Ваш браузер устарел и не обеспечивает полноценную и безопасную работу с сайтом.
Установите актуальную версию вашего браузера или одну из современных альтернатив.
Для реализации Российской лунной программы рассматривается двухпусковая схема высадки экипажа на поверхность Луны с использованием ракет-носителей (РН) сверхтяжелого класса «Енисей», которые последовательно выводят на околоземную орбиту лунный взлетно-посадочный корабль (ЛВПК) и пилотируемый транспортный корабль (ПТК). ЛВПК и ПТК осуществляют прямой перелет на низкую окололунную орбиту (НОЛО), где стыкуются друг с другом для дальнейшей высадки космонавтов на поверхность Луны. Затраты характеристической скорости при прямом перелёте на НОЛО составляют 3,15 км/с для отлетного импульса при выходе на транслунную траекторию и 900 м/с на выдачу тормозного импульса в окрестности Луны (время перелета 3,5 суток) [1].
В США рассматривается возможность доставки астронавтов на поверхность Луны через окололунную орбитальную станцию Deep Space Gateway, расположенную на высокоэллиптической гало-орбите NRHO (Near Rectilinear Halo Orbit). В дальнейшем предполагается ее использование для полетов к другим планетам в качестве Космопорта. Суммарные затраты характеристической скорости на выдачу тормозного импульса в окрестности Луны для перехода на NRHO составляют 480 м/с, что в два раза меньше по сравнению с затратами для низкой окололунной орбиты. Существенным недостатком NRHO является еt неустойчивость, приводящая к необходимости проведения коррекций с частотой 1–2 раза за один виток, составляющий 7 суток. Ввиду малой величины этих коррекций требуется высокая точность измерения параметров орбиты станции [2].
Альтернативой станции на NRHO может служить станция, развернутая на полярной круговой высокой окололунной орбите высотой 10 000 км (ВОЛО). Такая орбита является более устойчивой, чем NRHO и для ее поддержания достаточно 2–3 коррекций в год [3]. Биэллиптическое выведение на ВОЛО с апоселением переходной орбиты, находящимся за пределами грависферы Луны и названное «грависферным» маневром позволяет достигать меньших затрат характеристической скорости, чем для NRHO 350 м/с [4].
В работе проведен анализ влияния краевых условий на затраты характеристической скорости космического аппарата при достижении ВОЛО, на которой расположена лунная орбитальная станция, с использованием «грависферного» маневра. Рассмотрена зависимость затрат характеристической скорости от наклонения отлетной околоземной орбиты, времени полета по транслунной траектории и высоты целевой окололунной орбиты. Проведено сравнение перелета с использованием «грависферного» маневра с прямым перелетом на окололунные орбиты.
Анализ полученных результатов показал, что при различных краевых условиях использование «грависферного» маневра требует значительно меньших затрат характеристической скорости в сравнении с прямым перелетом. Однако применение «грависферного» маневра целесообразно для окололунных орбит высотой более 5000 км.
