ОПРЕДЕЛЕНИЕ И АНАЛИЗ ХАРАКТЕРИСТИК НИЗКОЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ «ОБХОДНЫХ» ТРАЕКТОРИЙ ПЕРЕЛЁТА ОТ ЗЕМЛИ К ЛУНЕ И ВОЗВРАЩЕНИЯ НА ЗЕМЛЮ ПРИ СТАРТЕ С РОССИЙСКИХ КОСМОДРОМОВ

© А.Д.Бычков, В.В.Ивашкин
© Государственный музей истории космонавтики им. К.Э. Циолковского, г. Калуга
Секция "К.Э. Циолковский и механика космического полета"
2018 г.

Одной из важнейших стратегических целей российской пилотируемой космонавтики является исследование и освоение Луны. Руководящие документы по космической деятельности России («Основы государственной политики Российской Федерации в области космической деятельности на период до 2030 года и дальнейшую перспективу», «Стратегия российской пилотируемой космонавтики на период до 2035 года» и «Концепция российской пилотируемой космонавтики на период до 2050 года») определяют эту цель в качестве основной. Так как промышленное освоение Луны практически невозможно без участия человека, то важна пилотируемая экспедиция на Луну.

Для проведения экспедиции на Луну используется пилотируемый транспортный корабль (ПТК) и лунный взлётно-посадочный корабль (ЛВПК). ПТК обеспечивает жизнедеятельность экипажа при полёте к Луне и возвращение экипажа на Землю. ЛВПК обеспечивает доставку космонавтов с орбиты искусственного спутника Луны (ОИСЛ) на её поверхность, работу на Луне и возвращение на ОИСЛ для последующего перехода в ПТК.

В настоящее время принята двухпусковая схема экспедиции на Луну. ПТК и ЛВПК выводятся на опорную орбиту ИСЗ разными пусками ракеты-носителя сверхтяжелого класса (РН СТК) и доставляются к Луне раздельно. Масса ПТК составляет 20 т. Масса ЛВПК составляет 27 т.

В соответствии с техническим заданием на эскизный проект грузоподъёмность РН СТК определяется задачей доставки к Луне ПТК массой 20 т. Лётные испытания такой РН должны начаться в 2028 году. Сроки создания РН для доставки ЛВПК в настоящее время не определены. Её создание находится за горизонтом планирования. Поэтому необходимо искать пути увеличения массы полезной нагрузки, доставляемой на орбиту искусственного спутника Луны, без доработки РН.

Одним из таких путей является использование низкоэнергетических «обходных» траекторий перелёта к Луне. Данный тип траекторий характеризуется тем, что космический аппарат (КА) сначала совершает полёт за орбиту Луны и за пределы сферы действия Земли, до расстояния ~1.5 млн. км от Земли. Параметры его траектории меняются под действием гравитационных возмущений от Солнца, что, при учете возмущения Землей, делает возможным временный захват КА полем Луны и тем самым позволяет уменьшить затраты характеристической скорости на перелёт от Земли к Луне и возврат от Луны к Земле [1–4].

Одним из способов дальнейшего снижения затрат топлива является гравитационный манёвр у Луны. Он позволяет изменить энергию отлётной траектории, дополнительно уменьшив общие затраты на перелёт Земля–Луна. В выполненном исследовании для различных стартовых эпох и наклонений начальной орбиты были определены траектории «обходных» перелётов на орбиту искусственного спутника Луны как с использованием гравитационного манёвра у Луны, так и без его использования. Исследована также задача возвращения с орбиты искусственного спутника Луны на Землю с использованием траектории «обходного» типа.

Литература

1. Belbruno, E.A., and Miller, J.K. Sun-perturbed Earth – to – Moon transfer with ballistic capture // Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 16, No. 4, July–August 1993. Pp. 770–775.

2. Ивашкин В.В. О траекториях полета точки к Луне с временным захватом ее Луной // Доклады Академии наук, 2002. Т. 387. № 2. C. 166–169.

3. Ивашкин В.В. О траекториях полета точки от Луны к Земле с гравитационным освобождением от лунного притяжения // Доклады Академии Наук, 2004. Т. 398. № 3. C. 340–343.

4. Бычков А.Д. Исследование пространственных «обходных» перелётов на орбиту искусственного спутника Луны при старте с космодромов, находящихся на территории России // Электронный журнал «Наука и образование». Издатель ФГБОУ ВПО «МГТУ им. Н.Э. Баумана». № 2(50)/2016. DOI: 10.18698/2308-6033-2016-2-1468.