Способ управления космическим аппаратом для облёта луны



Способ управления космическим аппаратом для облёта луны
Способ управления космическим аппаратом для облёта луны
Способ управления космическим аппаратом для облёта луны

 


Владельцы патента RU 2614464:

Открытое акционерное общество "Ракетно-космическая корпорация "Энергия" имени С.П. Королева" (RU)

Изобретение относится к межорбитальным перелётам в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и перевод на траекторию перелёта к Луне. Затем КА выводят на селеноцентрическую орбиту. По пребывании там заданное время КА переводят на траекторию перелета к Земле в плоскости, совпадающей с плоскостью исходной околоземной орбиты ОКС в заданный момент стыковки. Для этого на селеноцентрической орбите выполняют поворот плоскости орбиты КА на заданный угол. Далее, путём нескольких торможений в атмосфере Земли КА снижается до высоты орбиты ОКС. Затем КА вновь стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является возможность многократных перелетов, например, между околоземной и окололунной ОКС при относительно небольших затратах характеристической скорости (немного более 1 км/с) и за время около 15 сут. 6 ил.

 

Предлагаемый способ управления может быть использован в космической технике при организации облета Луны космическим аппаратом (КА), находящимся, например, в составе околоземной орбитальной станции (ОС). Предполагается, что после проведения облета Луны КА возвращается на исходную околоземную орбиту для последующей стыковки с ОС [1. «Луна. Шаг к технологиям освоения Солнечной системы» под. ред. В.П. Легостаева, М., РКК «Энергия», 2011].

Известен способ управления, выбранный в качестве аналога, в котором выполняется облет Луны с использованием КА «Зонд-7», выводимом на опорную орбиту с помощью ракеты-носителя (РН) «Протон». После выведения на околоземную орбиту КА «Зонд-7» выполняет отлетный импульс для облета Луны по возвратной траектории [2. В.И. Левантовский «Механика космического полета в элементарном изложении», М., Наука, 1980]. Основным недостатком такого способа управления является то, что КА после облета Луны входит в атмосферу Земли с последующим приземлением в заданном районе и, таким образом, использование этого КА многократно невозможно.

Известен способ управления КА для облета Луны, выбранный в качестве прототипа, включающий приложение к КА, находящемуся на исходной околоземной орбите, импульса для перелета к Луне продолжительностью t1, импульса для перехода на селеноцентрическую орбиту, на которой КА выполняет полет продолжительностью t2 и импульса для обратного перелета к Земле продолжительностью t3 [2]. В качестве КА рассматривался космический корабль (КК) «Аполлон-12», выводимый на опорную орбиту с помощью РН «Сатурн-5». После выведения КК выполняет отлетный импульс для перелета к Луне. После перехода на селеноцентрическую орбиту КК и выполнения заданного по программе полета числа витков вокруг Луны КК выполняет отлетный импульс для перелета к Земле с последующим входом в атмосферу и посадкой в заданном районе, что так же, как и в аналоге исключает его многократное использование и является основным недостатком.

Задачей изобретения является выполнение облета Луны с последующим возвращением КА на исходную околоземную орбиту для стыковки с ОС и возможностью многократного использования КА.

Техническим результатом изобретения является возможность отработки КА, предназначенного для многократных перелетов между околоземной ОС и ОС, расположенной на орбите Луны.

Технический результат достигается благодаря тому, что в способе управления КА при облете Луны, включающем приложение к КА, находящемуся на исходной околоземной орбите, импульса для перелета к Луне продолжительностью t1, импульса для перехода на селеноцентрическую орбиту, на которой КА выполняет полет продолжительностью t2 и импульса для обратного перелета к Земле продолжительностью t3, в отличие от известного способа после завершения перелета к Земле КА возвращают в плоскость исходной околоземной орбиты, для чего определяют продолжительность t2 по формуле

,

где ϕ1 - угол между линией Земля-Луна и плоскостью исходной околоземной орбиты в момент приложения отлетного импульса,

ωОЗ - угловая скорость прецессии плоскости исходной околоземной орбиты,

ωЛ - угловая скорость вращения Луны относительно Земли,

t4 - интервал времени, необходимый для согласования высоты орбиты КА с высотой исходной околоземной орбиты,

и в одном из апексов селеноцентрической орбиты к КА прикладывают импульс для поворота линии узлов на угол Δϕ в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты, определенный по формуле

,

где ϕ2 - угол между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты в момент прилета КА к Луне,

ϕ3 - угол между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты в момент приложения импульса для обратного перелета к Земле,

Δϕд - определяемый расчетным путем поправочный угол, парирующий возмущения селеноцентрической орбиты от Земли и Солнца и отличия проекций углов ϕ2 и ϕ3 на плоскость экватора Земли от их истинных значений.

