Представлены результаты оптимизации траектории межорбитального перелёта и исследования эффективности применения многоразового межорбитального буксира с электроракетными двигателями и ядерной энергетической установкой мегаваттного класса в транспортных операциях по доставке тяжёлых полезных грузов на орбиту искусственного спутника Луны.

Рассматривался перелет между радиационно безопасной околоземной и низкой окололунной орбитами. Расчеты траектории движения поводились в рамках ограниченной задачи трех тел без использования упрощений, предусматривающих разбиение траектории на сферы действия или какие-либо другие участки. Эфемериды Луны определялись по разложениям Брауна. Для моделирования траектории движения использовался набор орбитальных элементов, которые не имеют особенностей при значениях эксцентриситета и наклонения равных нулю. На границе сферы действия Луны производился перевод селеноцентрических элементов и им сопряженных в геоцентрические элементы. Направление вектора тяги определялось по закону, полученному с использованием принципа максимума Понтрягина. Рассматривался непрерывный режим работы электроракетных двигателей. Получены величины затрат потребной на перелет характеристической скорости.

Выполнены оценки эффективности применения многоразового межорбитального буксира с ядерной электроракетной энергетической установкой и проведено сравнение с вариантом использования разгонных блоков на основе кислород–водородных жидкостных ракетных двигателей. В качестве критерия эффективности выбрана масса полезного груза, доставляемого на целевую орбиту за заданный период времени.

Скачать в формате PDF

Назад