Метод построения низкоэнергетических траекторий выведения космического аппарата на орбиты искусственного спутника Луны

Cover Page

Cite item

Full Text

Open Access Open Access
Restricted Access Access granted
Restricted Access Subscription Access

Abstract

В работе предлагается метод построения траекторий выведения космического аппарата на круговую полярную орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ), основанный на использовании свойств инвариантных многообразий решений круговой ограниченной задачи трех тел. Такой подход по сравнению с классическим гомановским переходом позволяет существенно сократить тормозной импульс за счет увеличения времени перелета. Процесс построения орбит перелета включает два этапа. На первом этапе производится анализ решений круговой ограниченной задачи трех тел, в результате которого выбираются наименее затратные варианты выхода на орбиту ИСЛ. На втором этапе в эфемеридной модели Солнечной системы строятся орбиты, соответствующие найденным вариантам и проходящие на заданном расстоянии от Земли. Разработанный метод применен для анализа возможностей перелетов на полярные орбиты ИСЛ высотой 150 км в 2030 г. Описаны варианты выхода на орбиту ИСЛ, соответствующие значениям тормозного импульса 619.5 и 623.3 м/с при продолжительности перелета 111 дней и 93 дня соответственно.

Full Text

Restricted Access

About the authors

С. А. Бобер

Национальный исследовательский институт «Высшая школа экономики»; Институт космических исследований РАН

Email: saksenov@hse.ru
Russian Federation, Москва; Москва

С. А. Аксенов

Национальный исследовательский институт «Высшая школа экономики»; Институт космических исследований РАН

Author for correspondence.
Email: saksenov@hse.ru
Russian Federation, Москва; Москва