Предлагаемый способ рассмотрим на примере КА, пристыкованного к ОС, находящейся на исходной околоземной орбите. Технический результат в предлагаемом способе управления достигается за счет того, что после отделения от ОС и приложения отлетного импульса КА переводится на траекторию перелета к Луне. По достижении окололунной орбиты выполняется тормозной импульс для перехода КА на селеноцентрическую орбиту. По истечении заданного времени нахождения КА на этой орбите выполняется импульс для обратного перелета к Земле. После перелета к Земле за счет нескольких торможений в атмосфере Земли переходит на так называемые тормозные эллипсы [2], постепенно снижая высоту орбиты вплоть до высоты орбиты ОС. Затем КА вновь пристыковывается к ОС.

Заданное время нахождения на селеноцентрической орбите необходимо для совпадения плоскостей орбит ОС и КА после завершения торможения КА в атмосфере Земли. КА выполняет отлетный импульс с исходной плоскости околоземной орбиты. Вследствие вращения Луны с угловой скоростью ωЛ~13.2°/сутки отлет к Луне в этой системе координат выполняется с некоторым упреждающим углом ϕ1~27° [3. «Основы теории полета космических аппаратов» под ред. Г.С. Нариманова, Машиностроение, Москва, 1972] между линией Земля-Луна и плоскостью исходной орбиты. Вследствие нецентральности гравитационного поля Земли исходная околоземная орбита, на которой находится ОС имеет угловую скорость прецессии плоскости ωОЗ, составляющую около 5° в сутки [3]. Поэтому за время, складывающееся из времени перелета к Луне t1, времени нахождения на селеноцентрической орбите t2, обратного перелета к Земле t3, и времени после обратного перелета до возвращения КА в плоскость орбиты ОС t4, исходная плоскость орбиты ОС за счет прецессии развернется на угол

в направлении по часовой стрелке, если смотреть в проекции на плоскость экватора Земли со стороны Северного полюса. Теперь рассмотрим вращательное движение Луны. К началу обратного перелета линия Луна-Земля развернется относительно начального положения плоскости исходной орбиты ОС на угол ϕЛ, рассчитываемый по формуле

Для совмещения плоскостей орбиты прилета и орбиты ОС необходимо, чтобы линия Луна-Земля на момент отлета, находилась в плоскости исходной околоземной орбиты, т.е. ϕЛ=180°-ϕОЗ.

Решая это уравнение, относительно t2 можно получить допустимое время нахождения КА на селеноцентрической орбите

Для оптимального возвращения на Землю с минимальными топливными затратами необходимо, чтобы в момент приложения импульса для отлета угол упреждения между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты составлял ϕ3~60÷70° [3]. Если скорость КА, образованная геометрической добавкой к орбитальной скорости КА на селеноцентрической орбите отлетного импульса и линейной скорости вращения Луны (~1 км/с), не превосходит геоцентрическую параболическую скорость, то КА через некоторое время после выхода из сферы действия Луны поворачивает к Земле и его траектория будет близка к направлению линии Луна-Земля [3].

Предположим, что после перелета к Луне угол между плоскостью селеноцентрической орбиты и линией Луна-Земля составит ϕ2~75° [3], что соответствует переходу на полярную селеноцентрическую орбиту. За время нахождения на селеноцентрической орбите t2, линия Луна-Земля повернется на угол ωЛ⋅t2 и фактический угол между линией Луна-Земля и селеноцентрической орбитой составит: 180°-ϕ2Л⋅t2, при условии, что плоскости эклиптики и экватора Земли совпадают.

Для оптимального обратного перелета к Земле необходимо повернуть плоскость селеноцентрической орбиты на угол Δϕ, чтобы обеспечить на момент отлета оптимальный угол ϕ3, т.е.

