Т.М.Энеев, Р.З.Ахметшин, В.А.Егоров, Г.Б.Ефимов
Институт прикладной математики им. М.В.Келдыша, Москва

Ответ на вопрос о главной цели полетов к телам Солнечной системы был сформулирован еще при планировании первых беспилотных космических экспедиций к Луне, Марсу и Венере, причем был сформулирован достаточно четко и ясно – эти полеты нужны для пополнения наших эмпирических (в первую очередь космохимических) знаний для решения одной из фундаментальных проблем естествознания – проблемы происхождения и эволюции Солнечной системы. Решение этой проблемы крайне необходимо для дальнейшего успешного развития наук о Земле. К настоящему времени также четко сложилась более или менее общая точка зрения на первоочередность задач, которые должны решаться в ходе последующих беспилотных экспедиций. Одной из таких задач должна быть доставка на Землю реликтового вещества, сохранившегося со времен образования Солнечной системы. Собранное из различных ее областей, такое вещество может дать ключ к пониманию механизма важнейших процессов, происходивших в период формирования планет (и в том числе Земли).
Шансы найти реликтовое вещество могут быть, по-видимому, достаточ-но велики, если обратиться к малым телам Солнечной системы – астероидам, ко-метам и малым спутникам планет, вещество которых за время, прошедшее после их формирования, не претерпело значительной трансформации за счет магмати-ческой дифференциации и последующего метаморфизма. Естественно, что в качестве первоочередных объектов экспедиций следует рассмотреть малые тела, расположенные внутри орбиты Юпитера, вследствие их относительно более лег-кой достижимости по сравнению с телами, находящимися за его орбитой. Оче-видно, что к таким телам следует отнести короткопериодические кометы группы Юпитера, астероиды Главного пояса, астероиды групп Амура, Аполлона и Атона и, наконец, спутники Марса – Фобос и Деймос.
Оставляя пока за пределами настоящего обзора объектов предстоящих экспедиций короткопериодические кометы, рассмотрим астероиды и спутники планет. Здесь при выборе первоочередных объектов исследования мы будем опи-раться на космогоническую концепцию, основанную на компьютерной модели формирования Солнечной системы, разработанную в 70–80-е годы в Институте прикладной математики им. М.В.Келдыша [1,2]. Согласно этой модели, диффе-ренциация вещества первоначального диска в зависимости от его расстояния до Солнца переносится на вещество планет. Одной из целей космических экспеди-ций является обнаружение такой дифференциации по изотопному и минералоги-ческому составу.
Однако при выборе в качестве объектов экспедиций астероидов возникает своеобразная ситуация. Наиболее легко достижимыми телами являются астероиды групп Амура, Аполлона и Атона. Перигелии орбит этих астероидов находятся внутри орбит Марса (группа Амура) и Земли (группы Аполлона и Атона). К настоящему времени сложилась достаточно хорошо обоснованная точка зрения, согласно которой основная масса метеоритов и эти астероиды представляют собой фрагменты одной и той же популяции небесных тел. Это, по-видимому, обломки сравнительно немногочисленной группы исходных «родительских» тел, разрушившихся в результате столкновений. Поэтому о веществе определенного (и весьма специфического) класса астероидов мы имеем хорошее представление благодаря метеоритам – предполагаемым аналогам этих астероидов.
Вместе с тем наиболее крупные астероиды, в которых сосредоточена их основная масса, не принадлежат ни к одной из указанных групп, и подавляющее большинство из них по ряду важнейших физических характеристик (главным об-разом фотометрических) не похоже ни на один из объектов этих групп. Астерои-ды эти движутся между орбитами Марса и Юпитера, орбиты их расположены в основном в кольце Главного астероидного пояса, в пределах от 2 до 3.5 астроно-мических единиц. Есть поэтому серьезное основание ожидать, что в этих преде-лах можно встретить астероиды, вещество которых по изотопному и минералоги-ческому составу будет серьезно отличаться от вещества метеоритов, и, вследствие сказанного выше, и от вещества астероидов групп Амура, Аполлона и Атона. Это согласуется с космогонической гипотезой, о которой говорилось выше. Согласно этой концепции, астероиды групп Амура, Аполлона и Атона – пришельцы из внешних областей Солнечной системы (пояса Койпера) и несут информацию о веществе этих областей [3,4].
Из сказанного следует, что при выборе астероидов в качестве целей по-летов, по крайней мере, в ближайшие годы, целесообразно отдать предпочтение тем из них, орбиты которых целиком пролегают внутри Главного пояса.

