Номер: 1 (74) Год: 2014 (стр. 2 )

ПРОБЛЕМА  ВЫБОРА  ВЫСОКОАПОГЕЙНЫХ  ОРБИТ  ИСКУССТВЕННЫХ  СПУТНИКОВ  ЗЕМЛИ  C  УЧЁТОМ  ВРЕМЕНИ  БАЛЛИСТИЧЕСКОГО  СУЩЕСТВОВАНИЯ

Канд. физ.-мат. наук  (Институт космических исследований Российской академии наук)

Обсуждаются практические аспекты выбора начальных условий высокоапогейных орбит искусственных спутников Земли (ИСЗ), эволюционирующих под влиянием внешних гравитационных возмущений. Для решения задачи выбора долгоживущих орбит предлагаются качественные методы теории возмущений.

Ключевые слова: эволюция орбиты, теория возмущений, возмуща­ющая функция, эволюционные уравнения, внешние гравитационные возмущения, долгопериодическая и вековая составляющие эволюции, пересечение орбиты спутника с поверхностью планеты, время баллистического существования.

Problem of the High-Apogee Orbits Choice of Earth Artificial Satellites, Accounting the Time of the Ballistic Existence. V. I. Prokhorenko.  Practical aspects of the choice of initial conditions high-apogee orbits of Earth artificial satellites (EAS), evolving under the influence of external gravitational perturbations, are discussed. To solve the problem of the choice of long-lived orbits used qualitative perturbations theory methods.

Key words: orbit evolution, perturbations theory, perturbations function, evolution equitations, external gravitational perturbations, long-period and age-old components evolution, intersection of the orbit with the planet's surface, time of the ballistic existence.

ЛИТЕРАТУРА

1. Л и д о в  орбит искусственных спутников планет под действием гравитационных возмущений внешних тел. – Искусственные спутники Земли, 1961, № 8, с. 5.

2. Л и д о в  М. Л. О приближенном анализе эволюции орбит искусственных спутников. – В сб. докл. конференции по общим и прикладным вопросам теоретической астрономии: Проблемы движения искусственных небесных тел. М.: Астрономический совет АН СССР, 1963, с. 119 – 134.

3. Г о р д е е в а  элементов от времени в долгопериодических колебаниях в ограниченной задаче трех тел. – Космические исследования, 1968, т. 6, № 4, с. 536.

4. Л и д о в  М. Л., Я р с к а я  случаи в задаче об эволюции орбиты спутника при совместном влиянии внешнего тела и нецентральности поля планеты. – Космические исследования, 1974, т. XII, № 2, с. 155 – 170 (Cosmic Research, p. 139).

5. В а ш к о в ь я к  М. А. Об эволюции орбит далёких спутников Урана. – Письма в Астрономический журнал, 1999, т. 23, № 7, с. 564 – 560.

6. Э л ь я с б е р г  в теорию полета искусственных спутников Земли. М.: Наука. Физматлит, 1965, с. 540.

7. П р о х о р е н к о  В. И. Об условиях пересечения орбиты спутника с поверхностью центрального тела конечного радиуса в двукратно осредненной ограниченной задаче трех тел. – В трудах МИАН РАН, 2007, т. 259, с. 156 – 173. (Proceedings of the Steklov Institute of Mathematics, pр.150 – 166).

8. P r o k h o r e n k o V i c t o r i a I. On Manifolds of Initial Conditions Leading to Intersection of Orbits of Satellites with Planet under Weak Gravitational Perturbations. Functional Analysis and Other Mathematics. DOI 10.1007/s11853-011-0046-y, Phasis, Springer, 2011, v. 3, № 2, рр. 135 – 167.

9. П р о х о р е н к о  В. И. Об особенностях долговременной эволюции высокоапогейной орбиты КА
«Спектр Р». – Космические исследования, 2014, т. 52, № 2, с. 132 – 152 (Cosmic Research, p. 125.)

10. В а ш к о в ь я к  М. А., Т е с л е н к о  модель эволюции далеких спутниковых орбит. – Письма в Астрономический журнал, 2009, т. 35, № 12, с. 934 – 950. 

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ  КВАЗИКОМПЛАНАРНОЙ  ОРБИТЫ  ВЫВЕДЕНИЯ  ДЛЯ  БЫСТРОЙ  ДОСТАВКИ  КОСМИЧЕСКОГО  КОРАБЛЯ  К  ОРБИТАЛЬНОЙ  СТАНЦИИ

Канд. техн. наук (Ракетно-космическая корпорация «Энергия» им. )

Рассматривается проблема снижения продолжительности автономного полёта космического корабля (КК) до момента стыковки с орбитальной станцией (ОС), связанная с необходимостью сокращения длительности стартового дня экипажа и обеспечения двухпусковой схемы полёта к Луне. Отмечается перспективность «быстрых» схем применительно как к околоземным, так и окололунным орбитам. Рассматривается одновитковая схема сближения КК с ОС путём его выведения на некомпланарную орбиту с обоснованием такого способа выведения и доказательством его эффективности в зависимости от географической широты космодрома.

Ключевые слова: пилотируемый космический корабль, Международная космическая станция (МКС), продолжительность сближения, быстрый доступ, выведение на некомпланарную орбиту.

