ИСТИНА

Для успешной реализации как пилотируемой, так и беспилотной (например, «Луна-Грунт») лунной экспедиции необходима разработка надежной системы для безопасного возвращения космического аппарата (КА) на Землю, особенно при нештатных ситуациях. Для этого необходимо иметь алгоритм расчета возврата к Земле с любой орбиты искусственного спутника Луны. При возвращении к Земле с орбиты искусственного спутника Луны целесообразно использование многоимпульсных схем построения траекторий перелета для уменьшения затрат топлива. В рамках рассматриваемой задачи снижение расхода топлива и суммарной характеристической скорости считаются эквивалентными. На текущее время исследована задача построения трехимпульсной схемы перехода на траекторию возврата к Земле по известному вектору асимптотической скорости отлетной гиперболы. Эта задача является частью более общей задачи – построения полной траектории возврата. Алгоритм построения полной траектории возврата основан на решении краевой задачи. Условия на правом конце представляют собой условия входа в атмосферу Земли, на левом конце – параметры орбиты искусственного спутника Луны. Требуется определить три импульсных маневра, обеспечивающих переход КА на траекторию возврата с заданными краевыми условиями. По условиям входа в атмосферу Земли и фиксированному моменту времени старта с орбиты искусственного спутника Луны определяется номинальный вектор асимптотической скорости гиперболы возврата. По найденному вектору определяется первое приближение гиперболы возврата и импульсных маневров. Наконец, путем численного расчета формируется невязка, которую необходимо минимизировать. Невязка представляет собой вектор ошибок по положению и скорости на границе сферы действия Луны, а также ошибок по затраченному времени. Приведены результаты численного моделирования в рамках задачи трех тел (Земля – Луна – КА) с учетом нецентральности гравитационных полей.