ПРОЕКТИРОВАНИЕ МЕЖПЛАНЕТНЫХ ПЕРЕЛЁТОВ КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТОВ. ОТ ЗЕМЛИ ДО ТИТАНА

Проанализируем спутника Сатурна Титан и особенности достижения соответствующей орбиты. Произведем анализ математической модели грависферы нулевой протяженности и методы решения задачи Ламберта. Определим границы сфер действия Земли, Сатурна и Титана. Проведем разделение траектории перелёта на соответствующие участки. Рассчитаем траекторию межпланетного перелёта, обеспечивающую отлёт с низкой околоземной орбиты, максмизирующую массу полезной нагрузки для исследования Титана. Определим оптимальные дату старта и время перелёта, а также период повторения дат старта (синодический период). Определим затраты топлива и длительности включения двигателей для конечной массы 1000 кг, и двигательной установкой космического аппарата с тягой 200 Н и удельным импульсом 320 с. Оценим для полученной траектории два следующих окна старта из расчёта резерва массы топлива в 5%. Построим и проанализируем траекторию на всех участках перелёта. Рассчитаем затраты в скорости для отлёта космического аппарата + РБ с низкой околоземной орбиты (высотой 200 км.). Проанализируем возможность разбиения импульсов РБ для снижения гравитационных потерь, при учёте ограничения на суммарное время выведения. Определим подходящие средства выведения РН и РБ для реализации миссии.

DESIGN OF INTERPLANETARY FLIGHTS OF SPACECRAFT FROM EARTH TO TITAN

Let's analyze Saturn's moon Titan and the features of achieving the corresponding orbit. We will analyze the mathematical model of the zero-length gravity sphere and methods for solving the Lambert problem. Let's define the boundaries of the spheres of action of the Earth, Saturn and Titan. We will divide the flight trajectory into the corresponding sections. We will calculate the trajectory of the interplanetary flight, providing departure from low Earth orbit, maximizing the payload mass for the study of Titan. We determine the optimal start date and flight time, as well as the period of repetition of the start dates (synodic period). We will determine the fuel costs and the duration of the engines for a total mass of 1000 kg, and the propulsion system of a spacecraft with a thrust of 200 N and a specific impulse of 320 s. Let's estimate the next two launch windows for the obtained trajectory based on the calculation of the fuel mass reserve of 5%. We will build and analyze the trajectory on all sections of the flight. Let's calculate the costs in speed for the departure of the spacecraft + RB from a low near-Earth orbit (200 km high). Let's analyze the possibility of splitting the RB pulses to reduce gravitational losses, taking into account the limitation on the total withdrawal time. We will determine the appropriate means of PH and RB removal for the implementation of the mission.