EA002665B1 - Способ изменения наклонения и высоты орбиты космического летательного аппарата с использованием границ области малой устойчивости - Google Patents

Abstract

Предложена система, которая позволяет производить изменение наклонения находящегося на орбите спутника при малом расходе ракетного топлива. Это осуществляется не прямым путем за счет того, что сначала проводят маневр для перемещения спутника к луне при баллистическом выводе на траекторию (при баллистическом захвате) ВСТ (Ballistic Capture Transfer). В окрестности луны спутник находится в границах области слабой устойчивости WSB (Weak Stability Boundary). Незначительный малый маневр может затем позволить возвратить спутник к Земле по обратной траектории ВСТ с желательным земным наклонением. Другой маневр позволяет перевести спутник на новую эллиптическую траекторию относительно Земли. Для спутников, которые выведены для исследования луны на круговую орбиту с высотой 700 км и с наклонением 34°, требуется изменение скорости ориентировочно 6 км/с для изменения наклонения до 90°. Предложенный способ позволяет обеспечить существенную экономию средств и неожиданно дает снижение необходимой энергии в терминах Delta-V (изменения скорости). Время полета существенно снижено по сравнению с известными способами, а именно со 170 дней до 88 и даже 6 дней.

Description

Данная заявка на изобретение связана с предварительной заявкой на изобретение США серийный номер 60/041,465, поданной 25 марта 1997 г., от имени изобретателя ЕФхагб А. Ве1Ьгиио, при этом указанная заявка включена в данное описание в качестве ссылки, в том числе с учетом и всех имеющихся в ней ссылок.

Настоящее изобретение главным образом имеет отношение к созданию способов перемещения в космическом пространстве, а в частности, к созданию способов изменения наклонений (к плоскости экватора) объекта, выводимого на орбиту вокруг Земли, Луны и/ или других планет, такого как спутник, космический летательный аппарат, и т. п. с использованием, например, границ области малой (слабой) устойчивости (^8В§).

Изучение движения объектов, в том числе космических объектов, частично восходит к механике Ньютона. В течение 18-го и 19-го столетий использование в соответствии с механикой Ньютона закона движения, описываемого (задаваемого) ускорением, обеспечивало упорядоченные и полезные рамки для разрешения большинства представляющих интерес в то время проблем небесной механики. Для задания исходного состояния ньютоновской системы должны быть заданы скорости и положения каждой частицы.

Однако в середине 19-го столетия Гамильтон переработал формулирование динамических систем за счет ввода так называемой функции (оператора) Гамильтона, Н, которая отображает полную энергию системы, выраженную в терминах положения и количества движения, что представляет собой описание в виде дифференциального уравнения первого порядка. Этот гамильтоновский аспект первого порядка, который отображает универсальную математическая модель, используемую для моделирования динамических систем в физике, подразумевает детерминизм для классических систем, а также обеспечивает связь с квантовой механикой.

В начале 1900-х годов Пуанкаре понял, что классическая ньютоновская проблема трех тел создает сложный динамический набор, который является весьма чувствительным в зависимости от исходных условий, что в настоящее время именуется «теорией хаоса». Происхождение хаотического движения может быть прослежено назад к классической (гамильтоновской) механике, которая является основой (современной) классической физики. В частности, именно гамильтоновская неинтегрируемая механика и связанные с ней нелинейные проблемы создают дилемму и в конечном счете обеспечивают способность проникновения в суть появлении случайности и непредсказуемости в полностью детерминированных системах.

Появление компьютеров создало инструмент, которого до этого так не хватало в ранее проводимых исследованиях, таких как работы

Пуанкаре, что исключало неинтегрируемую гамильтоновскую механику из основного потока физических исследований. Сочетание развития вычислительной методологии с глубокими интуитивными проникновениями в суть явлений в начале 1960-х годов привело к формулированию теоремы КАМ, названной так по первым буквам фамилий А.Н. Колмогорова, В.И. Арнольда и Мозера, которая обеспечивает условия анализа случайного характера и непредсказуемости для практически неинтегрируемых гамильтоновских систем.

В рамках современных воззрений некоторые классы нелинейных проблем являются почти синонимичными так называемому хаотическому поведению. Хаос представляет собой не просто беспорядок, а скорее порядок без периодичности. Интересным и разоблачающим аспектом хаотического поведения является то, что оно может представляться случайным, когда генерирующие алгоритмы являются конечными, что описывается так называемыми логистическими уравнениями.

Хаотическое движение является важным для решения астрофизических (орбитальных) проблем, в частности, просто потому, что очень часто в пределах главным образом хаотических областей могут быть вкраплены картины упорядоченного движения с хаотической деятельностью в меньшем масштабе. По причине взвешенных (масштабированных) характеристик ключевым элементом является достижение достаточно высокой разрешающей способности при проведении цифровых вычислений, для того, чтобы точно описать количественное поведение, которое позволяет выявлять хаотическую активность определенного рода. Такая высокая точность требуется потому, что вместо намного более знакомой пространственной или временной периодичности проявляется тип масштабной инвариантности. Указанная масштабная инвариантность, обнаруженная Фейгенбаумом (ЕещепЬант) для одномерного отображения в виде карты, обеспечивает возможность рассмотрения анализирующих групп ренормализации в пределах хаотических переходных участков.

Проникновение в суть стохастической механики также было обеспечено за счет соответствующего развития нелинейного анализа, такого как открытие связи между нелинейной динамикой и современной эргодической теорией. Например, если усреднения по времени вдоль траектории на потенциальном рельефе равны совокупности усреднений по всему потенциальному рельефу, то система считается эргодической на всему ее потенциальному рельефу. В случае классических систем случайность тесно связана с эргодичностью. В случае характеризующих аттракторов в диссипативных системах (в системах с рассеиванием) встречаются аналогии эргодическому поведению.

Примером присущего системе случайного поведения является работа Лоренца (Ε.Ν. Богепх) по теплопроводности, в которой показано, что полностью детерминистические системы, заданные тремя обычными дифференциальными уравнениями, испытывают нерегулярные (беспорядочные) флуктуации. Такие ограниченные, непериодические события, которые являются нестабильными, могут вносить турбулентность и поэтому они могут быть названы «хаосом», который имеет ассоциативную связь с выявленным случайным движением на некоторых отображениях в виде карты. Одной из проверок, которые могут быть использованы для различения хаоса от истинного случайного поведения, является оценка алгоритмической сложности; случайная последовательность нулей и единиц может быть воспроизведена только за счет копирования полной последовательности, то есть при этом периодичность не оказывает никакого содействия.

Оператор Гамильтона стремится описать движение в терминах уравнений движения первого порядка. Полезность такой точки зрения заключается в обеспечении основы для теоретического расширения на различные физические модели, первыми среди которых являются объекты механики небесных тел. Гамильтоновские уравнения являются справедливыми (поддерживаются) в случае как специальной, так и общей теории относительности. Более того, в рамках классической механики они образуют основу для дальнейшего развития, такую как известный способ Гамильтона-Якоби (Наш111оп-1асоЫ), и, при еще большем расширении, образуют основу для методов (малых) возмущений. Этот последний аспект гамильтоновской теории обеспечивает исходную точку для аналитического обсуждения, которое будет здесь конспективно проведено.