Космические аппараты нового поколения

В арсенале космической техники существуют в настоящее время доста-точно отработанные (в том числе в летных испытаниях) новые средства, которые позволяют поднять на качественно новый уровень эксперименты по изучению Солнечной системы. Это в первую очередь электроракетные двигатели (ЭРД), ионные и плазменные и энергетические установки для них – космический ядер-ный реактор или легкие солнечные батареи (СБ) [5].
На порядок более высокая, чем у химических двигателей, скорость исте-чения реактивной струи у ЭРД позволяет получать лучшее соотношение началь-ной и конечной масс космических аппаратов (КА) и делает возможными с их по-мощью экспедиции, нереализуемые или трудно реализуемые с помощью тради-ционных двигателей. Плазменные ЭРД типа СПД уже много лет используются в нашей стране для коррекции орбит спутников связи. Эти ЭРД прошли испытания в России и США и подтвердили ресурс в 7500 часов [5]. Российские ЭРД различ-ных типов успешно применяются в международных полетах. Разработаны и при-меняются ЭРД также в США, Германии и Франции.
Российский космический ядерный реактор «Топаз» НПО «Красная Звез-да» успешно летал в течение года (на спутниках «Космос-1818» и «Космос-1867»). Реактор удовлетворяет всем международным требованиям безопасности – на Земле, при запуске и в космосе [5]. Начальная высота включения его не менее 800 км, в межпланетных полетах он включается после выхода из сферы действия Земли. Его электрическая мощность NE =5 квт может быть увеличена до 15 квт и после модификации до 25 квт. Ресурс его в 2-3 года может быть увеличен до 5-7 лет. КА с ЭРД и ядерной энергетической установкой должен иметь следующие характеристики [5]: масса начальная M0 = 5.5-6 т (уходящая от Земли со скоро-стью V∞ =2-3 км/с), мощность энергоустановки NE =25 квт; ее масса вместе с си-стемами ЭРД около 3 т; масса транспортного блока КА 1т; масса баков составляет 0,1 от массы рабочего вещества; мощность в струе NCТ=0,7 NE. Ракетой-носителем для такого КА может служить «Протон», известный своей надежностью и обеспе-чивающий вывод КА с массой M0 на межпланетную орбиту [6].
Другой вариант КА нового поколения с ЭРД предполагает использование легких современных солнечных батарей в качестве энергоустановки. В этом случае КА может быть существенно облегчен, так что для вывода его из сферы действия Земли достаточно ракеты-носителя среднего класса – «Молнии» или «Союза». Недостатком солнечной энергоустановки является падение ее мощности с удалением от Солнца (примерно обратное квадрату гелиоцентрического расстояния), так что в поясе астероидов, на расстоянии 2,5 а.е., мощность уменьшится почти в пять раз. Основные характеристики КА с ЭРД и СБ: M0 = 2-2,4 т (при V∞ = 1–2 км/с); NE = 7,5–10 квт, NCТ = 0,7 NE; масса систем ЭРД вместе с СБ составляет 280-400 кг; коэффициент пропорциональности массы баков массе рабочего вещества равен 0,1 [7].
Для КА с ЭРД и солнечной или ядерной энергетической установкой были проведены траекторные расчеты различных межпланетных экспедиций к малым телам Солнечной системы и к планетам.