Как известно из курса начертательной геометрии: если стороны угла не параллельны плоскости проекции, то угол проецируется на эту плоскость с искажением. Так как плоскость вращения Луны находится в плоскости, близкой к плоскости эклиптики, составляющей с плоскостью экватора Земли угол ε≈23.5°, то проекция углов будет несколько отличаться от значений плоских углов между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты. Это несоответствие при заданном угле ε составит до нескольких градусов. Также возможно отличие этой формулы вследствие изменения положения плоскости селеноцентрической орбиты (до нескольких градусов) из-за влияния гравитационного поля Земли и Солнца, которое может проявляться на высокоэллиптической селеноцентрической орбите. Все вышесказанное требует введения в формулу для определения угла поворота Δϕ поправочного угла Δϕд, определяемого расчетным путем и достигающим значения до 10°. Таким образом, формула для определения поворота плоскости селеноцентрической орбиты окончательно имеет вид:

Сущность изобретения поясняется фиг. 1÷6, где

на фиг. 1 показана схема полета аналога - облет Луны с использованием КА «Зонд-7»,

на фиг. 2 приведена схема полета прототипа - перелета на окололунную орбиту по схеме КК «Апполон-12»,

на фиг. 3 представлена схема, поясняющая определение наиболее благоприятных условий для отлета отлет прототипа к Земле,

на фиг. 4 поясняется схема полета КА по предлагаемому способу,

на фиг. 5 приведена проекция угла ϕ2 на плоскость экватора Земли,

на фиг. 6 представлена схема с последовательными прохождениями на заданном расстоянии от Земли и последующим выходом на орбиту ОС.

На фиг. 1-6 отмечены следующие позиции:

1 - исходная околоземная орбита, 2 - отлетный импульс к Луне, 3 - направление движения Луны, 4 - возвратная траектория КА после облета Луны, 5 - тормозной импульс, 6 - селеноцентрическая орбита, 7 - отлетный импульс для перелета к Земле, 8 - траектория перелета к Земле, 9 - упреждающий угол ϕ1, 10 - угол ϕ2, 11 - угол упреждения ϕ3, 12 - угол поворота ϕОЗ, 13 - угол поворота Луны ϕЛ, 14 - угол разворота плоскости Δϕ, 15 - проекция угла ϕ2, 16 - линия Луна-Земля, 17 - плоскость экватора Земли, 18 - плоскость вращения Луны вокруг Земли, 19 - угол ε наклона эклиптики, 20 - угол u положения Луны, 21 - атмосфера Земли, 22 - импульс перехода КА на орбиту околоземной ОС.

На фиг. 1 показана траектория облета Луны с использованием КА «Зонд-7» в системе отсчета, вращающейся вместе с линией Земля-Луна. После выведения КА находится на исходной околоземной орбите (1). В заданной точке орбиты к КА прикладывают отлетный импульс (2), после чего КА облетает Луну со стороны ее движения вокруг Земли (3) и по возвратной траектории прилетает к Земле (4) с последующим приземлением в заданном районе.

На фиг. 2 приведена схема полета прототипа - перелета на окололунную орбиту по схеме КК «Апполон-12» также в системе отсчета вращающейся вместе с линией Земля-Луна. После приложения отлетного импульса (2), КК перелетает в окрестность Луны, где после выдачи тормозного импульса (5) переходит на селеноцентрическую орбиту (6). Через ~ 4 суток, когда появляются условия для оптимального перелета к Земле с минимальными топливными затратами [3], КА выполняет отлетный импульс (7) и возвращается на Землю по траектории прилета (8) с последующей посадкой в заданном районе.

На фиг. 3 в проекции на плоскость экватора Земли представлена схема, поясняющая определение оптимальных условий, позволяющих выполнить отлет прототипа к Земле с минимальным расходом топлива. КА выполняет отлетный импульс с исходной плоскости околоземной орбиты (1), представленной линией пересечения этой плоскости с плоскостью земного экватора. Вследствие вращения Луны с угловой скоростью ωЛ~13.2°/сутки отлет к Луне в этой системе координат выполняется с некоторым упреждающим углом ϕ1 (9). После достижения Луны КА переходит на селеноцентрическую орбиту (6), плоскость которой представлена линией пересечения этой плоскости с лунным экватором и образующей угол ϕ2 (10) с линией Луна-Земля. Для оптимального возвращения на Землю необходимо, чтобы в момент приложения импульса для отлета (7) угол упреждения ϕ3 (11) составлял ~60÷70°.

