Инженерный журнал: наука и инновации
# 3
⋅
2016 1
УДК 531.01:629.191 DOI 10.18698/2308-6033-2016-03-1472
Анализ оптимального трехимпульсного перехода
на орбиту искусственного спутника Луны
© Е.С. Гордиенко
1,3
, В.В. Ивашкин
2,3
1
НПО им. С.А. Лавочкина, Химки, 141400, Россия
2
ИПМ им. М.В. Келдыша РАН, Москва, 125047, Россия
3
МГТУ им. Н.Э. Баумана, Москва, 105005, Россия
Исследована задача оптимального выведения космического аппарата от Земли на
высокую круговую полярную орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ) радиу-
сом 6 тыс. км. Выполнено сравнение одноимпульсной и трехимпульсной схем выве-
дения. Анализ проведен с учетом возмущений от нецентральности поля Луны, гра-
витационных полей Земли и Солнца, а также конечности тяги двигателя. Показа-
но, что трехимпульсный переход с начальной селеноцентрической гиперболы
подлета к Луне на конечную орбиту ИСЛ заметно лучше по конечной массе, чем
обычное одноимпульсное торможение. Приведены параметры управления, реали-
зующего данный маневр и обеспечивающего практически те же энергетические
затраты, что и в кеплеровском случае. Выявлено, что в отличие от кеплеровского
в рассмотренном случае реального гравитационного поля существует оптималь-
ное максимальное расстояние маневра.
Ключевые слова:
космический аппарат, лунные траектории, оптимальный пере-
ход, трехимпульсный переход, спутник Луны.
Введение.
В данной работе рассмотрена задача оптимального
выведения космического аппарата от Земли на высокую круговую
орбиту исскуственного спутника Луны (ИСЛ) с заданными величинами
радиуса и наклонения к плоскости лунного экватора. Для случая
импульсов и кеплеровского поля при достаточно большом радиусе
орбиты ИСЛ энергетически оптимальным будет трехимпульсный
перелет с начальной селеноцентрической гиперболической орбиты
подлета к Луне на конечную орбиту ИСЛ. В работе исследован случай
перелета в реальном поле и с учетом конечности тяги.
Анализ выполнен в три этапа. На первом этапе трехимпульсный
перелет рассмотрен для кеплеровского случая. Первый, тормозной
импульс сообщается в периселении начальной гиперболической
орбиты, максимально близко к Луне, на высоте 100 км. Затем КА летит
от Луны к точке приложения второго импульса — далеко от Луны,
близко к границе сферы действия Луны. Принято, что расстояние от
Луны равно 50 тыс. км. Второй импульс — ускоряющий — увеличивает
расстояние в периселении до радиуса конечной орбиты ИСЛ, принятого
равным 6 тыс. км. Третий, тормозной импульс — переводит КА на
конечную орбиту ИСЛ. Определены характеристики перелета для
данного случая кеплеровского поля.