Экспедиции КА нового поколения

Полеты к малым телам Солнечной системы КА с ЭРД целесообразно ре-ализовать по следующей схеме. Ракета-носитель выводит КА на орбиту искус-ственного спутника Земли, а затем своей последней ступенью – на орбиту ухода от Земли с гиперболическим избытком V∞ скорости (сверх второй космической скорости). Затем начинается межпланетный (гелиоцентрический) участок переле-та КА с помощью ЭРД, которые работают во все время перелета или (в случае ЭРД постоянной скорости истечения) с паузами, т.е. с участками пассивного по-лета. КА достигают цели (астероида, кометы, спутника планеты) с ее «сопровож-дением», то есть с выравниванием скоростей КА и цели [5,8–10]. Это дает воз-можность посадить КА или специальный посадочный модуль на поверхность небесного тела в целях исследования его вещества на месте или даже забора его для доставки на Землю. Сопровождение цели – новая возможность КА с ЭРД, трудно реализуемая для КА с химическими двигателями при таких удаленных целях, как астероиды Главного пояса или кометы группы Юпитера [5,8–10].
Для ускорения расчета оптимального управления полетом использова-лась классическая модель идеально регулируемого вектора тяги ЭРД, допускаю-щая разделение задачи оптимизации на две задачи: расчет траектории КА и расчет его массовых характеристик. При этом трудный расчет [8,11] оптимальной траектории может быть проведен один раз (по заданным движению цели, датам старта и финиша КА), а массовые характеристики затем легко досчитываются по заданным значениям параметров КА, ЭРД и энергоустановки. Энергозатраты на перелет характеризуются критерием J (м2/c3).
Анализ достижимости малых тел показал, что траектории перелета к ним и энергозатраты качественно зависят от параметров орбиты цели – малого тела. Множество целей – астероидов Главного пояса и комет группы Юпитера – с точ-ки зрения достижимости и характера траекторий перелета разбиваются на не-сколько групп – по величинам эксцентриситета e и наклонения i их орбит (вели-чина большой полуоси a орбиты цели влияет в основном на количественные, а не качественные характеристики перелета). Выделены группы целей с орбитами: квазиплоскими почти круговыми (астероиды с e<0,1; i<15 град); квазиплоскими эллиптическими (астероиды с 0,1< e <0,2; i <15 град и кометы с e>0,4; i<15 град); почти круговыми пространственными (астероиды с e<0,1; i>15 град); простран-ственными эллиптическими (астероиды с e>0,1; i>15 град; кометы с e>0.4, i>15 град) [8–10].
Для большей части перечисленных групп орбит целей изучены особен-ности оптимальных траекторий перелета КА с ЭРД, получены оценки таких параметров, как времена перелета T, диапазоны для точек старта и финиша (на орбитах Земли и цели), энергозатраты, затраты рабочего вещества и т.п. Количественные их значения зависят, естественно, от величины большой полуоси орбиты цели. Таким образом, перелеты к весьма большому числу малых тел удается качественно и во многом количественно исследовать и описать с помощью небольшого числа характерных примеров [8–10,14].
В каждой группе орбит целей (и оптимальных траекторий перелетов к ним) получены рецепты выбора начального приближения для решения краевой задачи. Как правило, уже рассчитанная траектория из данной группы может быть использована для получения начального приближения при построении траекто-рий других перелетов к целям той же группы.
Для случая квазиплоских почти круговых астероидных орбит получена таблица согласования угловой дальности φ и времени T перелета к малому телу в зависимости от величины большой полуоси его орбиты. Получена и оценка энер-гозатрат J – то есть все основные параметры перелета. Замечательно, что найден-ный предел «квазиплоскостности» орбиты цели (15 градусов) в случае полетов КА с ЭРД велик с точки зрения перелетов с химическими двигателями. Значи-тельная часть орбит астероидов Главного пояса и комет группы Юпитера лежат в области квазиплоских (число астероидов делится примерно пополам величиной наклонения орбиты 8 градусов). При расчете конкретной оптимальной траектории перелета необходимо согласовывать ее концы с фазами движения Земли и малого тела. В рассмотренном классе орбит предложены формулы для такого согласования и подбора дат старта и финиша, близких к оптимальным.
