких по высоте орбитах.
Техническим результатом изобретения является возможность перелетов между ОС, находящейся на орбите планеты с атмосферой, и ОС, расположенной на орбите другого небесного тела или, например на галоорбитах в окрестностях точек либрации (Лагранжа).
Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления транспортной космической системой, включающем приложение к транспортному космическому кораблю после его отстыковки от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой НОС вокруг планеты с атмосферой, заданных импульсов для его перелета в заданную точку космического пространства и последующего обратного перелета к орбитальной станции, отличающемся тем, что перед приложением K1 заданных импульсов производят приложение к транспортному космическому кораблю импульсов сближения для последующей стыковки с модулем разгонных блоков, находящимся на опорной орбите планеты, отдельной ракетой-носителем, после чего к образованной в результате стыковки связке прикладывают К2 заданных импульсов, где К2=1, 2…, при этом K1=K2+1, К2+2…, с последовательным отделением каждого разгонного блока от упомянутой связки по мере выработки его топлива, а при обратном перелете к упомянутой связке прикладывают отлетный импульс Vотл для прохождения на заданном расстоянии от планеты с последующим выходом транспортного космического корабля за счет аэродинамического торможения на эллиптическую орбиту вокруг планеты, выполняют заданные изменения параметров орбиты транспортного космического корабля в процессе его последовательных прохождений на заданном расстоянии от планеты, для чего после каждого прохождения апогея орбиты прикладывают корректирующий импульс Vкор, вплоть до выполнения условия Нα=НОС, где Нα - высота апогея орбиты транспортного космического корабля, после чего в апогее орбиты прикладывают импульс перехода Vпер на круговую орбиту НОС.
Предлагаемый способ рассмотрим на примере ОС, находящейся на околоземной орбите. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что отдельной ракетой-носителем (РН) на околоземную орбиту выводится модуль с разгонными блоками (РБ), способными выполнить импульсы перевода полезной нагрузки в заданную точку космического пространства, например на орбиты других небесных тел. ТКК, находящийся в составе околоземной ОС, расстыковывается с ОС, а затем сближается и стыкуется с модулем с РБ, образовывая связку. Используя энергетические возможности модуля с РБ, к связке прикладывается отлетный импульс для ее перевода на траекторию перелета, например, к другой ОС. РБ по мере выработки в них топлива отделяются от образованной связки. По достижении орбиты другой ОС выполняется тормозной импульс, связка переходит на орбиту ОС и стыкуется с ней. Для обратного перелета ТКК к околоземной ОС выполняется отлетный импульс Vотл. При этом обратный перелет осуществляется не на орбиту околоземной ОС, а на орбиту, проходящую на заданном расстоянии от Земли. Такой подход выбран из следующих соображений. На подлете к Земле скорость ТКК соответствует 2-й космической скорости, т.е. около 11.2 км/сек, а круговая скорость на околоземной орбите соответствует 1-й космической скорости, т.е. около 8 км/сек. Таким образом, для перехода на круговую орбиту ОС необходим тормозной импульс величиной около 3.2 км/сек. Для выполнения этого импульса, сопоставимого по величине с отлетным импульсом, очевидно потребуется очень большой модуль с РБ, выводимый сверхтяжелой РН. Соответственно, такая транспортная система будет иметь слишком большую размерность и будет малоэффективна. Чтобы снизить скорость ТКК для перехода на орбиту околоземной ОС без выполнения тормозного импульса, предлагается использовать последовательные прохождения ТКК в атмосфере Земли на заданном расстоянии от Земли. Отлетный импульс Vотл обеспечивает прохождение на заданном расстоянии от Земли с последующим выходом транспортного космического корабля за счет аэродинамического торможения на эллиптическую орбиту вокруг Земли. Помимо этого, при первом пролете вокруг Земли, за счет гравитационного маневра можно скорректировать и другие параметры орбиты ТКК, например положение и наклонение плоскости орбиты для обеспечения оптимальных условий при последующем сближении и стыковке ТКК с околоземной ОС. В апогее образованной эллиптической орбиты Нα выполняется корректирующий импульс Vкор, регулирующий высоту перигея орбиты для необходимого снижения орбитальной скорости при очередном прохождении атмосферы Земли. Предполагается, что в зависимости от возможностей теплозащитного покрытия (ТЗП) ТКК высота перигея орбиты ТКК составит 80-90 км. Описанная последовательность прохождений с выполнением корректирующего импульса в апогее орбиты выполняется до тех пор, пока после очередного прохождения атмосферы Земли высота апогея орбиты не достигнет высоты орбиты ОС, т.е. Нα=НОС. После этого в апогее орбиты выполняется импульс Vпер, обеспечивающий подъем перигея орбиты до высоты НОС, т.е. ТКК переходит на орбиту ОС.
