RU2734705C1 - Spacecraft control method during flight to moon - Google Patents

Abstract

FIELD: astronautics.

SUBSTANCE: invention relates to flight of manned spaceship (SC) from near-earth orbit to polar and near-polar moonlit orbits. Method includes bringing the spacecraft on a flight path to the Moon with the passage of the Moon at a given distance and with an inclination equal to or close to 90°. In pericynthion there should be applied a brake pulse of V_BR to transfer SC to a given polar orbit. In emergency situation of impulse failure of V_BR performs braking pulse V₁ << V_BR for transition of SC to highly elliptical circumlunar orbit. Value V₁ is determined proceeding from provision of optimum conditions of flight V₂ for spacecraft flight from said highly elliptical orbit to Earth.

EFFECT: technical result is the possibility of returning the spacecraft from the Moon to the Earth at failure of the predetermined braking pulse in the Moon, in case of flight of the spacecraft to the near-moon orbit with a large inclination.

1 cl, 5 dwg

Description

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при организации полетов пилотируемого космического корабля к Луне.The proposed control method can be used in space technology when organizing flights of a manned spacecraft to the Moon.

Известен способ парирования нештатной ситуации при срыве выполнения тормозного импульса, выбранный в качестве аналога, включающий безопасное возвращение экипажа на Землю. Такой способ был применен при полете космического корабля (КК) «Восток» 12 апреля 1961 г [1. Мировая пилотируемая космонавтика. История. Техника. Люди - под ред. Ю.М. Батурина, М, РТ Софт, 2005]. При срыве выполнения тормозного импульса для возвращения экипажа на Землю КК осуществляет движение по траектории с постоянным изменением высоты за счет воздействия атмосферы. При определении расчетной траектории полета параметры орбиты выведения выбирались таким образом, что в случае отказа тормозного двигателя спуск корабля осуществлялся бы по баллистической траектории за счет снижения высоты орбиты из-за аэродинамического торможения в течение 5-7 суток. Варьирование продолжительности аэродинамического торможения КК «Восток» определялось параметрами текущей плотности атмосферы. В случае плотной, или «твердой» атмосферы сход с орбиты за счет естественного торможения занимал 3 суток, а в случае слабой, или «жидкой» атмосферы происходил в течение 9-10 суток [1].The known method of parrying an emergency situation when the brake impulse is disrupted, selected as an analogue, including the safe return of the crew to Earth. This method was applied during the flight of the spacecraft (SC) "Vostok" on April 12, 1961 [1. World manned astronautics. History. Technics. People - ed. Yu.M. Baturina, M, RT Soft, 2005]. When the braking impulse fails to return the crew to the Earth, the spacecraft moves along a trajectory with a constant change in altitude due to the influence of the atmosphere. When determining the calculated flight trajectory, the parameters of the launch orbit were chosen in such a way that in the event of a failure of the braking engine, the spacecraft would descend along a ballistic trajectory due to a decrease in the orbit height due to aerodynamic braking for 5-7 days. Varying the duration of aerodynamic deceleration of the Vostok spacecraft was determined by the parameters of the current atmospheric density. In the case of a dense, or "solid" atmosphere, deorbiting due to natural deceleration took 3 days, and in the case of a weak, or "liquid" atmosphere, it took 9-10 days [1].

Недостатком этого способа является то, что его реализация возможна только для космических аппаратов, находящихся на низких околоземных орбитах, траектория движения, которых подвержена сильному влиянию атмосферы.The disadvantage of this method is that its implementation is possible only for spacecraft located in low near-earth orbits, the trajectory of motion, which is strongly influenced by the atmosphere.