На квазиплоских эллиптических орбитах целей оптимальными для фи-ниша оказываются точки на участке «за» перигелием орбиты цели. При этом для старта оптимальны точки на участке вблизи пересечения орбиты Земли линией апсид орбиты цели. Особенно ярко этот эффект проявляется при полетах к коме-там (благодаря большой эксцентричности их орбит).
На почти круговых пространственных орбитах целей траектория конча-ется вблизи линии узлов орбиты цели. Для кометных пространственных орбит этот эффект не вносит нового по сравнению с квазиплоскими орбитами комет, так как у комет группы Юпитера узлы близки к апсидам их орбит.
Наиболее трудными для общего анализа являются полеты к астероидам с пространственными эллиптическими орбитами, поскольку для таких орбит имеют место различные сочетания положений линий узлов и апсид (от чего качественно зависят особенности траектории перелета к ним). Но таких астероидных орбит относительно немного (благодаря высокой границе «квазиплоскостности»), не более 10% от их числа. Астероиды эти трудно достижимые (например, Паллада), и поэтому полеты к ним не попадают в число первоочередных. Соответствующие траектории могут быть рассчитаны индивидуально для каждого астероида.
На плоскости e, i эксцентриситетов и орбит целей – астероидов и комет – выделяются области различных классов орбит и соответствующих им траекторий перелетов КА с ЭРД. Для большей части этих областей удается дать оценки характерных необходимых времен T перелетов и величин энергозатрат (или полезной массы у цели), хотя они зависят также от большой полуоси орбиты цели и изменяются поэтому в достаточно широких пределах [12–14]. Оценки времени и энергозатрат взаимозависимы, поскольку ЭРД, работающие постоянно в течение всего времени полета, позволяют уменьшать время, увеличивая энергозатраты (в определенных пределах). Примеры характерных перелетов КА с ЭРД и ядерным реактором к астероидам и кометам приведены в таблице 1. В нее включены даты t0 старта, времена перелетов T, энергозатраты J, величины начальной M0, конечной MK и полезной MП масс КА (MП = MК без массы баков, энергоустановки и ЭРД).
Особый интерес представляет доставка образца вещества малого тела на Землю. Схема доставки включает достижение цели с ее сопровождением, посадку КА на нее, забор образца вещества и возврат его к Земле с помощью небольшой ракеты или всего КА с ЭРД. В качестве примеров целей экспедиций по доставке вещества выбраны астероиды Веста и Фортуна [12,13]. Вся экспедиция занимает около 4 лет: два с лишним года на полет к астероиду, несколько месяцев на ожи-дание фазы старта, близкой к оптимальной, и около полугода на возврат. Оба ва-рианта возврата близки по величине полезной нагрузки, доставляемой к Земле, но возврат с помощью отдельной ракеты по реализации проще. Выравнивания скоростей КА или ракеты с Землей не требуется – торможение посадочной капсулы происходит в атмосфере. Примеры таких экспедиций собраны в таблице 1. В ней даны характеристики перелетов КА с ЭРД к малому телу (и перелета к Земле с ЭРД, если он имеет место). Для возврата на Землю капсулы ракетой приводятся импульс скорости для ухода с малого тела.
По пути к основной цели может быть выполнен маневр близкого попут-ного пролета одного или нескольких астероидов или комет. Для этого траектория должна быть слегка изменена, чтобы пройти вблизи выбранных малых тел. Были выяснены условия оптимальности траектории пролета вблизи нескольких астеро-идов, пролетающих недалеко от траектории КА. Эти условия следующие: равно-мерность распределения кандидатов на пролет вдоль траектории, ограничения на максимальные расстояния между положениями КА (на траектории) и астероидов (на их орбитах). В удачных случаях двойной и даже тройной попутный пролет требует увеличения затрат лишь на 25-35% сверх затрат на основной перелет [10,12–14].