На фиг. 4 также в проекции на плоскость экватора Земли поясняется схема полета КА по предлагаемому способу. За полное время полета КА, включающее перелет к Луне, нахождение на селеноцентрической орбите (6), обратный перелет КА к Земле и время перехода от тормозных эллипсов на орбиту с высотой орбиты ОС, плоскость исходной орбиты ОС (1) повернется вдоль экватор Земли на угол ϕОЗ (12). Для совпадения плоскостей орбит КА и ОС на момент стыковки КА с ОС необходимо, чтобы к моменту начала обратного отлета угол ϕОЗ (12) соответствовал углу ϕЛ (13), т.е. в момент отлета линия Луна-Земля находилась в плоскости исходной околоземной орбиты (1), которую она займет на момент стыковки КА с ОС. Это условие определяет продолжительность нахождения КА на селеноцентрической орбите. При этом для перелета КА к Земле с минимальными топливными затратами необходимо, чтобы к моменту отлета угол ϕ3 был равен оптимальному ~60÷70°, что требует выполнения разворота плоскости селеноцентрической орбиты (6) на угол Δϕ (14).

На фиг. 5 приведена проекция (15) угла ϕ2 (10), образованного линией Луна-Земля (16), обозначаемой ОО', и плоскостью селеноцентрической орбиты (6), обозначаемая линией О'В, на плоскость экватора Земли (17), представленной треугольником КВВ'. Плоскость вращения Луны вокруг Земли (18) близка к плоскости эклиптики и наклонена под углом ε (19) к плоскости экватора Земли. Положение Луны относительно узла Ω определяется углом u (20).

На фиг. 6 представлена схема перехода КА с возвратной траектории (4) за счет последовательных прохождений в атмосфере Земли (21) на исходную орбиту околоземной ОС (1). КА входит в атмосферу Земли со 2-й космической скоростью. После первого торможения КА в атмосфере он переходит на эллиптическую орбиту. Последовательные прохождения атмосферы проводятся до тех пор, пока очередной апогей орбиты не достигнет высоты орбиты орбитальной станции НОС. После чего в апогее орбиты выполняется импульс (22) для окончательного перевода КА на орбиту околоземной ОС с последующей с ней стыковкой.

Рассмотрим пример. Пусть V1 - отлетный импульс для перелета к Луне (~3200 м/с), а длительности перелета к Луне t1 и обратно к Земле t3 составляют по 3.5 суток. Примем также, что продолжительность нахождения КА на переходных тормозных эллипсах для согласования высоты орбиты прилета и высоты орбиты ОС t4 - 1.5 суток. Определим по представленной формуле необходимую длительность нахождения на селеноцентрической орбите t2:

Импульс перехода на селеноцентрическую орбиту V2 зависит от параметров этой орбиты. Для экономии топлива желательно перейти на орбиту с как можно более высоким апоселением. Кроме того, поворот плоскости на высокоэллиптической орбите потребует также меньших затрат. Наиболее оптимальным был бы переход на высокоэллиптическую орбиту с периодом, близким к t2. Эта орбита имеет апоселений около 120 тыс.км, но при этом она очень неустойчива и положение ее плоскости подвержено сильному влиянию со стороны гравитационных полей Земли и Солнца. Рассмотрим переход на орбиту с периодом, близким по значению к половине t2, и с апоселением около 55 тыс.км. В этом случае V2~220 м/с.

Определим по формуле значение необходимого поворота Δϕ селеноцентрической орбиты:

Численный расчет дает значение около 52°, что соответствует необходимости увеличения Δϕ на величину поправочного угла Δϕд~11°. Таким образом, окончательная формула для определения угла поворота плоскости селеноцентрической орбиты имеет вид:

Необходимость введения поправочного угла Δϕд возникает вследствие изменения положения плоскости селеноцентрической орбиты из-за влияния Земли и Солнца. Это возмущение тем сильнее, чем более вытянута орбита [2]. Также в угле Δϕд учитывается отличие в значениях углов ϕ3 и ϕ2 от их проекций на плоскость экватора Земли. На фиг. 5 представлена проекция угла , отличающаяся по величине от угла ϕ2, и в качестве примера представлена формула, по которой она определяется, справедливая на интервале ϕ2>u:

Наиболее оптимальная точка приложения импульса для поворота плоскости в одном из апексов селеноцентрической орбиты относительно экватора Луны. Численный пример показывает, что для орбиты с апоселением около 55 тыс.км поворот плоскости орбиты на угол Δϕ=52° потребует импульса V3~255 м/с.