Как уже упоминалось, оператор Гамильтона главным образом стремится описать движение в терминах уравнений движения первого порядка. Движение в интегрируемой системе Гамильтона с N степенями свободы главным образом является периодическим и ограниченным Ν-тором, как это показано на фиг. 1. На фиг. 1 показана интегрируемая система с двумя степенями свободы на торе и с замкнутой орбитой траектории. Торы КАМ представляют собой концентрические версии единичного тора. Все системы Гамильтона с N=1 являются интегрируемыми, в то время как абсолютное большинство систем с N больше или равно 2 становится неинтегрируемыми.

Интеграл движения, который дает возможность понизить порядок набора уравнений, именуется первым интегралом. Для интеграции набора дифференциальных уравнений порядка 2Ν, обычно требуется такое же число интегралов, за исключением случая гамильтоновских уравнений движения, когда достаточны N интегралов.

Это может быть также выражено в терминах теоремы Лиувиля (ЫоиуШе), в которой утверждается, что любая область фазового пространства должна оставаться постоянной при любой (интегрируемой) математической модели Гамильтона. Область фазового пространства может изменять свою форму, но не свой объем фазового пространства.

Поэтому для любой консервативной динамической системы, такой как движение планет или маятника, фазовое пространство должно оставаться постоянным.

Другим применением оператора Гамильтона, который рассматривался вначале как оператор для постоянного движения, является его привлечение для непостоянных и хаотических траекторий. Пуанкаре установил, что неинтегрируемые классические тройные (трехмерные, Шгее-Ьобу) системы могут приводить к хаотическим траекториям. Хаотическое поведение не вызвано ни большим числом степеней свободы, ни любой исходной численной погрешностью (неточностью). Хаотическое поведение возникает по причине нелинейности уравнений Гамильтона с первоначально близкими траекториями, которые экспоненциально расходятся в ограниченной области фазового пространства. В связи с тем, что исходные условия могут быть измерены только с ограниченной точностью и ошибки распространяются с экспоненциальной скоростью, поведение таких систем в большом (протяженном) диапазоне не может быть предсказано.

Воздействие возмущений на установление областей не интегрируемости может быть описано для слабых возмущений при помощи теоремы КАМ. Теорема КАМ, первоначально сформулированная Колмогоровым и строго доказанная Арнольдом и Мозером, применима для анализа возмущающих решений для классической многомерной (шапу-Ьобу) проблемы. В теореме КАМ утверждается, что при наличии малого возмущения оно ограничено Ν-тором, за исключением пренебрежимо малого наборах условий, который может приводить к блуждающему движению на потенциальном рельефе. Это блуждающее движение является хаотическим и приводит к большой (высокой) чувствительности к исходным условиям.

В этом случае Ν-торы именуются поверхностями КАМ. При наблюдении в виде сечений плоскостью они часто именуются кривыми КАМ, такими как показанные на фиг. 2. Эти поверхности и кривые могут быть слегка деформированы (возмущены), при этом, для достаточно малого консервативного гамильтоновского возмущения, большинство нерезонансных инвариантных торов не будет принимать нулевое значение, а скорее будет претерпевать небольшую деформацию, так что в фазовом пространстве возмущенной системы будут иметься также инвариантные торы, заполненные фазо5 выми кривыми, которые являются условно периодическими.

На фиг. 2 показан набор инвариантных торов КАМ, на поверхности которых лежат эллиптические интегрируемые решения. Неинтегрируемые решения, непостоянные пути, которые являются гиперболическими по своей природе, лежат между инвариантными торами в так называемых резонансных зонах, которые также иногда именуют как стохастические зоны.

Результаты КАМ были расширены за счет работы Мазера (Ι. МаШег). Теория КАМ имеет отношение к движениям и соответствующим орбитам, которые слишком близки друг к другу, чтобы иметь хорошее поведение и быть стабильными. Так как теория КАМ в основном представляет собой анализ возмущения, то по самой природе постоянная (коэффициент) возмущений должна быть очень малой. Сильные отклонения от исходного оператора по параметру возмущения будут делать недействительным использование исходных собственных функций, которые были применены для генерирования набора возмущенных собственных функций. В работе Мазера проведен анализ нестабильных движений, которые далеки от того, чтобы их поведение можно было характеризовать как хорошее. Возмущение может быть относительно сильным, причем могут генерироваться совершенно новые собственные функции (решения).

Практическая важность работы Мазера для вывода на планетарную орбиту, захвата и схода с нее состоит в том, что динамика применяется в тех областях фазового пространства (то есть в областях Мазера), которые объединены с трехи четырехмерными проблемами. Мазер показал, что для хаотических областей с размерами более низкого (второго) порядка для любой консервативной гамильтоновской системы существуют или остаются эллиптические орбиты, которые являются нестабильными. В терминах околоземных объектов (ΝΕΟ (пеаг-Еапй оЬ|сс1)) области КАМ и Мазера являются важными для описания как орбитального движения комет, так и баллистических (облет планеты, сближение космических аппаратов (КА), и перехват) траекторий к кометам и другим околоземным объектам с экономией топлива. Приведенное обсуждение является кратким изложением статьи автора бо1т СРето. озаглавленной «Орбиты околоземных объектов и нелинейная динамика: краткий обзор и интерпретации», ΝΕΟ ОгЬйь апб Шпйпеаг Оупапйсх: А ВпеГ Оуегие\\· апб 1п1егрге1а110П5. 822 АппаЕ оГ 111е №\ν Уогк Асабету оГ 8с1епсе5 176-194 (1997). причем указанная публикация включен в данное описание в качестве ссылки, в том числе вместе с содержащимися в ней ссылками.

Начиная с первых лунных экспедиций в

1960-е годы Луна остается представляющим интерес объектом как для научных исследований, так и для потенциального коммерческого развития. В течение 1980-х годов национальными космическими агентствами было организовано несколько лунных экспедиций. Интерес к исследованию Луны возрастает по мере создания международной космической станции, которая может быть использована как платформа, позволяющая производить запуски к Луне с низкой (низко стационарной) околоземной орбиты. Однако непрерывный интерес к исследованию Луны и возможность создания лунной базы зависят частично от возможности планирования (организации) частых и экономически выгодных лунных экспедиций.

Типичная лунная экспедиция содержит следующие этапы. Первоначально запускают космический корабль с Земли или с низкой околоземной орбиты с достаточным импульсом на единицу массы или с возможностью изменения скорости, чтобы поместить космический корабль на орбиту Земля-Луна. Эта орбита является главным образом эллиптической орбитой вокруг (относительно) Земли, имеющей апогей, выбранный для практического совпадения с радиусом орбиты относительно лунной поверхности.

