Метод построения низкоэнергетических траекторий выведения космического аппарата на орбиты искусственного спутника Луны

Космические исследования. 2024. Т. 62. № 5. С. 444–455.

Бобер С. А., Аксенов С. А.

В работе предлагается метод построения траекторий выведения космического аппарата на круговую полярную орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ), основанный на использовании свойств инвариантных многообразий решений круговой ограниченной задачи трех тел. Такой подход по сравнению с классическим гомановским переходом позволяет существенно сократить тормозной импульс за счет увеличения времени перелета. Процесс построения орбит перелета включает два этапа. На первом этапе производится анализ решений круговой ограниченной задачи трех тел, в результате которого выбираются наименее затратные варианты выхода на орбиту ИСЛ. На втором этапе в эфемеридной модели Солнечной системы строятся орбиты, соответствующие найденным вариантам и проходящие на заданном расстоянии от Земли. Разработанный метод применен для анализа возможностей перелетов на полярные орбиты ИСЛ высотой 150 км в 2030 году. Описаны варианты выхода на орбиту ИСЛ, соответствующие значениям тормозного импульса 619.5 м/с и 623.3 м/с при продолжительности перелета 111 дней и 93 дня соответственно.

Ключевые слова: invariant manifolds, CRTBP, инвариантные многообразия, circular restricted three-body problem, unar transfers, low-energy transfer, круговая ограниченная задача трех тел, схема перелета к Луне, низкоэнергетический перелет, оптимизация тормозного импульса

ПУБЛИКАЦИЯ ПОДГОТОВЛЕНА ПО РЕЗУЛЬТАТАМ ПРОЕКТА: Аналитические и численные методы построения решений нелинейных математических моделей (2024)