ИССЛЕДОВАНИЕ ТРАЕКТОРИЙ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ДЛЯ ЭКСПЕДИЦИИ ЗЕМЛЯ-АПОФИС-ЗЕМЛЯ

© В.В.Ивашкин, A.Лан
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "К.Э. Циолковский и механика космического полета"
2017 г.

В силу ряда причин в настоящее время актуально исследование малых тел Солнечной системы – астероидов и комет. Особенно большую информацию дают экспедиции – полеты с возвратом КА на Землю, с доставкой образцов грунта небесного тела. Важным является также исследование сближающихся с Землей небесных тел с точки зрения проблемы астероидно-кометной опасности. В работе исследованы характеристики траекторий для полета космического аппарата (КА) от Земли к опасному астероиду Апофис, для движения КА и специального мини-зонда с радиомаяком у Апофиса и для возвращения КА от Апофиса к Земле. Использована схема полета, при которой выведение КА и отлет его к астероиду с низкой околоземной орбиты производится с помощью ракеты-носителя РН «Союз-ФГ» (или «Союз-2», «Зенит») и разгонного блока «Фрегат». Для последующего гелиоцентрического и приастероидного полета с коррекциями и маневрами торможения и разгона у Апофиса используется специальный блок ДУ2 с ЖРД.

Разработан алгоритм определения энергетически оптимальных по полезной массе траекторий КА для экспедиции, и определены такие траектории при полете в 2019–2022 гг. с общей продолжительностью экспедиции до двух лет. Показана принципиальная возможность осуществления такой экспедиции на основе рассмотренных ракет-носителей [1–2]. Для данных траекторий возврат к Земле происходит вблизи восходящего узла орбиты Апофиса относительно эклиптики. Определено оптимальное время ожидания у Апофиса, ~ 90–110 сут. Для анализа оптимальности межпланетных гелиоцентрических траекторий в классе многоимпульсных перелетов разработан алгоритм построения сопряженной к скорости вектор-функции, «базис-вектора» – для случаев минимизации суммы величин импульсов скорости, максимизации конечной массы и максимизации полезной массы КА. Построен базис-вектор для ряда решений.

Разработан алгоритм анализа движения КА вокруг астероида с учетом влияния трех возмущений: притяжения нескольких дальних небесных тел (Солнца, Земли, Луны, Венеры и Юпитера), несферичности астероида как удлиненного эллипсоида вращения и давления солнечного света [3–4]. Учтено собственное вращение астероида вокруг его центра масс, а также возможное затенение аппарата астероидом. Показано, что оптимальным выбором плоскости и радиуса начальных круговых орбит КА можно обеспечить достаточно большое их «время жизни» у Апофиса: около месяца для основного КА на околокруговой орбите радиуса ~ 500 м и нескольких лет, до тесного сближения Апофиса с Землей в апреле 2029 г., для мини-зонда с радиомаяком на околокруговой орбите оптимального радиуса ~ 1500 м.

Литература

1. Ивашкин В.В., Крылов И.В., Лан А.. Оптимальные траектории для экспедиции КА к астероиду Апофис с возвращением к Земле. // Астрономический Вестник. 2013. Т. 47. № 4. С. 361–372.

2. Лан А. Анализ космических траекторий для экспедиции Земля-Апофис-Земля и движения космического аппарата вокруг астероида Апофис. // Инженерный журнал: наука и инновации # 7(67)_2017. C. 1–19. http://dx.doi.org/10.18698/2308-6033-2017-7-1635

3. Ивашкин В.В., Лан Аньци. Анализ орбитального движения космического аппарата вокруг астероида Апофис. // Доклады АН. 2016. Т. 468. № 4. С. 403–407.

4. Ивашкин В.В., Лан А. Анализ орбитального движения спутника астероида Апофис. // Космические исследования. 2017. Т. 55. № 4. С. 268–277.