Таблица 1. Характеристики полетов КА с ЭРД и ядерным реактором к малым телам.

Вариант

t0

месяц,год

T

годы

J*

м2/c3

M0

кг

MК

кг

MП

кг

Веста

Веста+1 пролет (П)

Фортуна

Массалия

Массалия+2П

Массалия+3П+

 +Анитра

Массалия+2П+

+Анитра+Менцель

Кларк ( i= 9,5 град)

Копф (4,5)

Аренд-Риго (17,9)

09.1998

09.1999

06.1999

01.2001

01.2001

01.2001

01.2001

07.1998

06.2000

12.1995

2.1

1.87

2.0

2.0

2.0

3.1

4.6

2.7

2.95

3.3

1.09

1.4

1.30

0.90

1.0

1.6

1.55

1.32

1.18

1.78

5800

5800

4880

4670

4740

5020

4950

4540

4580

4725

4820

4440

1790

1560

1630

1940

1860

1420

1450

1620

1720

1300

Возврат образца грунта КА с ЭРД

Земля-Веста

Веста-Земля

Земля-Веста

Веста-Земля

09.1998

08.2000

02.1998

09.2001

1.92

1.85

3.25

1.85

1.09

0.75

0.67

0.43

5800

4880

5800

5200

4880

4400

5200

4875

1790

1350

2140

1840

Возврат образца грунта ракетой с VХАР=3.1 км/с

Земля-Фортуна

Фортуна-Земля

05.2001

05.2003

2.0

1.5

1.10

5800

4875

1780

240

               

Возможны и последовательные сопровождения нескольких астероидов. Здесь также очень велика роль «удачи» – дополнительные затраты на каждое сле-дующее сопровождение лежат в границах 10–30% в благоприятных случаях (от затрат на первое сопровождение). Каждое следующее сопровождение требует 1–1.5 года активной работы ЭРД и до полугода пассивного полета – ожидания близкой к оптимальной даты старта к новой цели. Таким образом, при достаточ-ном запасе рабочего вещества могут быть осуществлены многоцелевые полеты к малым телам – с последовательными сопровождениями и/или попутными проле-тами астероидов (без их сопровождения). Примеры таких многоцелевых перелетов приведены в таблице 1.
Второй вариант КА с ЭРД, ориентирующийся на средние ракетоносители и солнечную энергетику, также имеет широкую сферу применения. Перелеты к астероидам Главного пояса трудны из-за уменьшения мощности СБ вблизи цели: на расстоянии 2.5 а.е. мощность СБ почти в пять раз меньше, чем у Земли. Однако к астероидам Эросу и Фортуне можно доставить полезную массу, достаточную для забора грунта и отправки его ракетой к Земле. На другие астероиды возможно осуществить десант. В числе астероидов, исследованных на достижимость с помощью КА с ЭРД, были представители почти всех перечисленных групп (по параметрам орбит) астероидов Главного пояса и астероид Эрос из группы Аполлона. Кометы оказываются достижимыми легче астероидов, поскольку точки их встречи с КА находятся вблизи перигелиев их орбит, т.е. ближе к Солнцу, чем точки встречи КА с астероидами Главного пояса.
Примеры характеристик перелетов КА с ЭРД и СБ к астероидам и коме-там, включая экспедиции с доставкой образцов грунта к Земле, собраны в таблице 2. В ней приведены те же характеристики, что и в табл.1, а также дается угловая дальность перелета . Энергозатраты J* рассчитываются с учетом падения мощности СБ при удалении от Солнца.