References

  1. Ефанов В.В., Долгополов В.П. Луна. От исследования к освоению (к 50-летию космических аппаратов «Луна-9» и «Луна-10») // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2016. Т. 34. № 4. С. 3–8.
  2. Митрофанов И.Г., Зеленый Л.М. Об освоении Луны. Планы и ближайшие перспективы // Земля и Вселенная. 2019. № 4. С. 16–37. doi: 10.7868/S0044394819040029.
  3. Митрофанов И.Г., Зеленый Л.М., Третьяков В.И. и др. Луна-25: Первая полярная миссия на Луну // Астрономический вестник. 2021. Т. 55. № 6. С. 497–508. doi: 10.31857/S0320930X21060098.
  4. Казмерчук П.В., Ширшаков А.Е. Космический аппарат «Луна-25» – Возвращение на Луну // Астрономический вестник. 2021. Т. 55. № 6. 509–521. doi: 10.31857/S0320930X21060050.
  5. Belbruno E.A., Miller J. A ballistic lunar capture trajectory for the Japanese spacecraft Hiten. Technical Report Jet Propulsion Laboratory Interoffice Memorandum 312/90.4-1731-EAB. 1990.
  6. Ивашкин В.В. Об оптимальных траекториях полета КА к Луне в системе Земля – Луна – Солнце // Препринты ИПМ им. М.В.Келдыша. 2001.
  7. Гордиенко Е.С., Ивашкин В.В., Симонов А.В. и др. Анализ траекторий выведения КА на высокие орбиты искусственного спутника Луны с использованием двухимпульсного торможения // Вестник НПО им. С.А. Лавочкина. 2023. Т. 60. С. 27–37. doi: 10.26162/LS.2023.60.2.004.
  8. Гордиенко Е.С. , Ивашкин В.В. , Симонов А.В. и др. Анализ траекторий выведения космического аппарата на высокие круговые орбиты искусственного спутника Луны // Космические исследования. 2022. Т. 60. С. 235–245. doi: 10.31857/S0023420622030050.
  9. Koon W.S., Lo M.W., Marsden J.E. et al. Low energy transfer to the Moon // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2001. V. 81. P. 63–73. doi: 10.1023/A:1013359120468.
  10. Oshima K., Topputo F., Yanao T. Low-energy transfers to the Moon with long transfer time // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2019. V. 131. Art.ID. 4. doi: 10.1007/s10569-019-9883-7.
  11. Topputo F. On optimal two-impulse Earth-Moon transfers in a four-body model // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2013. V. 117. P. 279–313. doi: 10.1007/s10569-013-9513-8.
  12. Tan M., Zhang K., Wang J. A Sun – Earth stable manifold-based method for planar two-impulse Earth – Moon transfer design // J. Astronautical Sciences. 2023. V. 70. Art.ID. 5. doi: 10.1007/s40295-023-00373-z.
  13. Scheuerle S.T., Howell K.C. Characteristics and analysis of families of low-energy ballistic lunar transfers // AAS/AIAA Astrodynamics Specialist Conference. Big Sky. Montana. 2021. P. 1–20.
  14. Parker J.S., Anderson R.L. Low-Energy Lunar Trajectory Design. Wiley, 2014. ISBN: 978-1-118-85531-7.
  15. Gómez G., Masdemont J.J., Mondelo J.M. Libration point orbits: a survey from the dynamical point of view // Libration Point Orbits and Applications. 2003. P. 311–372. doi: 10.1142/9789812704849_0016.
  16. Koon W.S., Lo M.W., Marsden J.E.et al. Heteroclinic connections between periodic orbits and resonance transitions in celestial mechanics // Chaos: Interdisciplinary J. Nonlinear Science. 2000. V. 10. Iss. 2. P. 427–469. doi: 10.1063/1.166509.
  17. Hechler M., Cobos J. Herschel, Planck and GAIA orbit design // Libration Point Orbits and Applications. 2003. P. 115–135. doi: 10.1142/9789812704849_0006.
  18. Ren Y., Shan J. A novel algorithm for generating libration point orbits about the collinear points // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2014. V. 120. P 57–75. doi: 10.1007/s10569-014-9560-9.
  19. Zhang H., Li S. A general method for the generation and extension of collinear libration point orbits // Celestial Mechanics and Dynamical Astronomy. 2016. V. 126. P. 339–367. doi: 10.1007/s10569-016-9698-8.
  20. Aksenov S., Bober S., Guskova M. Mapping of initial conditions for libration point orbits // Advances in Space Research. 2021. V. 68. P. 2501–2514. doi: 10.1016/j.asr.2021.04.035.
  21. Аксенов С.А., Бобер С.А. Расчет и исследование ограниченных орбит вокруг точки либрации L2 системы Солнце – Земля // Косм. исслед. 2018. Т. 56. № 2. С. 160–167. doi: 10.7868/S0023420618020097.
  22. Свидетельство о государственной регистрации: RU 2021616743. Российская Федерация. Модуль OrbiPy для расчета движения космического аппарата в ограниченной круговой задаче трех тел. Программа для ЭВМ. Бобер С.А., Гуськова М.С., Аксенов С.А. Дата регистрации: 26.04.2021. Дата публикации: 26.04.2021.

Supplementary files

Supplementary Files
Action
1. JATS XML
Download
2. Fig. 1. Areas of possible positions and identification of transit orbits of a circular limited three-body problem: (a) Areas of possible positions for different values of the Jacobi constant; (b) Determination of transit orbits by the criterion of intersection of a sphere with a radius of 500,000 km centered on the Earth.

Download (48KB)
Indexing metadata
3. Fig. 2. Combinations of the longitude of the ascending node (W) of the polar orbit and the true anomaly (t) of the spacecraft, which, when using the DVM apsidal maneuver, lead to transit orbits during the DtM equal to: (a) 10 days; (b) 15 days; (c) 20 days; (d) 30 days..

Download (105KB)
Indexing metadata
4. Fig. 3. Examples of solutions to the circular limited three-body problem, corresponding to the values of W, t when using flight pulses DVM (dotted line) and DVM,min (continuous line) obtained when calculating transit orbits at different DtM values: (a) 10 days; (b) 15 days.

Download (45KB)
Indexing metadata
5. Fig. 4. Dependence of braking impulses at the Moon for flight options calculated in the ephemeris model of the Solar System (DVM markers) in comparison with the transition pulse from orbit around the libration point calculated in the ephemeris model (DVM,min — solid line) and in the limited three—body problem (DVM,min - dotted line) depending on the time of their execution for two flight options: (a) a route without a flyby of the L1 point of the Earth–Moon system; (b) a route with a flyby of the L1 point of the Earth–Moon system.

