ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ТОРМОЖЕНИЯ В АТМОСФЕРЕ ПЛАНЕТЫ ПРИ МЕЖПЛАНЕТНОМ ПЕРЕЛЁТЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА

© А.В.Анкина, В.В.Корянов
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "К.Э. Циолковский и механика космического полета"
2012 г.

К.Э. Циолковский в своих работах предполагал возможность полёта к другим планетам Солнечной системы. В настоящий момент – это существующая реальность. Ограниченные запасы топлива и жёсткие требования к массово-геометрическим характеристикам таких космических аппаратов (КА) делает необходимым учёт сведений об атмосфере планеты и воздействии внешних факторов среды при проходе через атмосферу планеты.

Используя метод торможения в атмосфере, появляется возможность экономить топливо при переходе на орбиту планеты. Таким образом, моделирование перехода на орбиту планеты с использованием торможения в атмосфере является актуальным.

В работе рассматривается возможность более быстрого перехода на круговую орбиту Марса с помощью использования и изменения коэффициента аэродинамического качества k, а также с помощью усложнения маневра в атмосферном участке – более низкого опускания минимальной высоты перигея.

Цель работы: проведение исследований возможности перехода на орбиту планеты с учетом торможения в атмосфере.

Для достижения поставленной цели необходимо сделать следующее: сформировать математическую модель движения КА; разработать программно-алгоритмическое обеспечение (ПАО) для сформированной математической модели; выполнить численные расчеты с использованием разработанного ПАО; провести анализ полученных результатов расчета.

В представленной работе была сформирована математическая модель движения КА на участке его перехода с гиперболической подлетной орбиты на орбиту планеты с использованием торможения в атмосфере.

Задача манёвра заключается в переводе КА из начального положения перехода на эллиптическую орбиту в заданное конечное положение – круговую орбиту Марса – за минимальное количество времени и с оптимальными затратами топлива.

Для проведения расчётов было разработано программное обеспечение с использованием процедур численного интегрирования методом Рунге–Кутта с реализацией на языке программирования «С».

Для просчета был взят аппарат с коэффициентом аэродинамического качества (k); были произведены его вариации – k=0.2; 0.3; 0.4; 0.6. Проведенные исследования показали, что чем выше значение k, тем меньше затраченное время на переход от эллиптической к круговой орбите. Также установили зависимость скорости в точке выхода из атмосферы от высоты перигея: чем меньше высота, тем меньше скорость в точке выхода.