Таблица 2. Характеристики полетов КА с ЭРД и СБ к малым телам

Вариант

t0

месяц,год

T

годы

Φ

Рад

J*

м2/c3

M0

кг

MК

кг

MП

кг

 Земля-Геба

 Земля-Эрос  

 Земля-Юнона

 Земля-Веста

 Земля-комета

 Копфа

 Земля-Гигея

 Земля-Фобос

8.2000

8.2000

2.2000

9.1999

6.2002

7.2000

7.2000

4.1999

2.2001

5.2003

2.5

3.0

1.25

3.0

2.5

2.5

2.75

3.0

1.0

1.0

6.7

8.1

5.3

9.6

6.6

7.6

5.2

4.7

4.4

4.0

3.4

2.1

3.3

3.0

3.6

2.9

4.6

1.5

1.35

2400

2400

1424

1516

1765

1533

1585

1484

1603

1342

1909

1949

926

1028

1301

1046

1103

993

1123

836

1460

1504

Встреча с Фортуной и возврат к Земле с ЭРД

 Земля-Фортуна

 Фортуна-Земля

5.2001

3.2001

12.2002

2.0

1.8

2.0

5.1

5.8

5.1

3.4

4.4

4.3

2400

2400

1368

1516

1368

963

1028

865

523

Возврат от Фортуны, Фобоса или Гигеи ракетой
Скорости ухода от астероида и подлета к Земле
         

∆VА

км/с

 

∆VЗ

км/с

 Фортуна-Земля

 Фобос-Земля

 Гигея-Земля

5.2003

4.2003

6.2005

4.2002

1.5

0.6

0.5

1.3

   

3.7

2.7

3.7

5.1

 

3.4

3.0

3.5

8.3

Ниже дается список, в котором после имени каждой из рассмотренных целей и величин a, e, i их орбит, указаны имена целей с близкими по параметрам орбита-ми:
астероиды:
Фортуна (2,44 a.e.; 0,16; 1,6 град) – Флора, Массалия, Ниса, Лютеция;
Веста (2,36; 0,09; 7,1) – Метида, Немауза;
Юнона (2,67; 0,26; 13) – Ио, Сива, Жуева, Евномия;
Геба (2,42; 0,20; 14) – Ирида, Виктория, Мельпомена;
Гигея (3,14; 0,12; 3,8) – Церера, Психея, Европа, Тисбе;
Эрос (1,46; 0,22; 10,8) – Аполлон, Икарус;
кометы:
Копф (3,45; 0,54; 4,7) – Кларк, Темпль-2, Чурюмова-Герасименко.

Еще одним типом малых тел, содержащим, вероятно, реликтовое веще-ство, являются малые спутники планет, в частности, спутники Марса – Фобос и Деймос. Экспедиция к Фобосу КА с ЭРД и СБ, исследование которой было также проведено [15,16], предполагает доставку образца его вещества к Земле. Фобос ближе к Земле, чем астероиды Главного пояса, кроме того, полеты к Марсу уже хорошо отработаны. Схема экспедиции к Фобосу та же, что и к астероидам: раз-гон химическим двигателем до ухода от Земли, перелет к Марсу с помощью ЭРД, выход на режим сопровождения Марса, переход на орбиту Фобоса, сближение с ним КА, посадка на его поверхность, забор образца грунта в капсулу и доставка ее к Земле небольшой ракетой с торможением ее в земной атмосфере. Общее время экспедиции – около 4-х лет: полтора–два с половиной года на перелет к Марсу, несколько месяцев на маневры и, быть может, ожидание на орбите Фобоса (ожидание приемлемого времени старта к Земле) и чуть более полугода на перелет от Марса к Земле. Для возврата на Землю приводятся импульс скорости для ухода с малого тела и скорость прилета к Земле. Примеры полетов к Фобосу представлены в табл.2.
Таким образом, проанализированы возможности достижения малых тел (с их сопровождением) при помощи КА с ЭРД, получено некоторое представле-ние о зависимости этой достижимости и энергозатрат J от многих параметров, выявлены механические эффекты и взаимное влияние параметров в процессе оп-тимизации.
Работа поддержана грантами РФФИ N 96-15-97229 и 98-01-00941.

Литература.