При приближении космического корабля к Луне создают изменение скорости для перевода космического корабля с орбиты Земля-Луна на орбиту вокруг Луны. После этого может быть предусмотрено дополнительное изменение скорости для перевода космического корабля с орбиты вокруг Луны для посадки на ее поверхность, если такая посадка предусмотрена. При осуществлении обратного путешествия на Землю создают еще одно изменение скорости, достаточное для перевода космического корабля на орбиту Луна-Земля, которая, например, может быть аналогична орбите Земля-Луна. Наконец, при приближении космического корабля к Земле, требуется изменение скорости для перевода космического корабля с орбиты Луна-Земля на низкую околоземную орбиту или на траекторию возврата на Землю.

На фиг. 3 показана орбитальная система для проведения обычной лунной экспедиции в не вращающейся системе координат, в которой ось Х 10 и ось Υ 12 лежат в плоскости, определенной орбитой относительно поверхности Луны 36. а ось Ζ 18 расположена нормально к ней. При проведении обычной лунной экспедиции космический корабль запускают с поверхности Земли 16 или с низкой околоземной орбиты 20. которая не обязательно является круговой, и создают достаточную скорость для вывода космического корабля на орбиту Земля-Луна 22.

Вблизи от Луны 14 предусматривают изменение скорости для уменьшения энергии космического корабля относительно луны и переводят космический корабль на орбиту вокруг

Луны 24. которая не обязательно является круговой. Затем предусматривают дополнительное изменение скорости для перевода космического корабля с орбиты вокруг Луны 24 для посадки на луну по траектории посадки 25. При необходимости возврата на Землю создают изменение скорости, достаточное для перевода космического корабля на орбиту Луна-Земля 26, либо непосредственно с лунной поверхности, либо за счет множества импульсов, как и при спуске. Наконец, вблизи от Земли 16 предусматривают изменение скорости для снижения энергии космического корабля относительно Земли и возврата космического корабля на низкую околоземную орбиту 20 или на Землю 16 по траектории возврата на Землю 27.

На фиг. 4 показана другая обычная орбитальная система, описанная в патенте США № 5, 158, 249 на имя Апхоффа (Иркой), который включен в данное описание в качестве ссылки вместе с содержащимися в нем ссылками. Орбитальная система 28 включает в себя множество орбит вокруг Земли, причем переход между ними производится за счет использования гравитационного поля луны. Гравитационное поле Луны использовано для позиционирования за счет относительно малых среднеорбитных изменений скорости, для лунных условий пертурбационных траекторий (щттдЬу). которые позволяют обеспечить желательную орбиту.

Несмотря на то, что орбиты относительно Земли в орбитальной системе 28 могут быть выбраны таким образом, что все они имеют одну и ту же постоянную Якоби, что означает, что переходы между ними могут быть обеспечены без создаваемого ракетным топливом изменения скорости в номинальном случае, все же могут потребоваться относительно небольшие создаваемые ракетным топливом изменения скорости. Создаваемые ракетным топливом изменения скорости могут потребоваться для коррекции ошибок позиционирования при предшествующих лунных пертурбационных траекториях для осуществления выбора между достижимыми альтернативными орбитами при заданной пертурбационной траектории, а также для учета изменений постоянной Якоби, вызванных эксцентриситетом орбиты 36 относительно поверхности Луны.

На фиг. 4 запуск космического корабля производится с Земли 16 или с низкой околоземной орбиты на орбиту Земля-Луна 22. Орбита Земля-Луна 22 может содержать, например, траекторию Земля-Луна с энергией, близкой к минимальной, например, орбиту, имеющую расстояние апогея, которое практически совпадает с радиусом орбиты 36 относительно поверхности луны. Космический корабль входит в лунную сферу гравитационного влияния 30 и использует гравитационное поле для перехода на первую орбиту 32 относительно Земли.

Первая орбита 32 относительно Земли содержит, например, ориентировочно половину витка главным образом близкой к круговой орбиты одного лунного месяца, которая имеет полубольшую ось и эксцентриситет главным образом такие же, как и орбита относительно поверхности Луны 36, которая наклонена ориентировочно на 46,3° относительно плоскости, определенной орбитой 36 относительно поверхности Луны, и которая начинается и заканчивается в пределах сферы притяжения Луны 30. Так как первая орбита относительно Земли 32 и типичная орбита Земля-луна 22 с энергией, близкой к минимальной, имеют одну и ту же постоянную Якоби, то переход может быть осуществлен за счет использования поля притяжения Луны.

На фиг. 5 показана еще одна орбитальная система, в которой, например, имеется орбита спутника вокруг Земли. Центральная станция 8С расположена у центра сферической зоны перекрытия треугольной формы Ζ. Два геосинхронных спутника 8-А и 8-В имеют эллиптические орбиты с идентичными параметрами. Этими параметрами могут быть, например, следующие:

- апогей около 50,543.4 км,

- перигей около 21,028.6 км,

- ось мениска 42,164 км,

- наклонение 63°,

- аргумент перигея 270,

- эксцентриситет орбиты 0.35.

Каждый спутник имеет антенну или антенны 11 и 12, причем каждая антенна ориентирована в направлении на центральную станцию в течение периода, когда спутник движется над зоной перекрытия. Центральная станция включает в себя станцию подключения и станцию управления. На фиг. 5 показан также подвижный блок М (который расположен в пределах зоны Ζ, но для большей ясности показан на фиг. 5 над этой зоной). Этот подвижный блок оборудован антенной 14, ось которого постоянно обращена главным образом в направлении зенита.

Для управления указанными спутниками с такой станции возможно использование ряда стратегий. Пример одной из возможных стратегий показан на фиг. 6. В этой стратегии использована ракета ΑΚ.ΙΑΝΕ IV и требуются три импульса. В момент запуска спутник сопровождается обычным геостационарным спутником. Два спутника выходят на стандартную переходную орбиту ракеты ΑΚΙΑΝΕ IV, причем эта орбита расположена в квазиэкваториальной плоскости (наклонение 7°) с перигеем 200 км, апогеем 36, 975 км и аргументом перигея 178°. На фиг. 6 эта орбита отмечена как Θ8Τ.

Вблизи от перигея производят зажигание для получения первого импульса спутниковой ракеты, желательного для повышения апогея до 98,000 км, причем орбита остается в той же самой плоскости (орбита 01). Указанный импульс может быть подразделен на два или три импульса. Вблизи от апогея орбиты 01 новый импульс посылают на спутник для изменения плоскости его орбиты. Наклонение этой плоскости близко к наклонению плоскости окончательной орбиты, а именно, составляет 63°. Это тяговое усилие (толчок) является самым мощным и может быть разбито на два или три тяговых усилия. После этого спутник переходит на орбиту 02.

Наконец, в соответствующей точке этой орбиты на спутник посылают третье тяговое усилие для обеспечения его окончательной орбиты. Несмотря на то, что описанная стратегия и является удовлетворительной в некоторых аспектах, она все же имеет недостаток. Действительно, требуется, чтобы плоскость орбиты была наклонена при переходе от орбиты 01 к орбите 02, что приводит к существенному потреблению топлива.

На фиг. 7 показана схема другого известного принципа перехода с содействием силы притяжения Луны. В этом случае спутник прежде всего переводят на стандартную орбиту 01, расположенную в пределах квазиэкваториальной плоскости, которая на практике представляет собой орбиту О3Т фиг. 6, известную как геостационарная переходная орбита СТО (Сео81айопату ТгапГег ОтЬй). В точке Т1 спутник переводят на окололунную орбиту 02, все еще расположенную в пределах квазиэкваториальной плоскости.

На практике выбирают такую эллиптическую орбиту, большая ось которой ориентировочно равняется удвоенному расстоянию от Земли до луны, а именно, составляет около 768,800 км. Спутник входит в сферу притяжения луны 31 и покидает эту сферу по траектории 03, плоскость которой сильно наклонена относительно экваториальной плоскости. В точке Т2 спутник переводят на окончательную орбиту 04, которая находится в той же самой плоскости, что и орбита 03. Описанная выше орбитальная система подробно описана в патенте США № 5,507,454 на имя Далка (Ои1ек), который включен в данное описание в качестве ссылки вместе с содержащимися в нем ссылками.

Далк стремится свести к минимуму необходимость использования двигателей реактивной системы управления за счет использования известной техники содействия лунной гравитации. Спутник прежде всего переводят в окрестность Луны за счет перелета (перехода) Хомана (НоЬшапп). Затем он летит под воздействием лунного притяжения в правильном направлении и с нужной скоростью, после чего производят два или три маневра. Этот способ является работоспособным, однако, размеры указанного маневра ограничивают применимость этого способа только для эллипсов с достаточно большим эксцентриситетом. Для обеспечения экономии при проведении указанного большого маневра необходимо иметь достаточно малый окончательный маневр.

Автор настоящего изобретения пришел к выводу о том, что все приведенные выше орбитальные системы и/или способы обладают недостатком, связанным с необходимостью существенного расхода топлива для проведения маневров и поэтому являются недостаточно эффективными. Автор настоящего изобретения также пришел к выводу о том, что все приведенные выше способы сфокусированы на создании орбитальных систем, которые сконцентрированы на взаимосвязи между Землей и Луной и не используют и/или не принимают в расчет возможные эффекты применения за рамками этой проблемы двух тел.

Таким образом, желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые позволяют эффективно использовать горючее или ракетное топливо. Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые являются главным образом независимыми от существенных тяговых усилий.

Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые учитывают эффекты лунного захвата (выхода на траекторию вокруг луны) и/ или земного захвата в большей степени, чем просто проблему двух тел. Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, в которых используется компьютерная система, расположенная на борту космического корабля или спутника, или расположенная в центральной зоне управления.

Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые позволяют космическому кораблю иметь повторяющиеся близкие приближения как к Земле, так и к Луне. Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые ограничиваются относительно малым расходом ракетного топлива, что обеспечивает эффективный способ для перемещения между Землей и Луной.

Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые не требуют больших изменений скорости, обеспечиваемых за счет ракетного топлива. Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые позволяют размещать габаритные компоненты космического корабля. Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые могут быть использованы для проведения как космических экспедиций с людьми, так и без них.

Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые позволяют космическому кораблю или спутнику иметь повторяющиеся близкие приближения при различных наклонениях как к Земле, так и к Луне.

Также желательно создать орбитальную систему и/или способ, которые позволяют космическому кораблю или спутнику производить изменения наклонения относительно, например, Земли и/ или Луны.

Отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбиталь11 ную систему и/или способ, которые позволяют эффективно использовать горючее или ракетное топливо. Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/или способ, которые являются главным образом независимыми от существенных тяговых усилий.

Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/или способ, которые учитывают эффекты захвата Луной и/или захвата Землей в большей степени, чем просто проблему двух тел.

Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/или способ, в которых используется компьютерная система, расположенная на борту космического корабля или спутника, или расположенная в центральной зоне управления. Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/или способ, которые позволяют космическому кораблю иметь повторяющиеся близкие приближения как к Земле, так и к Луне.

Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/ или способ, которые ограничиваются относительно малым расходом ракетного топлива, что обеспечивает эффективный способ для перемещения между Землей и Луной.

Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/ или способ, которые не требуют больших изменений скорости, обеспечиваемых за счет ракетного топлива.

Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/ или способ, которые позволяют размещать крупногабаритные компоненты космического корабля.

Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/ или способ, которые могут быть использованы для проведения как космических экспедиций с людьми, так и без них.

Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/ или способ, которые позволяют космическому кораблю или спутнику иметь повторяющиеся близкие приближения при различных наклонениях как к Земле, так и к

Луне.

Другой отличительной характеристикой и преимуществом настоящего изобретения является то, что оно дает возможность создать орбитальную систему и/или способ, которые позволяют космическому кораблю или спутнику производить изменения наклонения относительно, например, Земли и/или Луны.

В соответствии с настоящим изобретением предлагается орбитальная система и/или способ, которые позволяют производить перемещения между Землей и Луной с существенно сниженным расходом ракетного топлива для проведения лунных экспедиций. В соответствии с настоящим изобретением также предлагаются орбитальные системы, полезные для перемещений от Земли к Луне и от Луне к Земле, в которых нет прямого использования гравитационного поля Луны для достижения межорбитального перехода и которые могут удовлетворяться относительно малыми расходами ракетного топлива. В соответствии с настоящим изобретением дополнительно обеспечены возможности для частого возвращения на Землю как оборудования, так и людей, находящихся на лунной поверхности или на окололунной орбите. В соответствии с настоящим изобретением также предлагаются орбитальные системы, полезные для перемещений по орбитам Земля-Луна, Земля-Земля, Луна-Земля/Земля и/или для проведения межпланетных экспедиций, причем в указанных системах использованы границы области слабой (малой) устойчивости для вывода на орбиту и/или для проведения изменений наклонения, что необходимо для проведения межорбитальных переходов и что может быть обеспечено за счет относительно малых расходов ракетного топлива.

Настоящее изобретение основано, частично, на обнаружении автором того факта, что известные способы и/или орбитальные системы, которые сфокусированы или сконцентрированы на зависимости между Землей и Луной, не используют и/или принимают в расчет другие возможные эффекты за пределами этой проблемы двух тел. Более конкретно, автор настоящего изобретения предлагает новый способ и орбитальную систему, которые рассматривают вывод на орбиту (захват луной), экспедицию к Луне и выход на лунную траекторию, по меньшей мере, как проблему трех тел. Эта, по меньшей мере, проблема трех тел включает в себя (учитывает) взаимные связи между Землей, Луной и Солнцем, в том числе и взаимные связи относящихся к этому гравитационных сил.

В соответствии с первым вариантом осуществления настоящего изобретения, предложен способ генерирования операционного перехода на баллистическую траекторию, для объекта главным образом с поверхности Земли или с околоземной орбиты, для достижения поверх13 ности Луны или лунной орбиты с использованием процесса с внедрением компьютера. Указанный способ включает в себя операции ввода параметров, в том числе величины скорости ν_Ε, угла наклона траектории полета Υ_Ε, и внедрение процесса переднего позиционирования за счет изменения величины скорости ν_Ε, а также угла наклона траектории полета Υ_Ε, для обеспечения сходимости переменных позиционирования на Луне. Переменные позиционирования включают в себя радиальное расстояние г_т и наклонение 1_т. Указанный способ также включает в себя операцию итерации процесса переднего позиционирования до достижения достаточной сходимости для обеспечения операционного перехода на баллистическую траекторию с Земли или с околоземной орбиты до Луны или до окололунной орбиты.

В соответствии с другим вариантом осуществления настоящего изобретения, предложен способ изменения, по меньшей мере, только наклонения или высоты объекта, который представляет собой, по меньшей мере, космический корабль, спутник или ракету. Указанный способ включает в себя последовательные и не последовательные операции перемещения с Земли или с околоземной орбиты до обеспечения слабого лунного захвата в области слабой устойчивости А8В или на орбите А8В. а также осуществление незначительного маневра и, опционно, осуществление изменений наклонения в А8В или на орбите А8В для схода с них. Указанный способ также включает в себя операцию перемещения с А8В или с орбиты XV8В на Землю или на околоземную орбиту с заданной случайной высотой и, опционно, при наличии изменений наклонения.

В соответствии с еще одним вариантом осуществления настоящего изобретения, предложен способ изменения, по меньшей мере, только наклонения или высоты объекта, который представляет собой, по меньшей мере, космический корабль, спутник или ракету. Указанный способ включает в себя последовательные и не последовательные операции перемещения с Земли или с околоземной орбиты до обеспечения слабого лунного захвата в А8В или на орбите \ν8Β, а также осуществление маневров вокруг Луны за счет осуществления первого незначительного маневра в А8В или на орбите \ν8Β. Указанный способ также включает в себя операции опционного осуществления изменения наклонения в А8В или на орбите А8В и выхода из \ν8Β или схода с орбиты А8В за счет осуществления второго незначительного маневра, а также предусматривает операцию перемещения из XV 8 В или с орбиты XV 8 В на Землю или на околоземную орбиту с заданной случайной высотой и, опционно, при наличии изменений наклонения.

Указанные ранее и другие дополнительные характеристики изобретения будут более ясны из последующего детального описания, данного в качестве примера, не имеющего ограничительного характера и приведенного со ссылкой на сопроводительные чертежи, которые являются неотъемлемой частью настоящего изобретения. Следует также иметь в виду, что использованная в данном описании терминология также не имеет ограничительного характера.

Специалисты легко поймут, что концепция, на которой основано данное описание, легко может быть использована в качестве основы для проектирования иных конструкций (структур), способов и систем, выполняющих различные задачи настоящего изобретения. Поэтому важно иметь в виду, что формула изобретения перекрывает все такие эквивалентные конструкции, не выходящие за рамки настоящего изобретения и соответствующие его духу.

Кроме того, задачей приведенной выше вводной части (аннотации) является предоставление возможности ознакомления соответствующего патентного ведомства и заинтересованных лиц, а в особенности ученых, инженеров, практиков в данной области с патентными или юридическими терминами или понятиями, чтобы иметь возможность при поверхностном ознакомлении быстро определить природу и сущность технического описания настоящего изобретения. Эта вводная часть ни в коей мере не предназначена для определения настоящего изобретения, что соответственно сделано в формуле изобретения, а также не предназначена для какого-либо ограничения объема патентных притязаний настоящего изобретения.

Указанные ранее и другие характеристики изобретения, совместно с различными характеристиками его новизны, содержатся в приложенной формуле изобретения, образующей его неотъемлемую часть. Для лучшего понимания настоящего изобретения, его рабочих преимуществ и специфических задач, решаемых за счет его применения, далее будет сделана ссылка на сопроводительные чертежи и их описание, связанное с показанными на чертежах преимущественными вариантами осуществления настоящего изобретения.

На фиг. 1 показана интегрируемая система с двумя степенями свободы на торе, а также замкнутая орбита траектории.

На фиг. 2 показан набор инвариантных торов КАМ, на поверхности которых лежат эллиптические интегрируемые решения.

На фиг. 3 показана орбитальная система для проведения обычной лунной экспедиции в не вращающейся системе координат.

На фиг. 4 показана другая орбитальная система.

На фиг. 5 показана другая орбитальная система, в которой, например, спутники вращаются вокруг Земли.

На фиг. 6 показана другая орбитальная система, в которой, например, для вывода спут15 ников на орбиту вокруг Земли использована ракета ΆΚΙΛΝΕ IV и требуются три импульса.

На фиг. 7 показана схема другого известного принципа перехода с содействием силы притяжения Луны.

На фиг. 8 показан пример способа интегрирования вперед, таким образом, что конечное состояние интегрирования вперед совпадает с началом состояния, определенного интегрированием назад.

На фиг. 9 показан пример операционного выхода на орбиту (ВСТ), определенного интегрированием вперед в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 10 показан другой пример операционного выхода на орбиту (ВСТ), определенного интегрированием вперед в соответствии с настоящим изобретением.

На фиг. 11 приведена блок-схема концепции взаимодействия между цифровым интегратором и генератором исходных условий.

На фиг. 11А приведена детальная блоксхема взаимодействия между цифровым интегратором и генератором исходных условий.

На фиг. 11В приведена другая детальная блок-схема взаимодействия между цифровым интегратором и генератором исходных условий.

На фиг. 12 приведена сводка различных лунных экспедиций.

На фиг. 13 показан пример баллистического схода с орбиты ВЕТ (ВаШЫс Е|ес11оп ТгаикГсг) с возвратом на Землю с границы области слабой (малой) устойчивости \УЗВ (\Усак §1аЫНТу Воипбагу), на любую желательную высоту и наклонение.

На фиг. 14 показан стандартный маневр для изменения наклонения.

На фиг. 15 показан маневр для изменения наклонения за счет схода космического корабля с околоземной орбиты и осуществления изменения наклонения на удалении от Земли.

На фиг. 16А-16В показан маневр для изменения наклонения за счет баллистического вывода космического корабля/спутника на траекторию вокруг Луны при помощи ВСТ, маневрирования вокруг Луны на границе области слабой устойчивости \УЗВ на промежуточной орбите, с последующим возвратом на Землю за счет баллистического схода с орбиты ВЕТ.

На фиг. 17 показан главный центральный процессор (компьютер) для проведения компьютерной обработки информации в соответствии с одним из вариантов настоящего изобретения.

На фиг. 18 приведена блок-схема аппаратных средств компьютера, показанного на фиг. 17.

На фиг. 19 показан пример запоминающего устройства, которое может быть использовано совместно с накопителями на (магнитных) дисках, показанными на фиг. 17-18.

На фиг. 20 показан другой вариант осуществления настоящего изобретения, в соответствии с которым маневр для изменения наклонения за счет баллистического вывода космического корабля/спутника на траекторию вокруг Луны производится при помощи хомановского (Нойтапп) вывода на орбиту, маневрирования вокруг Луны на границе области слабой устойчивости \УЗВ на промежуточной орбите, с последующим возвратом на Землю за счет баллистического схода с орбиты ВЕТ.

На фиг. 21 показан еще один вариант осуществления настоящего изобретения, в соответствии с которым маневр для изменения наклонения за счет баллистического вывода космического корабля/спутника на траекторию вокруг Луны производится при помощи хомановского (Нойтапп) вывода на орбиту, маневрирования вокруг Луны на границе области слабой устойчивости \УЗВ на промежуточной орбите, с последующим возвратом на Землю за счет другого хомановского схода с орбиты.

Последующее детальное описание может быть представлено в терминах программных операций (алгоритмов), которые осуществляются на компьютере или в компьютерной сети. Эти описания алгоритмов предназначены для наиболее эффективного ознакомления специалистов с существом работы.

Предложенная методика задумана в данном случае и везде, где в этом есть необходимость, как самосогласованная последовательность операций, приводящая к искомому результату. Указанные операции представляют собой физические манипуляции, которые следует произвести с физическими величинами. Обычно, хотя и не обязательно, указанные величины имеют вид электрических или магнитных сигналов, которые могут быть введены в запоминающее устройство, переданы (перенесены), сравнены или же обработаны иным необходимым образом. Время от времени удобно, главным образом по причинам повсеместного использования, именовать эти сигналы как биты, величины, элементы, символы, знаки, термины, числа и т. п. Однако следует иметь в виду, что все эти и другие аналогичные обозначения связаны с соответствующими физическими величинами и являются просто удобными «этикетками» для применения с ними.

Кроме того, проводимые манипуляции часто обозначаются в таких терминах как добавление или сравнение, которые часто связывают с операциями в уме, производимыми человеком-оператором. Следует иметь в виду, что никакие такие способности человека-оператора не являются необходимыми или желательными в большинстве случаев при проведении описанных здесь операций, образующих часть настоящего изобретения, так как все такие операции являются машинными операциями. Полезными машинами для осуществления операций в соответствии с настоящим изобретением являются цифровые компьютеры общего применения или иные аналогичные устройства.

Настоящее изобретение имеет также отношение к созданию устройства для осуществления указанных операций. Такое устройство может быть специально сконструировано для решения поставленной задачи или же может включать в себя компьютер общего назначения с избирательной его активизацией или реконфигурацией при помощи введенной в него компьютерной программы. Представленные здесь операции (методики) не связаны с каким-либо конкретным типом компьютера или другого устройства. В некоторых случаях различные (вычислительные) машины общего применения могут быть использованы для выполнения программ, написанных в соответствии с указаниями, содержащимися в данном описании, а в других случаях более удобно провести конструирование более специализированной аппаратуры для осуществления предусмотренных операций. Из приведенного описания можно определить структуру, которая требуется для создания таких машин.

При полете ракеты с Земли на Луну по классическому прямому пути, именуемому перелетом Хомана (Нойшаии), который занимает всего только три дня, ее двигатели должны быть включены для торможения при выводе на лунную орбиту, так как в противном случае ракета будет перелетать Луну (проскакивать мимо нее) со скорость около 1 км/ с.

Типичная лунная экспедиция предусматривает следующие этапы. Первоначально запускают космический корабль с Земли или с низкой околоземной орбиты с достаточным импульсом на единицу массы или с возможностью изменения скорости, чтобы вывести космический корабль на орбиту Земля-Луна. Эта орбита является главным образом эллиптической орбитой относительно Земли, имеющей апогей, выбранный для практического совпадения с радиусом орбиты относительно лунной поверхности.

При приближении космического корабля к Луне обеспечивают изменение скорости для перевода космического корабля с орбиты ЗемляЛуна на орбиту вокруг Луны. После этого может быть предусмотрено дополнительное изменение скорости для перевода космического корабля с орбиты вокруг Луны для посадки на ее поверхность, если такая посадка предусмотрена. При осуществлении обратного путешествия на Землю создают еще одно изменение скорости, достаточное для перевода космического корабля на орбиту Луна-Земля, которая, например, может быть аналогична орбите Земля-Луна. Наконец, при приближении космического корабля к Земле, требуется измерение скорости для перевода космического корабля с орбиты ЛунаЗемля на низкую околоземную орбиту или на траекторию возврата на Землю.

Ракетное топливо, которое требуется для осуществления каждой из указанных выше операций, зависит от массы космического корабля и от изменений скорости, требующихся для осуществления межорбитального перехода, причем изменение скорости на каждом этапе обеспечивается главным образом за счет сжигания ракетного топлива. В этом случае продукты сгорания массы ракетного топлива истекают из космического корабля с высокой относительной скоростью, сообщая оставшейся массе космического корабля реактивное изменение скорости. С практической точки зрения, по той причине, что межорбитальные переходы во время известных лунных экспедиций производят за счет сжигания ракетного топлива, число и величина межорбитальных переходов, которые могут быть осуществлены при проведении лунной экспедиции, в большой степени зависят от массы космического корабля.

Всегда существовало мнение о том, что нереально войти в область притяжения Луны без проведения замедления с использованием двигателей. В соответствии с настоящим изобретением, предлагается система и/или способ перемещения между Землей и Луной, который позволяет главным образом снизить расход ракетного топлива для осуществления Лунной экспедиции. В соответствии с настоящим изобретением предлагаются также орбитальные системы, полезные для перелета от Земли к Луне и от Луне к Земле, в которых нет прямого использования гравитационного поля Луны для обеспечения межорбитальных переходов и которые могут удовлетворяться относительно малыми расходами ракетного топлива.

В соответствии с настоящим изобретением дополнительно обеспечены возможности для частого возвращения на Землю как оборудования, так и людей, находящихся на лунной поверхности или на окололунной орбите. В соответствии с настоящим изобретением также предлагаются орбитальные системы, полезные для перемещений по орбитам Земля-Луна, Земля-Земля, Луна-Земля/Земля и/или для проведения межпланетных экспедиций, причем в указанных системах использованы границы области слабой (малой) устойчивости для вывода на орбиту и/или для проведения изменений наклонения, что необходимо для проведения межорбитальных переходов и что может быть обеспечено за счет относительно малых расходов ракетного топлива.

При подлете космического корабля к Луне за счет хомановского перелета, он имеет гиперболический избыток скорости около 1 км/с. Таким образом, для вывода на эллиптическую окололунную орбиту космический корабль должен быть заторможен с использованием ракетных двигателей, причем требующийся для этого расход ракетного топлива может быть существенным. Более того, существует относи19 тельно короткий промежуток времени для проведения маневра торможения, чтобы перейти на окололунную орбиту. Способность космического корабля выйти на эллиптическую окололунную орбиту на лунной периапсиде без использования торможения ракеты именуется баллистическим выводом на орбиту (баллистическим захватом).

Бельбруно (Ве1Ьгиио) был первым, кто нашел путь для осуществления этого в 1986г. для космического корабля с электрическими тяговыми двигателями, что опубликовано в работе ЬСА8 (Ьипаг Се! Λ\ν;·ιν 8рес1а1), Ве1Ьгипо, Е., Ьипаг Сар!иге ОтЬйз, а Ме!йоб о! Сопзйисбпд Еаг!й-Мооп Тга)ес1опез апб !йе Ьипаг СА8 М1ззюп, А1АА Рарег по. 97-1054, Ртосеебшдз о! А1АЛ/ПСЬК/18А8§ 1п!ег. Е1ес. Ргор1. Соп!., Мау 1987, которая включена в данное описание в качестве ссылки вместе со всеми содержащими в ней ссылками. Бельбруно понял, что для осуществления баллистического захвата (баллистического вывода на орбиту) космический корабль должен приблизиться к Луне в состоянии слабого захвата, то есть космический корабль должен иметь скорость на желательном радиусе захвата, позволяющую балансировать между захватом и уходом (промахом). Предполагаемая область в окрестности Луны, где это происходит, именуется границей слабой устойчивости (\Уеак 81аЬбйу Воипбагу (^8В)) или размытой границей, см. Ве1Ьгипо, Е., Ьипаг Сар1иге ОтЬйз, а Ме1йоб о! Сопзйисйпд Еайй-Мооп Тга)ес1опез апб !йе Ьипаг СА8 М1ззюп, А1АА Рарег по. 97-1054, Ртосеебшдз о! ΛIΛΛ/^С^Β/^8Λ88 1п1ег. Е1ес. Ргор1. Соп!., Мау 1987; Ве1Ьгипо, Е., Ехатр1е о! 111е Ыопйпеат Оупатюз о! ВаШзйс Сар1иге апб Езсаре ш 1йе Еайй-Мооп 8уз!ет, А1АА Рарег №. 90-2896, Ртосеебшдз о! 1йе Аппиа1 А1АА А81тобупат1с8 СопГегепсе, Аидиз! 1990; Ве1Ьгипо, Е., МШет, 1., 8ип-Рег1игЬеб Еайй-!о-Мооп Тгапз!егз \νίΐ1ι ВаШзйс Сар1иге, 1оитпа1 о! Сшбапсе, Соп1го1, апб бупаткз, ν.16, №.4, 1и1уАидиз! 1993. рр 770-775; Ве1Ьгипо, Е., ВаШзйс Ьипаг Сар1иге Ттапз!егз изшд 1йе Ειιζζν Воипбагу апб 8о1аг РейигЬайопз: А 8итуеу, 1оитпа1 о! 1йе Впйзй 1п1егр1апе1агу 8оае1у, ν. 47, 1ап. 1994, рр 73-80; Ве1Ьтипо, Е., Тйе Эупа1шса1 Месйатзт о! ВаШзйс Ьипаг Сар1иге Тгапз!егз ш Тйе Еоиг-Вобу РгоЬ1ет Егот Тйе РегзресЕте о! 1птапап1 Маш!о1бз апб НШ'з Яедюпз, Сеп1ге Эе Яесгеса Ма1етайса (СЯМ) Ргерпп! п. 270, ЭесетЬег 1994, причем все указанные публикации включены в данное описание в качестве ссылки вместе с содержащимися в них ссылками.

При введении понятия области (границы) слабой устойчивости (\У8В) проблема баллистического захвата сводится к проблеме достижения указанной области (то есть к приближению к Луне на желательной высоте при правильной скорости). Так как \У8В находится между захватом и уходом, то космический корабль не должен иметь четко определенного цен трального космического тела (Земли или Луны), поэтому его движение должно быть достаточно точным (прецизионным). По этой причине представляется, что передний ньютоновский поиск (поиск вперед) позиционирования этой области из окрестностей Земли не будет успешным, что и на самом деле кажется правдой.

Эта проблема была разрешена при помощи обратного метода, предложенного Байрнсом (Ό. Вутпез) в 1986 г. Этот метод был использован для нахождения точных баллистических выводов на траекторию (баллистических захватов) ВСТ при проведении современных космических экспедиций и при их подготовке, начиная с ЬСА8, а затем Нйеп в 1990, Ьипаг ОЬзегтег в 1990, планировавшейся экспедиции Ьипат-А, и до В1ие Мооп в 1996 г., см., например, публикации: Уатака\уа, Н.; КатадисЫ, 1.; 1зйй, Ν.; Ма1зио, Н., Оп Еайй-Мооп Тгапз!ег Тта.)ес!огу νί(Π Сга\йа1юпа1 Сар1иге, Ртосеебшдз АА8/А1АА Аз1тобупат1сз 8р. Соп!., Рарег №. АА8 93-633, Аидиз! 1993; КатадисЫ, 1.; Уатако\\а, Н.; Иезид1, Т.; Ма!зио, Н., Оп Макшд Изе о! Ьипаг апб 8о1аг Сга\Лу Азз1з!з ш Ьипат-А, Р1апе!-В М1ззюпз, Ас1а. Аз!г., V. 35, рр 633-642,1995; Соок, Я.А.; 8егдеуе\^гзку, А.В.; Ве1Ьгипо, Е.; 8\\ее1зег, Т.Н.; Яе!игп 1о 1йе Мооп; Тйе Ьипаг ОЬзегтег М1ззюп, Ртосеебшдз А^АМАБ Аз!тобупат1сз Соп!., Рарег №. 90-288, Аидиз! 1990; 8\\ее1зег, Т., Ез!1та!е о! !йе С1оЬа1 М1штит Όν №ебеб !ог Еаг!й-Мооп Тгапз!егз, Ртосеебшдз АА8/А1АА 8расеШдй!з Месйашсз Меейпд, Рарег №. 91101, ЕеЬтиату 1991; НитЬ1е, В\У., В1ие Мооп; А 8та11 8а!е11йе М1ззюп !о !йе Мооп, Ртосеебшдз 1п!.8утр. оп 8та11 8а!е11йе 8уз!етз апб 8етсез, Аппесу, Егапсе, 1ипе 1996, причем все указанные публикации включены в данное описание в качестве ссылки вместе с содержащимися в них ссылками.

Обратный метод стартует (начинает применяться) в желательном положении захвата у (игрек) относительно границы области слабой устойчивости \У8В недалеко от Луны, где оскулирующий (соприкасающийся) эксцентриситет е_М < 1. Используя указанное как исходное положение производят интегрирование в обратном времени. По причине особой чувствительности указанной области незначительное увеличение скорости в положении у может приводить космический корабль к уходу от Луны в обратном времени. Интегрирование прекращают в периапсиде в точке х относительно Земли. Обычно эта точка отличается от исходной точки х₀ для космического корабля.

После этого определяют баллистический захват ВСТ за счет интегрирования вперед от Хо до х. Путь от точки х до точки захвата у уже был определен. Экономия Δν за счет баллистического захвата уменьшается на Δν_Μ за счет несовпадения со скоростью в точке х, которая требуется для проведения маневра. Это абст21 рактно показано на фиг. 8. В попытке уменьшения Δν_Μ применяют вариации различных параметров.

В случае БСЛ8. хо находится на высоте 200 км от поверхности Земли, а х составляет 100,000 км. Точка у находится на расстоянии 30,000 км над северным лунным полюсом. Космическому кораблю потребуется около одного года для постепенного спуска по спирали с использованием его ионных двигателей с малой тягой до точки х, где Δν_Μ равно нулю. Участок перехода от х до у в области слабой устойчивости \У8В. где е_М = 0, занимает 14 дней.

