Doctor of Sciences (Techn.), Professor of the Space Systems and Rocket Science Department, Aerospace Institute
доктор технических наук, профессор кафедры космических систем и ракетостроения, Аэрокосмический институт
PhD student, Space Systems and Rocket Science Department, Aerospace Institute
аспирант, кафедра космических систем и ракетостроения, Аэрокосмический институт
An algorithm for designing a low-energy lunar flight trajectory is presented. It is based on the assumption that low-energy flight trajectories pass through the vicinity of one of the collinear libration points of the Earth - Moon system (L1 or L2). It is also assumed that at the moment of spacecraft flight in the vicinity of the libration point, the elements of the osculating geocentric orbit of the spacecraft are close to the elements of the osculating geocentric orbit of the libration point itself. The results of a numerical analysis of the obtained low-energy lunar flight trajectory are presented. It is shown that the use of such a trajectory makes it possible to reduce the deceleration impulse of the velocity during the transition to a low lunar orbit to a value of 638 m/s (in the traditional flight scheme, this impulse turns out to be more than 800 m/s). The influence of solar gravitational disturbances on the flight trajectory is analyzed. It is demonstrated that these perturbations ensure the approach of the spacecraft to the Moon with a negative selenocentric energy constant and contribute to the temporary capture of the spacecraft by the Moon. The influence of the terrestrial gravitational perturbation on the circumlunar part of the trajectory is studied. It is displayed that on the trajectory found this perturbation effectively reduces the selenocentric velocity of the spacecraft. The conditions for spacecraft flight in the vicinity of the libration point are considered.
Приводится алгоритм проектирования низкоэнергетической траектории лунного перелета. Он основан на предположении о том, что траектории низкоэнергетического перелета проходят через окрестность одной из коллинеарных точек либрации системы Земля - Луна (L1 или L2). Предполагается, что в момент пролета космическим аппаратом окрестности точки либрации элементы оскулирующей геоцентрической орбиты космического аппарата близки к элементам оскулирующей геоцентрической орбиты самой точки либрации. Представлены результаты численного анализа полученной низкоэнергетической траектории лунного перелета. Показано, что использование такой траектории позволяет уменьшить тормозной импульс скорости при переходе на низкую окололунную орбиту до значения 638 м/с (при традиционной схеме перелета этот импульс оказывается больше 800 м/с). Проанализировано влияния солнечных гравитационных возмущений на траекторию перелета. Выявлено, что эти возмущения обеспечивают подлет космического аппарата к окрестности Луны с отрицательной селеноцентрической константой энергии и способствуют временному захвату космического аппарата Луной. Исследовано влияние земного гравитационного возмущения на окололунный участок траектории. Установлено, что на найденной траектории это возмущение эффективно уменьшает селеноцентрическую скорость космического аппарата. Рассмотрены условия пролета космического аппарата окрестности точки либрации.