И, наконец, импульс отлета к Земле с этой высокоэллиптической орбиты составит V4~575 м/с.

Таким образом, за вычетом отлетного импульса V1 необходимый суммарный импульс для выполнения облета составит:

В случае если селеноцентрическая орбита будет круговой с высотой орбиты около 100 км, то потребуется суммарная скорость VΣ~2750 м/с.

Общая продолжительность облета составит:

В целом можно сделать вывод, что предлагаемый способ управления позволит выполнить облет Луны и вернуться на исходную околоземную орбиту с затратами топлива чуть больше 1 км/с.

Способ управления космическим аппаратом при облете Луны, включающий приложение к космическому аппарату, находящемуся на исходной околоземной орбите, импульса для перелета к Луне продолжительностью t1, импульса для перехода на селеноцентрическую орбиту, на которой космический аппарат выполняет полет продолжительностью t2, и импульса для обратного перелета к Земле продолжительностью t3, отличающийся тем, что после завершения перелета к Земле космический аппарат возвращают в плоскость исходной околоземной орбиты, для чего определяют продолжительность t2 по формуле

где ϕ1 - угол между линией Земля-Луна и плоскостью исходной околоземной орбиты в момент приложения отлетного импульса,

ωОЗ - угловая скорость прецессии плоскости исходной околоземной орбиты,

ωЛ - угловая скорость вращения Луны относительно Земли,

t4 - интервал времени, необходимый для согласования высоты орбиты космического аппарата с высотой исходной околоземной орбиты,

и в одном из апексов селеноцентрической орбиты к космическому аппарату прикладывают импульс для поворота линии узлов на угол Δϕ в направлении, перпендикулярном плоскости орбиты, определенный по формуле

где ϕ2 - угол между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты в момент прилета космического аппарата к Луне,

ϕ3 - угол между линией Луна-Земля и плоскостью селеноцентрической орбиты в момент приложения импульса для обратного перелета к Земле,

Δϕд - определяемый расчетным путем поправочный угол, парирующий возмущения селеноцентрической орбиты от Земли и Солнца и отличия проекций углов ϕ2 и ϕ3 на плоскость экватора Земли от их истинных значений.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА) в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и выведение его на траекторию облета Луны с возвратом.

Группа изобретений относится к управлению движением нежёсткого летательного аппарата (1) с помощью двигателя (2). Пилотирование осуществляется системой управления с измерительным средством (3А), расположенным вблизи заднего конца (1R) аппарата.

Изобретение относится к управлению относительным движением космических аппаратов (КА), преимущественно с одноосно вращающимися панелями солнечных батарей (СБ). В процессе полета ориентированный по местной вертикали КА непрерывно вращается по курсу, а панели СБ синхронно и непрерывно поворачиваются нормалью к Солнцу.

Изобретение относится к средствам управления движением космических аппаратов, а именно к электрическим (плазменным) ракетным двигателям для коррекции орбиты искусственного, преимущественно низкоорбитального спутника планеты с атмосферой.

Группа изобретений относится к управлению движением искусственных спутников с целью предотвращения их столкновений с фрагментами космического мусора. Бортовая система спутника определяет радиолокационными средствами вероятность таких столкновений со всех направлений внутри сфероида вокруг спутника.

Изобретение относится к управлению движением космического аппарата (КА) реактивными и аэродинамическими средствами. На заключительном этапе реализации способа - после снижения аэродинамической силы до величины меньшего порядка, чем гравитационная - вектором тяги двигателя управляют из условий минимизации потребных энергозатрат и обеспечения высокой точности формирования заданной орбиты.