1. T.M.Eneev, N.N.Kozlov. The problems of simulation of planetary systems accumu-lation processes. Adv.Space Res. 1981, V.1, p.201-215.
2. T.M.Энеев, Н.Н.Kozlov. Модель аккумуляционного процесса формирования планет-ных систем. I. Численные эксперименты. Астрон. вестник. 1981, т.15, N2, с.80-94. II. Вращение планет и связь с теорией гравитационной неустойчивости. Астрон. вестник. 1981, т.15, N3, с.131-141.
3. T.M.Энеев. О возможной структуре внешних (занептунных) областей Сол-нечной системы. Письма в Астрон.журнал. 1980, т.6, N.5, c.295-303.
4. S.I.Ipatov. Migration of trans-Neptunian objects to the Earth / Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 1999. In press.
5. Advanced Interplanetary Missions Using Nuclear-Electric Propulsion. Study Re-port. Ed.by Joint Study Group, Bonn, Moscow and Paris, (Leob H.W., Konstanti-nov M.S., Latyshev L.A., Popov G.A., Eneev T.M., Efimov G.B. and all). June 1995.
6. T.M.Eneev, M.Hechler, L.Latyshev, H.W.Loeb, G.A.Popov, G.Schwemm. Ad-vanced Solar System Exploration Missions Using Nuclear-Electric Propulsion, IAF-94-353, Jerusalem, October 1994.
7. Avduevsky V.S., Akim E.L., Eneev T.M., Konstantinov M.S. and all. Space vehicle of new generation for solar system study. Paper IAF-98-Q.2.06, Melbourne, Aus-tralia, September 28-October 2, 1998.
8. Т.М.Энеев, В.А.Егоров, Г.Б.Ефимов, В.В.Ивашкин, Р.З.Ахметшин, С.С.Белоглазов. Траекторно-баллистический анализ полетов к астероидам и кометам КА с двигателями малой тяги. / В кн.: Интеллектуальные системы автономных аппаратов для космоса и океана. М., ИПУ. 1997.
9. В.А.Егоров, Г.Б.Ефимов, Р.З.Ахметшин и др. О перелетах КА с малой тягой к кометам и астероидам. Исследование творчества основоположников космо-навтики и ее современные проблемы. М.: Наука. 1989. С. 134-143.
10. В.А.Егоров, Г.Б.Ефимов, Р.З.Ахметшин и др. Энергетические затраты и осо-бенности траекторий одноцелевых и многоцелевых перелетов КА с малой тягой к телам Солнечной системы. Там же, С. 144-152.
11. В.В.Белецкий, В.А.Егоров. Межпланетные полеты с двигателем постоянной мощности. Космич. исслед. Т.II. 1964. №3. С. 360-391.
12. Т.М.Энеев, В.А.Егоров, Г.Б.Ефимов, Р.З.Ахметшин, В.В.Смирнов. Траекто-рии перелетов к астероидам и кометам КА с ЭРД. Препринт ИПМ им.М.В.Келдыша РАН. 1994. № 34.
13. T.M.Eneev, G.B.Efimov, M.S.Konstantinov, R.Z.Akhmetshin, G.G.Fedotov, V.G.Petukhov. Advanced Interplanetary Missions with Solar-Nuclear Electric Propulsion. Preprint, Keldysh Inst. Appl. Mathem., Russia Academy of Sciences. 1996. № 35.
14. T.M.Eneev, M.S.Konstantinov, V.A.Egorov, R.Z.Akhmetshin, G.B.Efimov, G.G.Fedotov, V.G.Petukhov. Some Methodical Problems of Low-Thrust Trajecto-ry Optimization. Preprint, Keldysh Inst. Appl. Mathem., Russia Academy of Sci-ences. 1996. № 110.
15. 15. T.M.Eneev, M.S.Konstantinov, R.Z.Akhmetshin et al. Mercury-to-Pluto Range Missions Using Solar-Nuclear Electric Propulsion. Preprint, Keldysh Inst. Appl. Mathem., Russia Academy of Sciences. 1996. №111.
16. T.M.Eneev, G.B.Efimov, M.S.Konstantinov, R.Z.Akhmetshin, G.G.Fedotov, V.G.Petukhov. Interplanetary missions with electric propulsion // In: Plasma sources for space propulsion. Report of INTAS Project 94-0559/3099, 1996.