Сущность изобретения поясняется фиг. 1÷4, где:
на фиг. 1 показана схема полета аналога - транспортной системы «Паром»,
на фиг. 2 приведена схема полета прототипа - перелета между двумя ОС,
на фиг. 3 поясняется схема полета предлагаемой транспортной системы,
на фиг. 4 представлена схема с последовательными прохождениями на заданном расстоянии от Земли и последующим выходом на орбиту ОС.
На фиг. 1 показана схема доставки грузового контейнера (ГК) на орбитальную станцию (ОС) с использованием межорбитального буксира (МБ). После выведения с помощью РН (1) на опорную орбиту ГК (2) от ОС (3) отстыковывается МБ (4), который переводится на орбиту ГК. Затем после стыковки МБ и ГК образованная связка переводится на орбиту ОС для последующей его стыковки с ОС.
На фиг. 2 представлена схема перелетов между двумя ОС, находящимися на близкой околоземной орбите. От первой ОС (3) расстыковывается КК (4) и переходит на более низкую орбиту для перелета ко второй ОС (5). При обратном перелете КК к первой ОС переходит на более высокую орбиту.
На фиг. 3 представлена схема предлагаемой транспортной космической системы. Вначале с помощью РН (1) на опорную орбиту выводится модуль с разгонными блоками РБ1 (6) и РБ2 (7). Затем от ОС (3) отстыковывается ТКК (4) и переходит на орбиту модуля с РБ. После стыковки ТКК с модулем с РБ образованная связка с помощью РБ1 выполняет отлетный импульс для перевода на траекторию полета к лунной орбитальной станции (ЛОС) (5). По мере выработки топлива РБ1 отделяется от связки и доработку отлетного импульса выполняет РБ2. Затем оставшаяся связка стыкуется с ЛОС. По завершении совместного полета связка отстыковывается от ЛОС и с помощью РБ2 выполняется отлетный импульс Vотл для обратного перелета ТКК к Земле. После выполнения отлетного импульса РБ2 отделяется от ТКК. После торможения в атмосфере Земли ТКК переходит на орбиту околоземной ОС и стыкуется с ней.
На фиг. 4 представлена схема перехода ТКК (4) за счет последовательных прохождений в атмосфере Земли (8) на орбиту околоземной ОС (3). ТКК входит в атмосферу Земли со 2-й космической скоростью. После первого торможения ТКК в атмосфере он переходит на эллиптическую орбиту и в апогее этой орбиты выполняется корректирующий импульс Vкор (9) для регулирования последующей высоты прохождения ТКК в атмосфере Земли. Последовательные прохождения атмосферы с последующим выполнением корректирующих импульсов Vкор проводятся до тех пор, пока очередной апогей орбиты не достигнет высоты орбиты орбитальной станции НОС. После чего в апогее орбиты выполняется импульс Vпер (10) для окончательного перевода ТКК на орбиту околоземной ОС с последующей с ней стыковкой.
Эффективность предлагаемого способа управления транспортной системой показана по сравнению с разрабатываемой в настоящее время перспективной пилотируемой транспортной системой [3. «Перспективный транспортный корабль нового поколения», ж. Новости Космонавтики №9, 2014, с. 58-61] для выполнения полетов на окололунную орбиту или в точки либрации L1 или L2 системы Земля - Луна.
