Исследование влияния даты старта космического аппарата с малой тягой на энергетические затраты на перелет в системе Земля – Луна
Авторы: Кувшинова Е.Ю.
Опубликовано в выпуске: #6(162)/2025
Раздел: Авиационная и ракетно-космическая техника | Рубрика: Динамика, баллистика, управление движением летательных аппаратов
Рассмотрена задача пространственного перелета космического аппарата с электроракетной двигательной установкой между окололунной и околоземной орбитами за минимальное время. Представлены результаты оценки влияния даты старта (орбитального положения Луны относительно Земли) на затраты характеристической скорости, необходимой на перелет между окололунной и околоземной орбитами. Задача была решена в единой постановке («сквозной» расчет траектории перелета) с учетом гравитации Земли и Луны (без использования метода сфер действия), положение которых определялось согласно эфемеридной модели EPM 2008. Для определения оптимального закона управления вектором тяги электроракетной двигательной установки использовался принцип максимума Понтрягина.
EDN HQMBHX
Литература
[1] Гришин С.Д., Захаров Ю.А., Оделевский В.К. Проектирование аппаратов с двигателями малой тяги. Москва, Машиностроение, 1990, 224 с.
[2] Kluever C.A., Pierson B.L. Optimal Earth-Moon Trajectories Using Nuclear Electric Propulsion. Journal of Guidance, Control and Dynamics, 1997, vol. 20, no. 2, pp. 239–245.
[3] Casaregola C., Geurts K., Pergola P., Biagioni L., Andrenucci M. Mission analysis and architecture definition for a small electric propulsion transfer module to the Moon. Proceedings of the 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. AIAA 2007-5232, Cincinnati, USA, July 8–11, 2007.
[4] Ивашкин В.В., Петухов В.Г. Траектории перелета с малой тягой между орбитами спутников Земли и Луны при использовании орбиты захвата Луной. ИПМ им. М.В. Келдыша РАН. Препринт № 81. Москва, 2008, 32 с.
[5] Петухов В.Г. Робастное квазиоптимальное управление с обратной связью для перелета с малой тягой между некомпланарными эллиптической и круговой орбитами. Вестник МАИ, 2010, т. 17, № 3, с. 50–58.
[6] Grebow D.J., Ozimek M.T., Howell K.C. Advanced modeling of optimal low-thrust lunar pole-sitter trajectories. Proceedings of the 60th International Astronautical Congress. IAC-09-C1.5.4, Daejeon, Korea, October 12–16, 2009.
[7] Pérez-Palau D., Epenoy R. Indirect Optimization of low-thrust Earth–Moon transfers in the Sun–Earth–Moon System. Proceedings of the 68th International Astronautical Congress. IAC-17-C1.6.2, Adelaide, Australia, September 25–29, 2017.
[8] Иванюхин А.В., Петухов В.Г., Юн Сон Ук. Траектории перелета к Луне с минимальной тягой. Космические исследования, 2022, т. 60, № 6, с. 517–527. DOI: 10.31857/S002342062205003X (дата обращения: 27.01.2025).
[9] Кувшинова Е.Ю. Исследование оптимальных пространственных траекторий перелета с малой тягой в системе Земля – Луна. Инженерный журнал: наука и инновации, 2024, вып. 7 (151). DOI: 10.18698/2308-6033-2024-7-2374 (дата обращения: 05.11.2024).
[10] Кувшинова Е.Ю. Применение многоразовых буксиров с ядерной электроракетной двигательной установкой в лунной программе. Космонавтика и ракетостроение, 2017, № 6 (99), c. 75–80.
[11] Кувшинова Е.Ю. Методика определения оптимальной траектории перелета с малой тягой между околоземной и окололунной орбитами. Труды МАИ, 2013, вып. 68. URL: http://trudy.mai.ru/published.php?ID=41742
[12] Шаманский В.Е. Методы численного решения краевых задач. Часть II. Нелинейные краевые задачи и задачи на собственные значения для дифференциальных уравнений. Киев, Наукова думка, 1966, 244 с.