3 / 17
Исследование пространственных «обходных» перелетов на орбиту…
Инженерный журнал: наука и инновации
# 2
2016 3
Приближенный анализ биэллиптического перелета в системе
Земля
—
Луна в модели точечной сферы действия Луны, приведен-
ный в [2] показал, что при
r
а
> 4 млн км такой перелет экономичнее
прямого перелета по затратам характеристической скорости, если
увеличение
r
а
осуществляется с помощью гравитационного маневра у
Луны, и не требуются дополнительные затраты характеристической
скорости. Однако влияние возмущений от гравитационного поля
Солнца не позволяет практически реализовать данную схему в чистом
виде. Вместе с тем более точный анализ показывает, что возмущения от
гравитационного поля Солнца обеспечивают снижение энергетики
биэллептического перелета
—
они могут быть использованы для
увеличения радиуса перицентра орбиты
T
2
вместо импульса Δ
V
2
.
По данным [2], «обходные» траектории с использованием возму-
щений от гравитационного поля Солнца позволяют снизить затраты
характеристической скорости при полете к Луне, уменьшив тормозной
импульс. По сравнению с «прямой» схемой, изменение тормозного
импульса может составлять до 280 м/с. Время перелета ~130 сут. При
этом максимальное удаление от Земли ~1,5 млн км.
Для реализации данной траектории необходимо разогнать КА до
более высокой, чем при прямом перелете, скорости при отлете с Земли.
Для этого можно использовать гравитационный маневр у Луны.
Возможно также увеличение разгонного импульса у Земли прибли-
зительно на 100 м/с (следует отметить, что отлетный импульс может
быть выполнен с помощью кислородно-водородной ДУ с более
высоким, чем у ДУ на высококипящих компонентах топлива, удельным
импульсом).
Особенностью оптимальных траекторий полета КА к Луне в
системе Земля
—
Луна
—
Солнце является наличие временного захвата
КА гравитационным полем Луны. При подлете к Луне селеноцент-
рическая энергия при определенных условиях уменьшается за счет
возмущений от гравитационного поля Земли. Для захвата необходимо,
чтобы аппарат подлетал к сфере действия Луны с небольшой
скоростью, что, в свою очередь, может ограничивать наклонение
подлетной орбиты относительно плоскости геоцентрической орбиты
Луны. Этот угол между плоскостью орбиты Луны и плоскостью орбиты
перелета зависит от наклонения геоцентрической орбиты Луны,
наклонения начальной орбиты КА и взаимной ориентации линий узлов
этих орбит. Зависимость наклонения геоцентрической орбиты Луны от
времени представлена на рис. 2. Оно меняется от 18,18° до 28,36°. Так
как наклонение начальной орбиты КА составляет 51,7°, то начальное
наклонение орбиты КА относительно плоскости геоцентрической
орбиты Луны может быть от 23,31° до 80,03°.