ППТС состоит из разрабатываемого пилотируемого транспортного корабля нового поколения (ПТК НП) массой около 21 т. Для выполнения перелета к ЛОС необходимо дополнительно разработать сверхтяжелую РН с выводимой полезной нагрузкой массой 85÷90 т. Полезную нагрузку РН составляют ПТК НП и модуль с РБ, обеспечивающий отлетный и тормозной импульсы при перелете к ЛОС. После отстыковки от ЛОС ПТК НП выполняет отлетный импульс для перелета к Земле, а перед входом в атмосферу Земли разделяется на двигательный отсек (ДО) и возвращаемый аппарат (ВА). Затем ВА массой 8.5 т выполняет мягкую посадку в заданном районе Земли. Для этого ВА должен иметь средства посадки (система управления спуском, парашютная система, двигатели мягкой посадки, посадочные опоры и т.д.), общей массой около 21% от массы спускаемого аппарата (СА) [4. Антонова Н.П., Брюханов Н.А., Четкин С.В. «Средства посадки пилотируемого транспортного корабля нового поколения», ж. Космическая техника и технология, 4(7) 2014, с. 21-30]. С учетом ТЗП, обеспечивающего безопасность ВА при торможении в атмосфере со 2-й космической скоростью (11.2 км/сек), полная масса средств мягкой посадки, позволяющей многоразовое использование ВА, составит около 35-40% от массы ВА. Оставшаяся масса ВА, обеспечивающая габариты для жизнедеятельности экипажа при перелетах к Луне и обратно, составляет около 5.5 т. При этом многоразовость ПТК НП частичная, т.к. ДО сгорает в атмосфере.
В предлагаемой транспортной системе рассматриваются в основном уже разработанные элементы. Так, для выведения модуля с РБ достаточно использовать РН «Ангара-А5» [5. «Первый полет тяжелой «Ангары»», ж. Новости Космонавтики №2(385) 2015, с. 1-8]. Экипаж доставляется на околоземную ОС на кораблях «Союз-ТМА», выводимых с помощью РН «Союз-ФГ». Из средств безопасности необходимо будет предусмотреть только ТЗП, защищающее ТКК во время прохождений атмосферы Земли при снижении его скорости со 2-й космической до 1-й космической. Так как потребное снижение скорости ТКК~3.2 км/сек, осуществляемое за несколько прохождений (4÷5) в атмосфере Земли, т.е. на ~0.6÷0.8 км/сек за одно прохождение, то это потребует значительно меньшую массу ТЗП по сравнению с массой ТЗП ВА ПТК НП. После проведения перелета к ЛОС и обратно к околоземной ОС, а также дозаправки топливом с помощью грузовых кораблей «Прогресс-М» ТКК способен выполнить очередной перелет. Таким образом, в этой транспортной космической системе ТКК является полностью многоразовым элементом.
Рассмотрим пример. Пусть модуль состоит из двух РБ общей массой 28 т, что соответствует размерности РН «Ангара-5» при старте с к. Восточный [5]. Допустим РБ1 имеет сухую массу mСУХ=3 т, массу топлива mТ=18.5 т и удельный импульс Руд=375 сек, а РБ2 имеет mСУХ=1 т, mТ=5.5 т и Руд=330 сек. Пусть космическая транспортная система выполняет маршрут ОС - ЛОС - ОС. Потребная характеристическая скорость на выполнение этого маршрута: VΣ=V1+V2+Vотл=5000 м/сек, где V1 - отлетный импульс к Луне (3200 м/сек), V2 - тормозный импульс у Луны (900 м/сек) и Vотл - отлетный импульс от Луны (900 м/сек) [6. «Основы теории полета космических аппаратов» под ред. Г.С. Нариманова. М., Машиностроение, 1972]. Представленный модуль с двумя РБ обеспечивает эту потребную скорость для ТКК массой 5 т.
Если же ЛОС расположена в окрестности точки либрации L2, а перелет в эту точку и обратно осуществляется с использованием гравитационного маневра у Луны, то V1=V2=375 м/сек, и потребная характеристическая скорость на выполнение этого маршрута составит: VΣ=V1+V2+Vотл=3950 м/сек. Представленный модуль с двумя РБ обеспечивает эту потребную скорость для ТКК массой 9 т. Такая масса с учетом отсутствия необходимости иметь средства мягкой посадки позволяет создать более комфортные условия для экипажа ТКК, чем у ВА ПТК НП.
