ОПТИМИЗАЦИЯ ВОЗВРАТА НА ЗЕМЛЮ С ОКОЛОЛУННОЙ ГАЛО-ОРБИТЫ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ ДВИЖЕНИЯ ПО ИНВАРИАНТНЫМ МНОГООБРАЗИЯМ

В работе рассматривается метод проектирования траекторий перелета космического аппарата (КА) с гало-орбиты около точек либрации L1 и L2 системы Земля-Луна в рамках эфемеридной ограниченной задачи четырёх тел (Земля - Луна - КА - Солнце). Операция возврата на Землю состоит из нескольких этапов: сход с гало-орбиты, перелёт к Земле, переход на траекторию спуска, вход и движение в атмосфере Земли, основной этап торможения реактивным двигателем. Представлены постановка и решение задачи оптимального управления, примеры полученных траекторий.

OPTIMIZATION OF THE RETURN TO EARTH FROM THE LUNAR HALO ORBIT USING INVARIANT MANIFOLDS

The paper considers a method for designing trajectories of a spacecraft (SC) from a halo orbit near the libration points L1 and L2 of the Earth-Moon system within the ephemeris four-body problem (Earth - Moon - SC - Sun). The operation of returning to Earth consists of several stages: the initial velocity pulse for de-orbiting, flight to Earth, entry and movement in the Earth's atmosphere, the main stage of braking by a jet engine. The formulation and solution of the optimal control problem, examples of landing trajectories are presented.