Известен способ управления американским КК «Апполон-8» при полете к Луне [2. В.И. Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении», М, Наука, 1974], выбранный в качестве прототипа, включающий приложение к космическому кораблю, находящемуся на околоземной орбите отлетного импульса V_ОТЛ, формирующего траекторию перелета к Луне с последующим приложением тормозного импульса V_ТОРМ в окрестности Луны для перехода космического корабля на заданную окололунную орбиту. Параметры траектории КК «Апполон-8» выбирались исходя из условия свободного возвращения, обеспечивающем в случае невыполнения тормозного импульса V_ТОРМ безопасное возвращение экипажа на Землю после облета Луны.The known method of control of the American spacecraft "Apollo-8" when flying to the moon [2. IN AND. Levantovsky "Mechanics of space flight in an elementary presentation", M, Nauka, 1974], selected as a prototype, including an attachment to a spacecraft in near-earth orbit with a departure pulse V _OTL , which forms the flight trajectory to the Moon, followed by the application of a braking impulse V _TORM in the vicinity of the Moon for the transfer of the spacecraft to a given circumlunar orbit. The parameters of the trajectory of the Apollo-8 spacecraft were selected based on the condition of free return, which would ensure the safe return of the crew to the Earth after the flight around the Moon in the event of failure to fulfill the braking impulse V _TORM .

На фиг. 1 приведена схема полета прототипа КК «Апполон-8» с околоземной орбиты на окололунную с возможностью возврата КК на Землю при отсутствии выдачи тормозного импульса у Луны, где: 1 - Земля, 2 - КК, 3 - Луна, 4 - окололунная орбита. Для перехода КК 2 на транслунную орбиту выполняется отлетный импульс. Далее, по достижению переселения, КК выполняет тормозной импульс для перехода на окололунную орбиту 4. В случае нештатной ситуации (НШС), связанной с невыполнением тормозного импульса КК по траектории свободного возвращения совершает облет Луны 3 и возвращается на Землю 1.FIG. 1 shows a flight diagram of the Apollo-8 spacecraft prototype from a near-earth orbit to a circumlunar orbit with the possibility of returning the spacecraft to the Earth in the absence of a braking impulse at the Moon, where: 1 - Earth, 2 - spacecraft, 3 - Moon, 4 - circumlunar orbit. For the transition of KK 2 to the translunar orbit, an outbound pulse is performed. Further, upon reaching resettlement, the spacecraft performs a braking impulse to transfer to the circumlunar orbit 4. In the event of an emergency situation (NS) associated with the failure to fulfill the braking impulse, the spacecraft flies around the moon 3 and returns to Earth 1 along the trajectory of free return.

Основным недостатком такого способа является его применимость только для траекторий, имеющих небольшое наклонение относительно экватора Луны. Так, в случае полета КК «Апполон-8» наклонение орбиты к плоскости экватора Луны составляло около 12° [1]. Необходимость в малом наклонении относительно Луны определяется тем, что возврат КК к Земле осуществляется через узкую область на грависфере Луны, расположенной в приэкваториальной относительно Луны области. Это, в свою очередь, определяет необходимость входа в грависферу Луны также с минимальным наклонением относительно экватора Луны [3. Е.В. Тарасов «Космонавтика. Механика полета и баллистическое проектирование КЛА», М, Машиностроение, 1977]. Для примера, на фиг. 2 представлен график с зависимостями наклонения окололунной орбиты от даты старта к Луне на полном периоде обращения Луны вокруг Земли в январе 2010 года при отлетном наклонении 51.6°, соответствующем запуску российских КК. Кривые на графике соответствуют облету Луны по траекториям типа север-юг (перелет через Северное и возвращение после облета через Южное полушария Земли) и типа юг-юг. Как видно из графика, наклонения к плоскости экватора Луны составляют не более 180°-162°=18°. Так как изменение наклонения Луны относительно плоскости эклиптики не превышает 5° [2], то изменение дат для облета Луны может лишь незначительно увеличить величину предельно возможных наклонений траектории к экватору Луны (не более чем на 5°).The main disadvantage of this method is its applicability only for trajectories that have a slight inclination relative to the Moon's equator. So, in the case of the Apollo-8 spacecraft flight, the orbital inclination to the lunar equatorial plane was about 12 ° [1]. The need for a small inclination relative to the Moon is determined by the fact that the return of the spacecraft to the Earth is carried out through a narrow region on the Moon's gravisphere, located in the region near the equatorial relative to the Moon. This, in turn, determines the need to enter the lunar gravisphere also with a minimum inclination relative to the lunar equator [3. E.V. Tarasov “Cosmonautics. Flight mechanics and ballistic design of SC ", M, Mechanical Engineering, 1977]. For example, in FIG. 2 shows a graph with the dependences of the inclination of the circumlunar orbit on the launch date to the Moon for the full period of the Moon's revolution around the Earth in January 2010 at an outgoing inclination of 51.6 °, corresponding to the launch of the Russian spacecraft. The curves on the graph correspond to the circumnavigation of the moon along trajectories of the north-south type (flight over the North and return after a flyby through the southern hemisphere of the Earth) and the type of south-south. As can be seen from the graph, the inclinations to the lunar equatorial plane are no more than 180 ° -162 ° = 18 °. Since the change in the inclination of the Moon relative to the plane of the ecliptic does not exceed 5 ° [2], the change in the dates for a flyby of the Moon can only slightly increase the value of the maximum possible inclinations of the trajectory to the Moon's equator (by no more than 5 °).

