Лунные траектории космического аппарата

Классификация лунных траекторий.

Лунными траекториями КА (Космический Аппарат) называют такие траектории полета КА, для которых минимальное расстояние rmin до центра Луны меньше радиуса ее сферы действия (66 тыс. км).

В зависимости от небесных тел отлета и прилета ЛТ можно разделить на несколько групп:
- Траектории полета от Земли к Луне;
- Траектории полета от Луны к Земле;
- Траектории экспедиций Земля-Луна-Земля;
- Траектории полета от Земли к Луне, пролета у Луны и обратного полета к Земле;
- Траектории полета от Земли к Луне, пролета у Луны и дальнейшего полета к другому небесному телу.

В зависимости от величины ускорения, используемого для управления и маневров при формировании ЛТ КА, сейчас встречаются два типа траекторий:
- Траектории полета КА с двигателями большой тяги;
- Траектории полета КА с малой тягой (сейчас такая тяга, создается, в основном, электрореактивными двигательными установками).

В зависимости от схемы перелета между Землей и Луной лунные траектории КА можно разделить на три группы:
- Прямые перелеты с большой тягой. Главная, пассивная часть траектории прямого перелета между Землей и Луной состоит из основной геоцентрической дуги в сфере действия Земли и небольшой дуги в сфере действия Луны (СДЛ);
- Непрямые, обходные перелеты с большой тягой. Эти перелеты геометрически близки биэллиптическим перелетам Штернфельда, но динамически отличаются от них;
- Многовитковые перелеты с малой тягой.

В зависимости от схемы выведения ракеты с большой тягой на траекторию полета от Земли к Луне различают перелеты с непрерывной схемой выведения и перелеты с пассивным участком на промежуточной орбите ИСЗ.

В зависимости от числа активных участков для разгона с круговой или околокруговой орбиты ИСЗ (или ИСЛ) на сильно вытянутую эллиптическую (или гиперболическую) орбиту или для обратного торможения различают: ЛТ с одним активным участком или ЛТ с несколькими участками.

В зависимости от баллистической цели полета от Земли к Луне их можно разделить на несколько групп:
- Траектории высокоскоростного достижения поверхности Луны (Луна-2, СССР, 12-14 сент. 1959 г.);
- Траектории мягкой посадки на поверхность Луны (Луна-9, СССР, 31 янв.–3 фев. 1966 г.);
- Траектории перехода на орбиту ИСЛ (Луна-10, СССР, 31 марта-3 апр. 1966 г.);
- Облет Луны и полет к Земле или другой цели (Луна-1, 2-4 янв. 1959 г., Луна-3, 4-7 окт. 1959 г.; Зонд-5-8, 1968-1970 гг.).

Проблема лунных траекторий и ее междисциплинарные связи.

Хотя вопросы определения траектории полета от Земли к Луне изучали еще пионеры космонавтики, первое фундаментальное научное исследование этой проблемы выполнено В.А. Егоровым. Затем, с развитием практической космонавтики и космических исследований Луны, с 1959 г., эти вопросы стали интенсивно изучаться - и в практическом отношении, для обеспечения лунных проектов, и в теоретическом, в частности, примыкая к работам в небесной механике и в теории оптимального управления. Так что сейчас проблема определения и исследования лунных траекторий стала крупной и важной многогранной и междисциплинарной научно-технической дисциплиной. С одной стороны, теоретически, она является предметом механики (или часто говорят – динамики) космического полета. С другой стороны, при анализе конкретного лунного проекта эта проблема является предметом космической баллистики, является элементом баллистического проектирования космического аппарата, космической операции. При этом проектирование лунной траектории должно обеспечить выполнение целей проекта, соответствуя ограничениям и возможностям наземных систем и систем космического аппарата, в частности систем управления и навигации. Задачи проекта должны решаться, как правило, с минимизацией энергетических расходов, ибо проблема максимизации полезной массы обычно - главная задача проекта. Поэтому проблема Лунных траекторий тесно связана с теорией оптимального управления, оптимизации полета. Анализ лунных проектов и их траекторий показывает следующие реализованные пути оптимизации лунных траекторий:

- переход от непрерывного выведения с Земли на траекторию полета к Луне к разрывной схеме выведения с участком пассивного движения по промежуточной орбите. Это уменьшает гравитационные потери на участке разгона к Луне;

- увеличение времени полета к Луне. Это уменьшает константу энергии орбиты полета к Луне и, как следствие, - характеристическую скорость и расход топлива на разгон к Луне, а также константу энергии орбиты подлета к Луне и расход топлива на торможение у Луны;

Всех читателей сайта очень прошу делиться статьями сайта в соц.сетях. Заранее благодарю. Admin.

Эта запись опубликована в рубрике Книги о Луне с метками .

2 комментария: Лунные траектории космического аппарата

  1. Druid говорит:

    Админу огромное спасибо.
    Только сегодня попросил админа найти и опубликовать нужную мне, да и наверное всем статью, как раз и готово.
    Очень оперативно.
    Еще раз спасибо.

    • Sergej говорит:

      Не за что уважаемый Druid.
      Задавайте вопросы, спрашивайте, просите.
      По мере возможности я постараюсь все просьбы выполнить.
      Admin

Добавить комментарий

Ваш e-mail не будет опубликован. Обязательные поля помечены *