Ограничением любой транспортной космической системы является скважность проведения перелетов. В случае перелетов между околоземной ОС и ЛОС для оптимального решения задачи необходимы коллинеарность плоскостей орбит обеих ОС и принадлежность к этим плоскостям линии Луна - Земля. Расчеты показывают, что в случае использования ЛОС с наклонением орбиты i=90° скважность перелетов составляет 15÷25 суток. В случае нахождения ОС в окрестности точки либрации, например L1 или L2, перелет к Земле возможен в любое время, т.к. ТКК по определению постоянно находится на линии Луна - Земля, но оптимальный перелет возможен только в случае если линия Луна - Земля принадлежит и плоскости орбиты околоземной ОС. Т.к. плоскость орбиты околоземной ОС с наклонением i=51.6° и высотой 400 км, например как у МКС, прецессирует в инерциальном пространстве вследствие нецентральности поля тяготения Земли со скоростью около 5° в сутки [6], то возможность для оптимальных перелетов будет появляться через 180/5=36 суток.
В целом, можно сделать вывод, что предлагаемый способ управления с размещением в составе околоземной ОС специального ТКК для перелетов в удаленную точку космического пространства и обратно позволит создать транспортную космическую систему в кратчайшие сроки и существенно меньшими расходами на ее разработку, производство и отработку.
Claims (1)
- Способ управления транспортной космической системой, включающий приложение к транспортному космическому кораблю после его отстыковки от орбитальной станции, находящейся на круговой орбите высотой НОС вокруг планеты с атмосферой, заданных импульсов для его перелета в заданную точку космического пространства и последующего обратного перелета к орбитальной станции, отличающийся тем, что перед приложением К1 заданных импульсов производят приложение к транспортному космическому кораблю импульсов сближения для последующей стыковки с модулем разгонных блоков, находящимся на опорной орбите планеты, после чего к образованной в результате стыковки связке прикладывают К2 заданных импульсов, где К2=1, 2…, при этом К1=Κ2+1, К2+2…, с последовательным отделением каждого разгонного блока от упомянутой связки по мере выработки его топлива, а при обратном перелете к упомянутой связке прикладывают отлетный импульс Vотл для прохождения на заданном расстоянии от планеты с последующим выходом транспортного космического корабля за счет аэродинамического торможения на эллиптическую орбиту вокруг планеты, выполняют заданные изменения параметров орбиты транспортного космического корабля в процессе его последовательных прохождений на заданном расстоянии от планеты, для чего после каждого прохождения апогея орбиты прикладывают корректирующий импульс Vкор, вплоть до выполнения условия Нα=НОС, где Нα - высота апогея орбиты транспортного космического корабля, после чего в апогее орбиты прикладывают импульс перехода Vпер на круговую орбиту НОС.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015112124/11A RU2605463C2 (ru) | 2015-04-03 | 2015-04-03 | Способ управления транспортной космической системой |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2015112124/11A RU2605463C2 (ru) | 2015-04-03 | 2015-04-03 | Способ управления транспортной космической системой |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2015112124A RU2015112124A (ru) | 2016-10-20 |
RU2605463C2 true RU2605463C2 (ru) | 2016-12-20 |
Family
ID=57138255
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2015112124/11A RU2605463C2 (ru) | 2015-04-03 | 2015-04-03 | Способ управления транспортной космической системой |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2605463C2 (ru) |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2711822C1 (ru) * | 2019-03-04 | 2020-01-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления транспортной космической системой при перелёте космического корабля с окололунной орбиты на околоземную орбиту |
RU2725007C1 (ru) * | 2019-08-30 | 2020-06-29 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления транспортной космической системой |
RU2725091C1 (ru) * | 2019-03-04 | 2020-06-29 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления транспортной космической системой при перелёте космического корабля с орбиты луны на орбиту земли |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4896848A (en) * | 1984-08-29 | 1990-01-30 | Scott Science And Technology | Satelite transfer vehicle |
FR2757825A1 (fr) * | 1996-12-31 | 1998-07-03 | Europ Propulsion | Procede et systeme de lancement simultane de satellites sur des orbites non coplanaires en utilisant des orbites tres excentriques et du freinage atmospherique |
US6193193B1 (en) * | 1998-04-01 | 2001-02-27 | Trw Inc. | Evolvable propulsion module |
