Cosmic ResearchCosmic ResearchКосмические исследования0023-42063034-5502The Russian Academy of Sciences67280810.31857/S0023420624050045IHSGTCArticlesСтатьиResearch ArticleМетод построения низкоэнергетических траекторий выведения космического аппарата на орбиты искусственного спутника ЛуныМетод построения низкоэнергетических траекторий выведения космического аппарата на орбиты искусственного спутника ЛуныБоберС. А.
Russian Federation
saksenov@hse.ruАксеновС. А.
Russian Federation
saksenov@hse.ruНациональный исследовательский институт «Высшая школа экономики»Институт космических исследований РАН0612202462544445527022025Copyright ©; 2024, Russian Academy of SciencesCopyright ©; 2024, Российская академия наук2024Russian Academy of SciencesРоссийская академия наукhttps://journals.eco-vector.com/0023-4206/article/view/672808

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 г. Описаны варианты выхода на орбиту ИСЛ, соответствующие значениям тормозного импульса 619.5 и 623.3 м/с при продолжительности перелета 111 дней и 93 дня соответственно.

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 г. Описаны варианты выхода на орбиту ИСЛ, соответствующие значениям тормозного импульса 619.5 и 623.3 м/с при продолжительности перелета 111 дней и 93 дня соответственно.

Правительство РФGovernment of the Russian FederationЕфанов В.В., Долгополов В.П. Луна. От исследования к освоению (к 50-летию космических аппаратов «Луна-9» и «Луна-10») // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2016. Т. 34. № 4. С. 3–8.Митрофанов И.Г., Зеленый Л.М. Об освоении Луны. Планы и ближайшие перспективы // Земля и Вселенная. 2019. № 4. С. 16–37. DOI:10.7868/S0044394819040029.Митрофанов И.Г., Зеленый Л.М., Третьяков В.И. и др. Луна-25: Первая полярная миссия на Луну // Астрономический вестник. 2021. Т. 55. № 6. С. 497–508. DOI:10.31857/S0320930X21060098.Казмерчук П.В., Ширшаков А.Е. Космический аппарат «Луна-25» – Возвращение на Луну // Астрономический вестник. 2021. Т. 55. № 6. 509–521. DOI:10.31857/S0320930X21060050.Belbruno E.A., Miller J. A ballistic lunar capture trajectory for the Japanese spacecraft Hiten. Technical Report Jet Propulsion Laboratory Interoffice Memorandum 312/90.4-1731-EAB. 1990.Ивашкин В.В. Об оптимальных траекториях полета КА к Луне в системе Земля – Луна – Солнце // Препринты ИПМ им. М.В.Келдыша. 2001.Гордиенко Е.С., Ивашкин В.В., Симонов А.В. и др. Анализ траекторий выведения КА на высокие орбиты искусственного спутника Луны с использованием двухимпульсного торможения // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2023. Т. 60. С. 27–37. DOI:10.26162/LS.2023.60.2.004.Гордиенко Е.С. , Ивашкин В.В. , Симонов А.В. и др. Анализ траекторий выведения космического аппарата на высокие круговые орбиты искусственного спутника Луны // Космические исследования. 2022. Т. 60. С. 235–245. DOI:10.31857/S0023420622030050.Koon W.S., Lo M.W., Marsden J.E. et al. Low energy transfer to the Moon // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2001. V. 81. P. 63–73. DOI:10.1023/A:1013359120468.Oshima K., Topputo F., Yanao T. Low-energy transfers to the Moon with long transfer time // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2019. V. 131. Art.ID. 4. DOI:10.1007/s10569-019-9883-7.Topputo F. On optimal two-impulse Earth-Moon transfers in a four-body model // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2013. V. 117. P. 279–313. DOI:10.1007/s10569-013-9513-8.Tan M., Zhang K., Wang J. A Sun – Earth stable manifold-based method for planar two-impulse Earth – Moon transfer design // J. Astronautical Sciences. 2023. V. 70. Art.ID. 5. DOI:10.1007/s40295-023-00373-z.Scheuerle S.T., Howell K.C. Characteristics and analysis of families of low-energy ballistic lunar transfers // AAS/AIAA Astrodynamics Specialist Conference. Big Sky. Montana. 2021. P. 1–20.Parker J.S., Anderson R.L. Low-Energy Lunar Trajectory Design. Wiley, 2014. ISBN: 978-1-118-85531-7.Gómez G., Masdemont J.J., Mondelo J.M. Libration point orbits: a survey from the dynamical point of view // Libration Point Orbits and Applications. 2003. P. 311–372. DOI:10.1142/9789812704849_0016.Koon W.S., Lo M.W., Marsden J.E.et al. Heteroclinic connections between periodic orbits and resonance transitions in celestial mechanics // Chaos: Interdisciplinary J. Nonlinear Science. 2000. V. 10. Iss. 2. P. 427–469. DOI:10.1063/1.166509.Hechler M., Cobos J. Herschel, Planck and GAIA orbit design // Libration Point Orbits and Applications. 2003. P. 115–135. DOI: 10.1142/9789812704849_0006.Ren Y., Shan J. A novel algorithm for generating libration point orbits about the collinear points // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2014. V. 120. P 57–75. DOI:10.1007/s10569-014-9560-9.Zhang H., Li S. A general method for the generation and extension of collinear libration point orbits // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2016. V. 126. P. 339–367. DOI:10.1007/s10569-016-9698-8.Aksenov S., Bober S., Guskova M. Mapping of initial conditions for libration point orbits // Advances in Space Research. 2021. V. 68. P. 2501–2514. DOI:10.1016/j.asr.2021.04.035.Аксенов С.А., Бобер С.А. Расчет и исследование ограниченных орбит вокруг точки либрации L2 системы Солнце – Земля // Косм. исслед. 2018. Т. 56. № 2. С. 160–167. DOI:10.7868/S0023420618020097.Свидетельство о государственной регистрации: RU 2021616743. Российская Федерация. Модуль OrbiPy для расчета движения космического аппарата в ограниченной круговой задаче трех тел. Программа для ЭВМ. Бобер С.А., Гуськова М.С., Аксенов С.А. Дата регистрации: 26.04.2021. Дата публикации: 26.04.2021.