Download (54KB)
Indexing metadata
6. Fig. 5. Flight options to the ISLAND via the lunar point L2 when performing a braking impulse near the Moon on 19.V.2030, 12:29:44 UT, shown in rotating SCS corresponding to different systems of massive bodies: (a) Sun – Earth; (b) Earth–Moon.

Download (42KB)
Indexing metadata
7. Fig. 6. Flight options to the ISLAND via the lunar point L1 when performing a braking impulse near the Moon 20.V.2030, 05:51:47 UT, shown in rotating SCS corresponding to different systems of massive bodies: (a) Sun – Earth; (b) Earth –Moon.

Download (48KB)
Indexing metadata
8. Fig. 7. The inclination of the satellite's orbit from which the flight begins, depending on the launch date, when using different flight routes: (a) a route without circling the L1 point of the Earth–Moon system; (b) a route with a circumnavigation of the L1 point of the Earth–Moon system.

Download (80KB)
Indexing metadata

Copyright (c) 2024 Russian Academy of Sciences

Согласие на обработку персональных данных с помощью сервиса «Яндекс.Метрика»

1. Я (далее – «Пользователь» или «Субъект персональных данных»), осуществляя использование сайта https://journals.rcsi.science/ (далее – «Сайт»), подтверждая свою полную дееспособность даю согласие на обработку персональных данных с использованием средств автоматизации Оператору - федеральному государственному бюджетному учреждению «Российский центр научной информации» (РЦНИ), далее – «Оператор», расположенному по адресу: 119991, г. Москва, Ленинский просп., д.32А, со следующими условиями.

2. Категории обрабатываемых данных: файлы «cookies» (куки-файлы). Файлы «cookie» – это небольшой текстовый файл, который веб-сервер может хранить в браузере Пользователя. Данные файлы веб-сервер загружает на устройство Пользователя при посещении им Сайта. При каждом следующем посещении Пользователем Сайта «cookie» файлы отправляются на Сайт Оператора. Данные файлы позволяют Сайту распознавать устройство Пользователя. Содержимое такого файла может как относиться, так и не относиться к персональным данным, в зависимости от того, содержит ли такой файл персональные данные или содержит обезличенные технические данные.

3. Цель обработки персональных данных: анализ пользовательской активности с помощью сервиса «Яндекс.Метрика».

4. Категории субъектов персональных данных: все Пользователи Сайта, которые дали согласие на обработку файлов «cookie».

5. Способы обработки: сбор, запись, систематизация, накопление, хранение, уточнение (обновление, изменение), извлечение, использование, передача (доступ, предоставление), блокирование, удаление, уничтожение персональных данных.

6. Срок обработки и хранения: до получения от Субъекта персональных данных требования о прекращении обработки/отзыва согласия.

7. Способ отзыва: заявление об отзыве в письменном виде путём его направления на адрес электронной почты Оператора: info@rcsi.science или путем письменного обращения по юридическому адресу: 119991, г. Москва, Ленинский просп., д.32А

8. Субъект персональных данных вправе запретить своему оборудованию прием этих данных или ограничить прием этих данных. При отказе от получения таких данных или при ограничении приема данных некоторые функции Сайта могут работать некорректно. Субъект персональных данных обязуется сам настроить свое оборудование таким способом, чтобы оно обеспечивало адекватный его желаниям режим работы и уровень защиты данных файлов «cookie», Оператор не предоставляет технологических и правовых консультаций на темы подобного характера.

9. Порядок уничтожения персональных данных при достижении цели их обработки или при наступлении иных законных оснований определяется Оператором в соответствии с законодательством Российской Федерации.

10. Я согласен/согласна квалифицировать в качестве своей простой электронной подписи под настоящим Согласием и под Политикой обработки персональных данных выполнение мною следующего действия на сайте: https://journals.rcsi.science/ нажатие мною на интерфейсе с текстом: «Сайт использует сервис «Яндекс.Метрика» (который использует файлы «cookie») на элемент с текстом «Принять и продолжить».