Техническим результатом изобретения является возможность возвращения КК на Землю от Луны при невыполнении тормозного импульса у Луны и в случае его полета на окололунную орбиту с большим наклонением.The technical result of the invention is the possibility of returning the spacecraft to the Earth from the Moon if the braking impulse at the Moon is not fulfilled and in the case of its flight into a circumlunar orbit with a large inclination.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления КК при полете к Луне, включающем приложение к КК, находящемуся на околоземной орбите отлетного импульса V_ОТЛ, формирующего траекторию перелета к Луне с последующим приложением тормозного импульса V_ТОРМ в окрестности Луны для перехода КК на заданную окололунную орбиту, в отличие от известного, в случае НШС, связанной со срывом приложения тормозного импульса V_ТОРМ, выполняют тормозной импульс V₁<<V_ТОРМ, величину которого определяют исходя из перевода КК на высокоэллиптическую окололунную орбиту с периодом обращения Т, после чего, через время ΔT выполняют отлетный импульс V₂ для возвращения КК к Земле, при этом ΔT и Т удовлетворяют тождеству: ΔT=(2n-1)⋅T/2+Δt, гдеThe technical result is achieved due to the fact that in the method of controlling the spacecraft during the flight to the Moon, including the application to the spacecraft located in the near-earth orbit of the departure pulse V _OTL , which forms the flight trajectory to the Moon with the subsequent application of the braking impulse V _TORM in the vicinity of the Moon for the transition of the spacecraft to a given a circumlunar orbit, in contrast to the known one, in the case of a LSS associated with the breakdown of the application of the braking impulse V _TORM , a braking impulse V ₁ << V _{TORM is performed} , the value of which is determined based on the transfer of the spacecraft to a highly elliptical circumlunar orbit with a period of revolution T after a time ΔT, the departure pulse V _{2 is} performed to return the spacecraft to the Earth, while ΔT and T satisfy the identity: ΔT = (2n-1) ⋅T / 2 + Δt, where

n - натуральное число, характеризующее количество прохождений апоселения при нахождении на высокоэллиптической окололунной орбите,n is a natural number characterizing the number of passages of the apostle while in a highly elliptical circumlunar orbit,

Δt - время, определяемое от последнего прохождения апоселения высокоэллиптической орбиты до момента, соответствующего выполнению минимального по величине отлетного импульса V₂ к Земле.Δt is the time determined from the last passage of the highly elliptical orbit aposet until the moment corresponding to the fulfillment of the minimum outbound impulse V ₂ to the Earth.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере КК, который с околоземной орбиты по траектории перелета к Луне должен быть переведен на полярную окололунную орбиту с наклонением 90°. Необходимость в такой орбите определяется интересом к освоению Южного полюса Луны в кратерах которого расположены большие запасы льда.Let us consider the proposed method using the example of a spacecraft, which from a near-earth orbit along the flight path to the Moon should be transferred to a polar circumlunar orbit with an inclination of 90 °. The need for such an orbit is determined by the interest in the exploration of the South Pole of the Moon in the craters of which there are large reserves of ice.

Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что на околоземную орбиту выводится связка, состоящая из КК, разгонного блока (РБ) и межорбитального блока (МБ). С помощью РБ к связке прикладывается отлетный импульс V_ОТЛ, формирующий траекторию перелета к Луне с прохождением Луны на заданном расстоянии и с полярным наклонением 90°. После выполнения отлетного импульса РБ отделяется от связки. По достижению заданного расстояния от Луны должен включаться МБ для приложения к связке тормозного импульса V_ТОРМ, переводящий КК на заданную полярную окололунную орбиту. В случае НШС, связанной со срывом приложения тормозного импульса V_ТОРМ МБ отделяется, а КК с помощью собственной двигательной установки (ДУ) выполняет тормозной импульс V₁, который много меньше по величине, чем V_ТОРМ. Величину V₁ определяют исходя из перевода КК на высокоэллиптическую окололунную орбиту с периодом обращения Т, обеспечивающем оптимальные условия для последующего выполнения через время ΔT отлетного импульса V₂ для возвращения КК к Земле.The technical result in the proposed control method is achieved due to the fact that a bundle consisting of a spacecraft, an upper stage (RB) and an interorbital block (MB) is put into the near-earth orbit. With the help of the RB, an outbound impulse V _{OTL is} applied to the bundle _, which forms the flight trajectory to the Moon with the passage of the Moon at a given distance and with a polar inclination of 90 °. After completing the outbound impulse, the RB is separated from the ligament. Upon reaching a given distance from the Moon, the MB should be switched on to apply a braking impulse V _BORM to the bundle, which transfers the spacecraft to a given polar circumlunar orbit. In the case of NSS associated with the breakdown of the application of the braking impulse V _BORM MB is separated, and the KK with the help of its own propulsion system (DU) performs a braking impulse V ₁ , which is much less in magnitude than V _BORM . The value of V _{1 is} determined based on the transfer of the spacecraft to a highly elliptical circumlunar orbit with a period of revolution T, which provides optimal conditions for the subsequent execution of the departure pulse V ₂ after a time ΔT for returning the spacecraft to the Earth.

Сущность изобретения поясняется фиг. 1÷5, где:The essence of the invention is illustrated in FIG. 1 ÷ 5, where:

на фиг. 1 приведена схема операций в прототипе - перелета КК «Аполлон-8» с околоземной орбиты на окололунную орбиту,in fig. 1 shows the scheme of operations in the prototype - the flight of the Apollo-8 spacecraft from a near-earth orbit to a circumlunar orbit,

на фиг. 2 представлена зависимость наклонения окололунной орбиты от даты старта к Луне при отлетном наклонении 51.6°, соответствующем запуску российских КК,in fig. 2 shows the dependence of the inclination of the circumlunar orbit on the launch date to the Moon at an outgoing inclination of 51.6 °, corresponding to the launch of the Russian spacecraft,

на фиг. 3 представлена схема, включающая перелет с околоземной орбиты к Луне с последующим переходом на высокоэллиптическую окололунную орбиту.in fig. 3 shows a scheme that includes a flight from a near-earth orbit to the Moon with a subsequent transfer to a highly elliptical circumlunar orbit.

на фиг. 4 представлена траектория движения КК по высокоэллиптической окололунной орбите с последующим переходом на траекторию отлета к Земле,in fig. 4 shows the trajectory of the spacecraft motion along the high-elliptical circumlunar orbit with the subsequent transition to the trajectory of departure to the Earth,

на фиг. 5 представлена полная траектория движения КК к Луне с переходом на высокоэллиптическую окололунную орбиту и дальнейшим возвращением на Землю во вращающейся системе координат Земля-Луна [2], На этих фиг. отмечены следующие позиции:in fig. 5 shows the complete trajectory of the spacecraft movement to the Moon with the transition to a highly elliptical circumlunar orbit and further return to the Earth in the rotating Earth-Moon coordinate system [2]. In these Figs. the following items are marked:

1 - Земля, 2 - КК, 3 - Луна, 4 - окололунная орбита, 5 - высокоэллиптическая окололунная орбита,1 - Earth, 2 - KK, 3 - Moon, 4 - circumlunar orbit, 5 - highly elliptical circumlunar orbit,

На фиг. 3-5 представлена схема полета по предлагаемому способу.FIG. 3-5 shows a flight diagram for the proposed method.

На фиг. 3 средствами РБ выполняется разгонный импульс V_ОТЛ для перевода КК 2 на транслунную орбиту. По достижению апоселения в случае невыполнения средствами МБ тормозного импульса для перехода на окололунную орбиту 4 КК выполняет тормозной импульс V₁ для перехода на высокоэллиптическую окололунную орбиту 5.FIG. 3, by means of the RB, the accelerating impulse V _{OTL is performed} to transfer the spacecraft 2 to the translundo orbit. Upon reaching the settlement in case of non-fulfillment of the braking impulse by means of the MB for the transition to the circumlunar orbit 4, the KK performs the braking impulse V ₁ to transfer to the highly elliptical circumlunar orbit 5.

На фиг. 4 КК 2 спустя время Δt после прохода апоселения по высокоэллиптической окололунной орбите 5 выполняет отлетный импульс V₂ для перехода на траекторию полета к Земле.FIG. 4 KK 2 after a time Δt after the passage of the aposetting in a highly elliptical circumlunar orbit 5 performs the departure impulse V ₂ to switch to the flight path to the Earth.

На фиг. 5 представлена полная траектория движения КК 2 во вращающейся системе координат Земля - Луна по предлагаемому способу, включающая перелет КК от Земли 1 к Луне 5, переход на высокоэллиптическую орбиту 5 и возвращения КК на Землю. Траектория получена при проведении расчетов на программном комплексе Satellite Tool Kit 9.2.2.FIG. 5 shows the complete trajectory of the spacecraft 2 in the rotating Earth-Moon coordinate system according to the proposed method, including the flight of the spacecraft from Earth 1 to the Moon 5, the transition to a highly elliptical orbit 5 and the return of the spacecraft to the Earth. The trajectory was obtained when performing calculations on the Satellite Tool Kit 9.2.2.