Using Quasi-Coplanar Orbits Insertion for the Fast Delivery of the Spacecraft from the Space Station. R. F. Mourtazin. The problem of reducing the duration of the autonomous flight of the spacecraft (SC) until docking with the space station (SS), due to the need to reduce the duration of the start of the crew and ensure a double-triggering scheme flight to the Moon is examined. The prospect of "fast" schemes as applied to the near-Earth and lunar orbit is noted. The single-turn circuit SC rendezvous with the SS by its injection into a non-coplanar orbit with the justification of such a method of insertion and the proof of its effectiveness, depending on the latitude of the cosmodrome is analyzed.

Key words: manned spacecraft, International Space Station (ISS), duration of convergence, quick access, injection into a non-coplanar orbit.

ЛИТЕРАТУРА

1. М у р т а з и н  Р. Ф., В и н о г р а д о в  П. В., А л е к с а н д р о в  А. П. и др. Быстрая схема сближения: МКС становится ближе. – Полёт, 2013, № 8, с. 116 – 120.

2. М у р т а з и н  обеспечение быстрых схем сближения космического корабля с орбитальной станцией. – Космонавтика и ракетостроение, 2012, вып. 69 (4), с. 142 – 149.

3. Освоение космического пространства в СССР. 1967 – 1970 гг. М.: Наука, 1970.

4. Л е в а н т о в с к и й  космического полёта в элементарном изложении. М.: Наука, 1980.

5. I s a k o w i t z, S t e v e n  J. International Reference Guide to Space Launch Systems. Forth edition. Reston AIAA, 2004.

6. Навигационное обеспечение полета орбитального комплекса «Салют-6» – «Союз» – «Прогресс». М.: Наука, 1985.

7. М у р т а з и н  управления движением активного космического объекта, стыкуемого с пассивным космическим объектом. Патент РФ № 000 от 01.01.01 г.

Баллистическое  решение  задачи  мягкой  посадки  космического  аппарата  на  поверхность  Луны  при  его  спуске  с  круговой  орбиты  искусственного  спутника

Канд. техн. наук , канд. техн. наук ,
(ФГУП ЦНИИмаш)

Проводится баллистический анализ реализуемых условий мягкой посадки лунного космического аппарата (ЛКА) на поверхность Луны при спуске с круговой орбиты (КО) искусственного спутника. Рассматриваются различные программы управления тягой двигательной установки (ДУ) ЛКА, позволяющие реализовать мягкую его посадку на поверхность Луны. Представляются аналитические соотношения, определяющие тяговооружённость ДУ, необходимую для реализации зависания ЛКА над поверхностью. Даётся анализ программ управления тягой ДУ после зависания ЛКА в целях обеспечения мягкой посадки. Указывается диапазон круговых орбит, пригодных для реализации орбитально-десантных операций доставки на поверхность Луны разнообразных грузов. Отмечается, что режим посадки ЛКА с изменяемой постоянной тяговооружённостью является наиболее выгодным по критерию требуемых относительных затрат топлива.

Ключевые слова: лунный космический аппарат; искусственный спутник Луны (ИСЛ); круговая орбита ИСЛ; решение задачи мягкой посадки ЛКА на поверхность Луны с использованием тормозной двигательной установки (ТДУ) ЛКА; ракетодинамический способ торможения ЛКА; терминальные (конечные) условия для решения задачи мягкой посадки ЛКА на поверхность Луны.

Ballistic Solution of a Soft Landing of a Spacecraft on the Lunar Surface during its Descent from a Circular Orbit of an Artificial Satellite. O. A. Saprykin, V. G. Sobolevsky, R. S. Frolov. The ballistic analysis of a soft landing of a lunar spacecraft (LSC) on the lunar surface during its descent from a circular orbit (CO) of an artificial satellite is examined. Different programs of the thrust propulsion system (PS) LSC, allowing it to realize a soft landing on the lunar surface, are considered. Analytical equations defining PS thrust needed to implement hovering over the surface of the LSC are presented. Analysis programs of the PS traction control after a hovering LSC in order to ensure a soft landing are given. A range of circular orbits, suitable for implementation of orbital landing operations on the lunar surface delivery of various cargoes is shown. A landing mode LSC with the variable constant thrust is the most profitable by the relative costs of the required fuel, that is noted.

Key words: lunar spacecraft, lunar artificial satellite (LAS), LAS circular orbit, solution of a soft LSC landing on the lunar surfaces using a braking propulsion system, rocket and dynamic LSC braking method, terminal (final) conditions for the solution of a soft LSC landing on the lunar surface.

Литература

1. Ш к а д о в  Л. М., Б у х а н о в а  Р. С., И л л а р и о н о в  В. Ф. и др. Механика оптимального пространственного движения летательных аппаратов в атмосфере. М.: Машиностроение, 1972.

2. Б е р е з и н  И. С., Ж и д к о в  вычислений. М.: Физматгиз, 1962, т. 2.

3. Х е м м и н г  методы. М.: Наука. Гл. ред. физ-мат. лит., 1968.

4. О р т е г а  Д ж., П у л  У. Введение в численные методы решения дифференциальных уравнений. М.: Наука. Гл. ред. физ-мат. лит., 1986.

Анализ  схем  и  траекторий  полёта  Лунного  экспедиционного  комплекса

Канд техн. наук , канд. техн. наук
(ФГУП ЦНИИмаш)

Рассматриваются баллистические операции в рамках пилотируемой экспедиции на Луну, включая посадку экипажа на её поверхность и выведение на орбиту стыковки возвращаемого к Земле комплекса. Исходя из сравнения энерго-массовых характеристик в представленных вариантах проводится выбор схем полёта лунного экспедиционного комплекса (ЛЭК). Отмечаются достоинства и недостатки приведённых схем полёта ЛЭК.