RU2216489C2 (ru) * | 2001-10-29 | 2003-11-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Транспортная космическая система и способ ее управления при межорбитальной транспортировке грузов |
US6669148B2 (en) * | 2001-03-07 | 2003-12-30 | Constellation Services International, Inc. | Method and apparatus for supplying orbital space platforms using payload canisters via intermediate orbital rendezvous and docking |
-
2015
- 2015-04-03 RU RU2015112124/11A patent/RU2605463C2/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4896848A (en) * | 1984-08-29 | 1990-01-30 | Scott Science And Technology | Satelite transfer vehicle |
FR2757825A1 (fr) * | 1996-12-31 | 1998-07-03 | Europ Propulsion | Procede et systeme de lancement simultane de satellites sur des orbites non coplanaires en utilisant des orbites tres excentriques et du freinage atmospherique |
US6193193B1 (en) * | 1998-04-01 | 2001-02-27 | Trw Inc. | Evolvable propulsion module |
US6669148B2 (en) * | 2001-03-07 | 2003-12-30 | Constellation Services International, Inc. | Method and apparatus for supplying orbital space platforms using payload canisters via intermediate orbital rendezvous and docking |
RU2216489C2 (ru) * | 2001-10-29 | 2003-11-20 | Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" им. С.П.Королева" | Транспортная космическая система и способ ее управления при межорбитальной транспортировке грузов |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
В.К.СЕРДЮК. Проектирование средств выведения космических аппаратов. М., Машиностроение. 2009, с.365-368. * |
В.С.АВДУЕВСКИЙ, Г.Р. УСПЕНСКИЙ. Космическая индустрия. М. Машиностроение. 1989, с.59-71. * |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2711822C1 (ru) * | 2019-03-04 | 2020-01-22 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления транспортной космической системой при перелёте космического корабля с окололунной орбиты на околоземную орбиту |
RU2725091C1 (ru) * | 2019-03-04 | 2020-06-29 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления транспортной космической системой при перелёте космического корабля с орбиты луны на орбиту земли |
RU2725007C1 (ru) * | 2019-08-30 | 2020-06-29 | Публичное акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королёва" | Способ управления транспортной космической системой |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
RU2015112124A (ru) | 2016-10-20 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2614466C2 (ru) | Способ управления транспортной космической системой | |
RU2605463C2 (ru) | Способ управления транспортной космической системой | |
Cichan et al. | Mars base camp updates and new concepts | |
Price et al. | A high-heritage blunt-body entry, descent, and landing concept for human Mars exploration | |
Smitherman et al. | Space transportation infrastructure supported by propellant depots | |
CN102730200A (zh) | 一种基于月球周期重访轨道的载人空间与月球探测飞行器系统与探测方法 | |
Kokan et al. | Nuclear Electric Propulsion/Chemical Propulsion Hybrid Human Mars Exploration Campaign: First Mars Surface Mission | |
CN104354877B (zh) | 一种基于地球-火星循环轨道的载人火星探测系统及方法 | |
Chai et al. | Mars Hybrid Propulsion System Trajectory Analysis, Part II: Cargo Missions | |
Jones et al. | Cis-lunar reusable in-space transportation architecture for the evolvable mars campaign | |
Huang et al. | Characteristic analysis and design of near moon abort trajectory for manned lunar landing mission | |
US20210078736A1 (en) | Space transport system | |
Suresh | Roadmap of Indian space transportation | |
Rucker et al. | Deep Space Gateway-Enabling Missions to Mars | |
Schmidt et al. | Flexible piloted Mars missions using continuous electric propulsion | |
Donahue et al. | The Space Launch System Capabilities for Beyond Earth Missions | |
Makushenko et al. | The cislunar spaceport: An effective approach for the crew delivery to the Lunar surface | |
RU2725007C1 (ru) | Способ управления транспортной космической системой | |
Murtazin | New generation space transportation system for lunar space exploration program | |
RU2816907C1 (ru) | Способ управления транспортной космической системой для посадки на луну с возвратом на околоземную орбитальную станцию | |
Ku et al. | Mission for an Impermanent Surface Stay to Investigate Our Neighbor, Mars | |
Benton | A Conceptual Mars Exploration Vehicle Architecture with Chemical Propulsion, Near-Term Technology, and High Modularity to Enable Near-Term Human Missions to Mars | |
ODell et al. | The Mars Base Camp Re-Usable Crewed Descent and Ascent Vehicle | |
Rapp | 60+ Years of Humans to Mars Mission Planning | |
Dutta | Aerocapture as an Enabling Option for Ice Giants Missions |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |