В работе представлены результаты исследования задачи перелета космического аппарата (КА) с низкой круговой орбиты искусственного спутника Земли (ИСЗ) на низкую круговую орбиту искусственного спутника Луны (ИСЛ). Для уменьшения энергетических затрат перелета в качестве промежуточной орбиты используется орбита захвата Луной. При пассивном движении по этой орбите КА входит в сферу действия Луны в районе точки либрации L₁ и затем движется к Луне по селеноцентрической эллиптической орбите. Траектория перелета между орбитами ИСЗ и ИСЛ рассматривается в рамках задачи четырех тел (КА, Земля с учетом ее сжатия, Луна и Солнце), при управлении с помощью малой тяги. Весь перелет состоит из трех участков. Сначала осуществляется активный управляемый геоцентрический перелет с начальной орбиты ИСЗ на промежуточную геоцентрическую орбиту захвата. Затем осуществляется пассивный перелет по дуге этой орбиты захвата и вход КА в сферу действия Луны. На конечном участке полета осуществляется активный управляемый селеноцентрический перелет с промежуточной орбиты на конечную орбиту ИСЛ. Приведены геометрические, временные и энергетические характеристики перелета.

перелет Земля-Луна, малая тяга, орбита захвата, оптимальные космические траектории

Теоретические и прикладные задачи механики