Рассмотрим пример. Допустим необходимо вывести КК на круговую полярную окололунную орбиту высотой 200 км. Рассмотрим решение этой задачи в импульсной постановке. Первоначально связка, состоящая из РБ, МБ и КК выводится на околоземную орбиту высотой 200 км. Для отлета к Луне потребуется с помощью РБ приложение к связке отлетного импульса V_ОТЛ около 3150 м/с [2]. После этого РБ отделяется. Момент приложения отлетного импульса выбирается из условия перелета на лунную полярную орбиту высотой 200 км для чего при прохождении перигея лунной орбиты с помощью МБ к связке должен быть приложен тормозной импульс V_ТОРМ величиной около 900 м/с [2]. По штатной программе предполагается, что по завершению программы полета на лунной орбите за счет собственного топлива КК выполнит отлетный импульс для возвращения на Землю также величиной около 900 м/с [2]. В случае НШС, связанной с невыполнением этого импульса, МБ отделяется от КК, после чего КК с помощью собственной ДУ за счет топлива, предназначенного для отлета к Земле, выполняет тормозной импульс V₁ для перевода КК на высокоэллиптическую окололунную полярную орбиту (ВЭО). Величина этого импульса определяется исходя из обеспечения оптимальных условий по выполнению отлетного импульса V₂ для перелета КК с ВЭО к Земле. Так как Луна обращается вокруг Земли со скоростью 13.2°/сут, то первое условие соответствует наступлению момента, когда плоскость ВЭО включает в себя оптимальное направление для выполнения отлетного импульса к Земле. Согласно [4. «Основы теории полета КА» под ред. Г.С. Нариманова, М, Машиностроение, 1972] угол между оптимальным направлением и линией Луна-Земля составляет около 60°. Вторым условием оптимальности является достижение КК через время ΔT после выполнения тормозного импульса V₁ положения на орбите ВЭО, соответствующему минимальной величине отлетного импульса V₂. В соответствии с [4], длительность ΔT составляет около 4 суток. Таким образом, для обеспечения двух условий оптимальности тормозной импульс V₁ выбирается исходя из перехода КК на ВЭО с периодом Т, величина которого удовлетворяет тождеству: ΔT=(2n-1)⋅T/2+Δt, где n - натуральное число, характеризующее количество прохождений апоселения при нахождении на высокоэллиптической окололунной орбите, а Δt - время, определяемое от последнего прохождения апоселения высокоэллиптической орбиты до момента, соответствующего выполнению минимального по величине отлетного импульса V₂ к Земле.Let's look at an example. Let's say it is necessary to put the spacecraft into a circular polar circumlunar orbit with an altitude of 200 km. Consider the solution to this problem in an impulse setting. Initially, a bundle consisting of RB, MB and SC is injected into a near-earth orbit with an altitude of 200 km. To fly off to the Moon, it will be required with the help of the RB to apply to the bundle of the departure impulse V _{OTL of} about 3150 m / s [2]. After that, the RB is separated. The moment of application of the departure pulse is selected from the condition of a flight to the lunar polar orbit with an altitude of 200 km, for which, when passing the perigee of the lunar orbit with the help of the MB, a braking pulse V _BORM of about 900 m / s must be applied to the bundle [2]. According to the standard program, it is assumed that upon completion of the flight program in the lunar orbit, using its own fuel, the spacecraft will perform an outbound impulse to return to the Earth also of about 900 m / s [2]. In the case of the NSS associated with the failure to fulfill this impulse, the MB is separated from the spacecraft, after which the spacecraft, using its own propulsion system at the expense of the fuel intended for flight to the Earth, performs a braking impulse V ₁ to transfer the spacecraft to a highly elliptical circumlunar polar orbit (HEO). The magnitude of this impulse is determined based on the provision of optimal conditions for the fulfillment of the outbound impulse V ₂ for the spacecraft flight with HEO to the Earth. Since the Moon revolves around the Earth at a speed of 13.2 ° / day, the first condition corresponds to the onset of the moment when the HEO plane includes the optimal direction for the outbound impulse to the Earth. According to [4. "Fundamentals of spacecraft flight theory" ed. G.S. Narimanova, M, Mechanical Engineering, 1972], the angle between the optimal direction and the Moon-Earth line is about 60 °. The second optimality condition is the achievement of the SC in time ΔT after the execution of the braking impulse V _{1 of the} position in the HEO orbit, corresponding to the minimum value of the departure impulse V ₂ . In accordance with [4], the duration of ΔT is about 4 days. Thus, to ensure two conditions of optimality, the braking impulse V ₁ is selected proceeding from the transition of the CK to the HEO with a period T, the value of which satisfies the identity: ΔT = (2n-1) ⋅T / 2 + Δt, where n is a natural number characterizing the quantity passages of the aposetting while in a highly elliptical circumlunar orbit, and Δt is the time determined from the last passage of the aposetting of a highly elliptical orbit until the moment corresponding to the fulfillment of the minimum outbound impulse V ₂ to the Earth.

