Низкоэнергетические перелеты к Луне с комбинацией большой и малой тяги на транзитные траектории временного захвата в окрестности точки либрации

В работе рассматривается задача расчета низкоэнергетических траекторий перелета космического аппарата (КА) к Луне на орбиту временного захвата в рамках эфемеридной модели четырех- тел, включающей: Землю, Луну, Солнце и КА. Перелет осуществляется с использованием транзитной траектории в окрестности одной из коллинеарных точек либрации L1 или L2 системы Земля-Луна. Использование транзитной траектории позволяет снизить затраты топлива на перелет за счет динамики движения КА в системе Земля-Луна. Еще одним способом повышения эффективности лунных миссий является использование для их реализации электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) с высоким удельным импульсом тяги, что позволяет существенно сократить затраты топлива на перелет. Однако, траектории перелета с малой тягой характерны медленным изменением константы энергии, что приводит к значительному увеличению длительности перелета к Луне с низких околоземных орбит. Для сокращения времени перелета при маневрировании около Земли можно использовать разгонный блок для получения промежуточный орбиты. Таким образом на траектории перелета к Луна целесообразно рассмотреть три участка: участок работы большой тяги, участок работы малой тяги и пассивное движение по транзитной траектории временного захвата. Приводятся численные примеры расчета низкоэнергетических траекторий перелета на окололунную орбиту временного захвата с оптимизацией точки выхода на транзитную траекторию. Анализируется зависимость длительности перелета и доставляемой к Луне массы от характеристик промежуточной орбиты.

The paper considers the problem of calculating the low-energy transfers of a spacecraft (SC) to the Moon into a ballistic capture orbit within the ephemeris model of four-bodies, including: Earth, Moon, Sun and spacecraft. The transfer is carried out using a transit trajectory in the vicinity of one of the collinear libration points L1 or L2 of the Earth-Moon system. The use of a transit trajectory makes it possible to reduce fuel costs for the transfer due to the dynamics of spacecraft movement in the Earth-Moon system. Another way to increase the efficiency of lunar missions is to use electric propulsion system (EPS) with a high specific impulse for their implementation, which can significantly reduce fuel costs. But low-thrust trajectories have a slow change in the energy constant, so the use of EPS leads to a significant increase in the duration of the flight to the Moon from near-Earth orbits. To reduce the flight duration when moving near the Earth, an upper stage can be used to enter an intermediate orbit. Thus, three sections are considered on the trajectory: a high-thrust section, a low-thrust section, and passive movement along the transit trajectory of a temporary capture. Numerical examples of the calculation of low-energy trajectories to the circumlunar orbit of temporary capture with optimization of the point of entry onto the transit trajectory are given. The dependence of the flight duration and mass delivered to the Moon on the parameters of the intermediate orbit is obtained.