Изобретение относится к управлению спуском космического аппарата (КА) в атмосфере. Способ включает изменение аэродинамического качества КА, обеспечивающее его посадку в заданную область поверхности планеты.

Изобретение относится к способам защиты космических аппаратов (КА) от столкновения на орбите с другими телами, в частности, космическим мусором. Способ включает импульсное расталкивание и разведение связанных тросом модулей, образующих КА, для их вывода из опасной зоны.

Изобретение относится к ракетно-космической технике и может быть использовано в двигательных установках (ДУ) космических объектов (КО). ДУ КО содержит криогенный бак с расходным клапаном и с бустерным турбонасосом, баллон высокого давления с газообразным криогенным компонентом для раскрутки турбины бустерного турбонасоса, маршевый двигатель с турбонасосным агрегатом, гидравлический конденсатор.

Изобретение относится к области технической кибернетики и может быть использовано в автоматизированных системах управления подготовкой к пуску и проведению пусков ракет-носителей космического назначения различного класса, а также в автоматизированных системах управления технологическими процессами сборки и проведения испытаний сложных технических объектов.

Изобретение относится к межорбитальным маневрам космических аппаратов (КА) в системе Земля-Луна. Способ включает отстыковку КА от околоземной орбитальной космической станции (ОКС) и выведение его на траекторию облета Луны с возвратом.

Изобретение относится к технике связи и может использоваться в системах спутниковой связи. Технический результат состоит в повышении пропускной способности.

Изобретение относится к компоновке изделий, в частности, искусственного спутника (ИС). ИС включает в себя отсек полезной нагрузки со стенкой, ограничивающей мертвое пространство внутри отсека.

Изобретение относится к перелётам транспортного космического корабля (ТКК) между двумя орбитальными станциями (ОС), одна из которых находится на орбите планеты с атмосферой, а другая - либо на орбите другого небесного тела (напр., Луны), либо вблизи точек либрации (напр., L1 или L2 системы Земля - Луна).

Изобретение относится к обслуживанию на околоземной орбите группировки автоматических космических аппаратов (КА). Способ включает выведение КА обслуживания (КАО) в орбитальную плоскость группировки КА, стыковку КАО и КА, техническое обслуживание КА, расстыковку КАО и КА.

Изобретение относится к космическим спутниковым системам локального обзора. Система состоит из спутников с оптико-электронной аппаратурой дистанционного зондирования, размещенных на круговых орбитах с одинаковыми высотами и наклонениями.

Изобретение относится к управлению групповым полетом, в котором среднюю угловую скорость всех искусственных спутников Земли (ИСЗ) в группе поддерживают равной средней за виток угловой скорости пассивного ИСЗ.

Изобретение относится преимущественно к спутниковым информационным системам. Способ включает формирование межспутниковой линии радиосвязи (МЛР) между космическими аппаратами (КА), расположенными в одной орбитальной плоскости.
Изобретение относится к технологии запуска спутников на орбиту. Способ включает размещение спутника внутри космического корабля (КК) перед его выведением на орбиту.

Изобретение относится к конструкции и компоновке космических аппаратов. Космический аппарат блочно-модульного исполнения содержит модуль служебных систем, первый модуль полезной нагрузки (МПН) и второй модуль полезной нагрузки.

Изобретение относится к управлению работой транспортного космического корабля (ТКК), совершающего рейсы между орбитальной космической станцией (ОКС), находящейся вблизи планеты с атмосферой, и базовой станцией, расположенной, например на Луне. После выведения ракетой-носителем на опорную орбиту модуля с разгонными блоками отстыковывают ТКК от ОКС и стыкуют его с этим модулем. К связке ТКК и модуля прикладывают импульсы для перелета на орбиту базовой станции. Затем ТКК производит посадку на поверхность небесного тела в районе базовой станции и, по завершении программы пребывания там, выполняет взлет с выведением, например, на окололунную орбиту или на траекторию возвращения к планете с атмосферой. При этом ТКК за счет аэродинамического торможения и гравитационного маневра выходит на эллиптическую орбиту с заданным положением её плоскости. В серии пролетов атмосферы скорость КА снижается до круговой на орбите, где ТКК стыкуется с ОКС. Техническим результатом изобретения является обеспечение многоразовости и экономичности транспортной системы, например, между околоземной и лунной станциями. 4 ил.
Наверх