Определим затраты суммарной характеристической скорости V_∑=V₁+V₂ на выполнение предлагаемого способа возвращения КК к Земле в случае НШС при различных значениях числа n, полученное при использовании программного комплекса Satellite Tool Kit 9.2.2. В качестве расчетного случая рассматривалась перелетная траектория от Земли с выполнением отлетного импульса 29 декабря 2027 года в 04:34 (UTC) при длительности перелета 3.5^д (дней) и высоте периселения 200 км при наклонении относительно плоскости экватора Луны 90°.Let us determine the costs of the total characteristic velocity V _∑ = V ₁ + V ₂ for the implementation of the proposed method for the return of the spacecraft to the Earth in the case of NSS at different values of the number n, obtained using the software package Satellite Tool Kit 9.2.2. As a computational case, a flight trajectory from the Earth was considered with the execution of the departure pulse on December 29, 2027 at 04:34 (UTC) with a flight duration of 3.5 ^d (days) and a perilune altitude of 200 km with an inclination of 90 ° relative to the lunar equator plane.

При n=1 КК сделает только одно прохождение апоселения ВЭО. Результаты расчетов показывают, что после выполнения импульса V₁=256 м/c КК переходит на ВЭО с высотой апоселения Нα=48270 км и периодом Т=4.38^д. Через 1.88^д КК достигает апоселений ВЭО. Отличие этого времени от половины периода Т объясняется возмущением ВЭО со стороны Земли и Солнца. Затем через Δt=1.83^д КК достигает положения на ВЭО для оптимального выполнения отлетного импульса V₂ к Земле величиной V₂=550 м/c. Полное время между двумя импульсами составит ΔТ=3.71^д, а V_∑=806 м/с.With n = 1, the CC will make only one passage of the VEO approval. The calculation results show that after the execution of the impulse V ₁ = 256 m / s, the spacecraft passes to the HEO with an altitude of the settlement Hα = 48270 km and a period of T = 4.38 ^d . After 1.88 ^{d, the} CC reaches the VEO apostles. The difference between this time and half of the period T is explained by the disturbance of the HEO from the Earth and the Sun. Then, after Δt = 1.83 ^{d, the} spacecraft reaches the position on the HEO for the optimal fulfillment of the departure pulse V ₂ to the Earth with the value V ₂ = 550 m / s. The total time between the two pulses will be? T = 3.71 ^d, and V _Σ = 806 m / s.

При n=2 КК сделает два прохождения апоселения ВЭО. Результаты расчетов показывают, что после выполнения импульса V₁=283 м/c КК переходит на ВЭО с высотой апоселения Нα=28420 км и периодом Т=2.11^д. Через 3.05^д КК второй раз достигает апоселений ВЭО. Затем через Δt=0.96^д КК достигает точки для оптимального выполнения отлетного импульса V₂ к Земле величиной V₂=573 м/с. Полное время между двумя импульсами составит ΔТ=4.02^д, a V_∑=856 м/с.With n = 2, the CC will make two passes of the VEO approval. The calculation results show that after the execution of the impulse V ₁ = 283 m / s, the spacecraft passes to the HEO with a settlement height Нα = 28420 km and a period Т = 2.11 ^d . After 3.05 ^{d, the} CC reaches the VEO apostles for the second time. Then, after Δt = 0.96 ^{d, the} CC reaches the point for optimal execution of the departure pulse V ₂ to the Earth with the value V ₂ = 573 m / s. The total time between two pulses will be ΔТ = 4.02 ^d , and V _∑ = 856 m / s.

При n=3 КК сделает три прохождения апоселения ВЭО. Результаты расчетов показывают, что после выполнения импульса V₁=305 м/c КК переходит на ВЭО с высотой апоселения Нα=20780 км и периодом T=1.405^d. Через 3.46^д КК третий раз достигает апоселений ВЭО. Затем через Δt=0.556^д КК достигает точки для оптимального выполнения отлетного импульса V₂ к Земле величиной V₂=595 м/с. Полное время между двумя импульсами составит ΔТ=4.096^д, a V_∑=900 м/с.With n = 3, the CC will make three passes of the VEO approval. The calculation results show that after the execution of the impulse V ₁ = 305 m / s, the spacecraft passes to the HEO with a settlement height Нα = 20780 km and a period T = 1.405 ^d . After 3.46 ^{d, the} CC reaches the VEO apostles for the third time. Then, after Δt = 0.556 ^{d, the} CC reaches the point for the optimal execution of the departure pulse V ₂ to the Earth with the value V ₂ = 595 m / s. The total time between two pulses will be ΔТ = 4.096 ^d , and V _∑ = 900 m / s.

