Том 61, № 5 (2023)

Оптимизируется схема полета, обеспечивающая параболическую скорость входа космического аппарата (КА) в земную атмосферу. Такой маневр может быть интересным для экспериментальной отработки входа КА, возвращающегося на Землю от Луны или после межпланетного перелета. Предполагается, что КА выведен на низкую околоземную орбиту и имеет химическую двигательную установку с двигателем ограниченной тяги, которая должна обеспечить маневр входа КА в земную атмосферу. Критерием оптимизации рассматривается характеристическая скорость маневра. Основой разработанного метода оптимизации схемы полета и самой траектории КА выбран принцип максимума. Анализируются одновитковые и многовитковые траектории перелета. Показано, что для одновитковых траекторий перелета существует оптимальное время и оптимальная угловая дальность перелета. Дается оценка их значений и минимальной характеристической скорости маневра. В отличии от одновитковых траекторий перелета для многовитковых траекторий характеристическая скорость перелета монотонно убывает с увеличением времени перелета. Приведены зависимости характеристической скорости от времени перелета для одновитковых, двух-, трех- и четырехвитковых траекторий перелета. Проанализированы диапазоны времен перелета, в которых целесообразно использовать конкретный тип траектории перелета.

Рассматривается задача расчета низкоэнергетических траекторий перелета космического аппарата с малой тягой к Луне на орбиту временного захвата. Перелет осуществляется с использованием транзитной траектории в окрестности одной из коллинеарных точек либрации L₁ или L₂ системы Земля–Луна. Использование транзитной траектории позволяет снизить затраты топлива на перелет за счет использования динамики движения космического аппарата в системе Земля–Луна. После выхода на орбиту временного захвата в зависимости от целей миссии может быть сформирована необходимая окололунная орбита или совершен маневр для выхода на отлетную межпланетную траекторию. Предлагается метод решения задачи, заключающийся в определении подходящей транзитной траектории и в расчете оптимальной траектории перелета космического аппарата с малой тягой с начальной околоземной орбиты на транзитную траекторию к Луне. В качестве двигателя рассматривается модель электроракетного двигателя ограниченной тяги. Для решения задачи оптимального управления и определения оптимальной точки выхода на транзитную траекторию используется принцип максимума Понтрягина в сочетании с методом продолжения по параметру. Приводятся численные примеры расчета низкоэнергетических траекторий перелета на окололунную орбиту временного захвата с оптимизацией точки выхода на транзитную траекторию.

Рассматриваются возможные аспекты нарушения функциональной безопасности космических аппаратов в части электромагнитной совместимости с электрическими ракетными двигателями при их работе на альтернативных рабочих веществах. Описана процедура экспериментального определения спектрально-временных характеристик собственного электромагнитного излучения лабораторного макета стационарного плазменного двигателя СПД-70 разработки Научно-исследовательского института прикладной механики и электродинамики Московского авиационного института. Измерения помехоэмиссии проводились на вакуумной установке с “радиопрозрачным” отсеком и экранированной безэховой камерой в диапазоне частот 1…12 ГГц для типовых мощностей разряда (600, 800, 1000 Вт), вертикальной и горизонтальной поляризации и различных используемых рабочих веществ (криптон и ксенон). Проведенные исследования позволили получить новые сравнительные результаты оценки спектральных характеристик излучения СПД-70 для типовых режимов и перспективных рабочих тел в рамках ортогональных поляризационных базисов. К новым результатам следует отнести и сведения о характеристиках излучения СПД-70 во временной области. Показано, что переход с ксенона на криптон сохраняет импульсный характер излучения стационарного плазменного двигателя, приводя не только к увеличению амплитуды импульсов, но и к увеличению частоты повторения “пачек” и увеличению их длительности, что требует проведения дополнительных мероприятий по обеспечению электромагнитной совместимости с целью сохранения функциональной безопасности космического аппарата.

Цель исследования заключается в оптимизации межпланетного перелета космического аппарата с малой тягой с использованием коллинеарных точек либрации L₁ и L₂ для стыковки геоцентрического или планетоцентрического участков траектории с гелиоцентрическом участком. Рассматривается задача оптимизации возмущенного гелиоцентрического участка траектории межпланетного перелета с малой тягой в рамках эфемеридной модели четырех тел, включающей Солнце, Землю, планету назначения и космический аппарат. Для оптимизации траекторий используется непрямой подход, основанный на использовании принципа максимума Понтрягина и метода продолжения. Показывается возможность сокращения требуемых затрат характеристической скорости по сравнению с оценками, полученными с применением метода точечных сфер действия.

Представлены результаты тысячечасовых испытаний высокочастотного ионного двигателя (ВЧИД) с электродами ионно-оптической системы (ИОС), изготовленными из углерод-углеродного композиционного материала. После проведения испытаний выполнена оценка качества поверхности ускоряющего электрода ИОС-двигателя — ключевого элемента конструкции ВЧИД с точки зрения ресурса, которая проводилась визуальным осмотром и сканирующей электронной микроскопией (СЭМ). Была определена максимальная глубина эрозионной выемки на поверхности ускоряющего электрода. Методом микрорентгеноспектрального анализа был проведен элементный анализ поверхностей электрода.