Представленный пример выполнения предложенного способа для различных значений n=1, 2, 3 показывает, что суммарная скорость V₂ на выполнение импульсов перехода на ВЭО и отлета к Земле не превышает величины в 900 м/с, которые необходимы для выполнения отлетного импульса КК в случае реализации штатной схемы полета. Таким образом переход на ВЭО в случае НШС с последующим отлетом к Земле реализуем и позволяет прямой перелет с Земли на полярную окололунную орбиту.The presented example of the implementation of the proposed method for various values of n = 1, 2, 3 shows that the total speed V ₂ for the execution of the pulses of the transition to the HEO and departure to the Earth does not exceed the value of 900 m / s, which are necessary for the execution of the departure pulse CC in the case of implementation of a standard flight scheme. Thus, the transition to the HEO in the case of the LSS with the subsequent departure to the Earth is realizable and allows a direct flight from the Earth to the polar circumlunar orbit.

Предлагаемый способ позволит выполнять перелет от Земли к Луне на окололунную орбиту с высоким наклонением к плоскости экватора Луны с гарантированным парированием НШС, связанной с невыполнением тормозного импульса при переходе КК на окололунную орбиту.The proposed method will make it possible to carry out a flight from the Earth to the Moon into a circumlunar orbit with a high inclination to the plane of the Moon's equator with guaranteed parrying of the NSS associated with the failure to fulfill the braking impulse during the spacecraft transition to the circumlunar orbit.

Предлагаемый способ может быть использован при доставке пилотируемого КК на полярную окололунную орбиту.The proposed method can be used to deliver a manned spacecraft to a polar circumlunar orbit.

Claims (4)

Способ управления космическим кораблем при полете к Луне, включающий приложение к космическому кораблю, находящемуся на околоземной орбите, отлетного импульса V_отл, формирующего траекторию перелета к Луне, с последующим приложением тормозного импульса V_торм в окрестности Луны для перехода космического корабля на заданную окололунную орбиту, отличающийся тем, что в случае нештатной ситуации, связанной со срывом приложения тормозного импульса V_торм, выполняют тормозной импульс V₁<<V_торм, величину которого определяют исходя из перевода космического корабля на высокоэллиптическую окололунную орбиту с периодом обращения Т, после чего через время ΔT выполняют отлетный импульс V₂ для возвращения космического корабля к Земле, при этом ΔT и Т удовлетворяют условиюA method for controlling a spacecraft during a flight to the Moon, including the application to a spacecraft in a near-earth orbit, a departure impulse V _ex , which forms the flight trajectory to the Moon, followed by the application of a stopping impulse V _brake in the vicinity of the Moon to transfer the spacecraft to a given circumlunar orbit, characterized in that in the case of an abnormal situation associated with the breakdown of the application of the braking impulse V _brake , the braking impulse V ₁ << V _{brake is performed} , the value of which is determined based on the transfer of the spacecraft to a highly elliptical circumlunar orbit with a period of revolution T, after which, after a time ΔT perform the departure impulse V ₂ to return the spacecraft to Earth, while ΔT and T satisfy the condition ΔT=(2n-1)⋅T/2+Δt, ΔT = (2n-1) ⋅T / 2 + Δt, где n - натуральное число, характеризующее количество прохождений апоселения при нахождении на высокоэллиптической окололунной орбите,where n is a natural number characterizing the number of passages of the apostle while in a highly elliptical circumlunar orbit, Δt - время, определяемое от последнего прохождения апоселения высокоэллиптической орбиты до момента, соответствующего выполнению минимального по величине отлетного импульса V₂ к Земле.Δt is the time determined from the last passage of the highly elliptical orbit aposet until the moment corresponding to the fulfillment of the minimum outbound impulse V ₂ to the Earth.

Images