Указанный метод вновь был использован Бельбруно (Ве1Ьтиио) при содействии Миллера (1. МШет) в 1990 г. для японской экспедиции Нйси. (См. приведенные ранее публикации, включенные в данное описание в качестве ссылки). При проведении экспедиции Нйси не имели достаточное количество ракетного топлива для захвата Луной за счет хомановского перелета, так что использование баллистического захвата ВСТ было единственным возможным вариантом. В этом случае для эллиптической орбиты Земли радиальное расстояние периаптики в точке х₀ составляло 8,900 км. Положение точки захвата у в области слабой устойчивости ^8В находилось на расстоянии 100 км над северным лунным полюсом, где соприкасающееся (оскулирующее) значение эксцентриситета е_М =0,94.

Под влиянием возмущений солнца обратное интегрирование от у приводит космический корабль к периапсиде Земли в точке х на расстоянии 1,2 млн км от Земли. Очень малое Δν, составляющее всего только 14 м/с в точке х₀, было достаточно для перемещения космического корабля Нйеи в х, где Δν_Μ=30 м/с. Время полета составило 150 дней. Эта область слабой устойчивости \У8В была использована в 1991 г., когда космический корабль Нйеи прибыл на Луну 2 октября этого года.

Этот тип баллистического захвата ВСТ, использованный при полете космического корабля Нйеи, может быть использован для любых лунных экспедиций, когда условия запуска на Земле и условия захвата на Луне являются произвольными. Для улучшения применимости этого типа баллистического захвата к экспедициям общего назначения необходимо произвести обобщение и сделать его более гибким. Совместная работа в течение 1992-1993 гг. позволила найти пути адаптации подхода с обратной интеграцией для экспедиций общего назначения, в том числе позволила найти благоприятные периоды времен для запуска. (Тапбоп, 8., Билат ОтЬй ТтапкГега иапд \Уеак 81аЫ1йу Воипбагу Тйеоту, МсЭолле11 Эоид1а5 1п1етпа1 Верой (Нип1шд1оп Веасй), Матсй 1993). Однако этот метод является громоздким и по-видимому труден для автоматизации, так как он должен глав ным образом удовлетворять шести орбитальным элементам на Земле.

Совместная работа была сфокусирована на баллистическом захвате ВСТ при отсутствии маневра по х. За счет тщательной настройки условий области слабой устойчивости лунного захвата \У8В по у, не составляет труда настроить обратное интегрирование таким образом, чтобы траектория возвращалась на Землю с желательной высотой г_Е в точке Хо. В действительности для этого достаточно иметь вариации е_М в области слабой устойчивости \У8В для третьего и более высокого десятичного разряда. Время полета составляет всего 80 дней, однако, при его проведении отсутствует управление наклонением, ΐ_Ε. Если стартовать в точке х₀ и затем попытаться перейти к желательному наклонению, то сразу будет ясно, что это невозможно. Даже изменение ί_Ε в тысячном разряде вызывает отклонение алгоритма позиционирования вперед при позиционировании назад к условиям \У8В.

Эта проблема может быть разрешена за счет более сложного обратного интегрирования с изменением множества лунных переменных Ω_Μ, ω_Μ, е_М для достижения корректных значений как для ί_Ε, так и для ί_Ε, однако, при этом переменные Ω_Μ, ом остаются удовлетворительными. Указанная методика является сложной и предусматривает сравнение множества контурных схем элементов Земли и проведение обратных интегрирований. В конечном счете они могут удовлетворяться, однако, этот подход занимает много времени.

Автор настоящего изобретения нашел набор переменных относительно Земли, который позволяет провести весьма гибкое и имеющее хорошее поведение позиционирование вперед для баллистического захвата лунных условий с использованием изменения двух переменных на Земле, причем эти переменные не изменяют процесс. Такими переменными являются:

1. Значение скорости;

2. Угол наклона траектории полета.

Автор настоящего изобретения также обнаружил путь эффективного нахождения баллистический захвата ВСТ при использовании относительно простого способа позиционирования вперед от х₀ до у, который является весьма надежным. Этот способ позиционирования вперед оказался способом 2Х2, при котором производят изменение двух переменных на Земле в ньютоновском алгоритме позиционирования, для достижения условий \У8В на Луне с использованием двух лунных элементов. При осуществлении указанного способа большинство представляющих интерес переменных на Земле в процессе разъединяются, что позволяет контролировать г_Е, ί_Ε, Ω_Ε. Далее приведены несколько примеров указанного способа.

Для того, чтобы осуществлять надежный поиск с Земли из заданной точки Х₀ до достиже23 ния условий \У8В на Луне в точке у, алгоритм должен сходиться к баллистическому захвату ВСТ с большими первоначальными ошибками при достижении желательных лунных условий. Независимые переменные, которые изменяют в точке х₀ для достижения указанных лунных условий, должны быть развязаны от возможно большего числа угловых элементов Земли, в том числе от ί_Ε, Ωε, Фе. Предполагается, что поиск проводят с периапсиды в момент времени Т_Е, ориентировочно равный нулю. Все три указанные угловые переменные могут быть достаточно ограниченными в зависимости от средства запуска. Например, для ракеты Апапие IV, ί_Ε = 7°, Ωε = 8° (^е§!), Фе = 178°.

Представляющие интерес переменные цели на Луне, которые должны удовлетворяться, представляют собой радиальное расстояние, г_М, и наклонение, ί_Μ. Для экспедиции В1ие Моои можно принять г_М = 2238 км, что отображает высоту 500 км, и 1_М = 90°. Выяснилось, что если космический корабль падает в направлении к Луне с расстояния около 1-1,5 млн км, вблизи от апоапсиды Земли, которая является ориентировочно эллиптической, то он попадает в лунную область слабой устойчивости \У8В. если геометрия Земля-Луна-Солнце является правильной.

Координатная система у Земли, которая требуется для осуществления алгоритма позиционирования в точке х₀, имеет сферические координаты, которые заданы при помощи г_Е, долготы α_Ε, широты 6_Е, величины скорости ν_Ε, угла наклона траектории полета Υ_Ε, и азимута траектории полета σ_Ε. Азимут траектории полета представляет собой угол от положительной оси ζ местной декартовой системы координат до вектора скорости Υ_Ε, = (х, у, ζ). Более конкретно, σ_Ε = сох^-1 (ζ/ν_Ε)

Была произведена фиксация г_е = 6563.94 км, что соответствует высоте 186 км для В1ие Мооп. Алгоритм позиционирования получали путем вариации ν_Ε, Υ_Ε для достижения г_М, ί_Μ. Был использован стандартный алгоритм Ньютона второго порядка, что может быть выражено символически как:

^VΕ^{, Υ}Ε^, Гм, 1м·

Была проведена проверка независимости ί_Ε, Ω_ε от ν_Ε, Υ_Ε, причем нашли, что поиск 2Х2, описанный выражением (1), не изменяет ί_Ε, Ω_ε. В результате, как только (1) сходится к баллистическому захвату ВСТ для заданных ί_Ε, Ω_ε, они могут быть изменены и (1) можно прогнать (повторно выполнить) еще раз. Это делают, взяв конвергированные значения ν_Ε, Υ_Ε, совместно с другими четырьмя фиксированными сферическими переменными, и трансформируя их в классические элементы. В классических элементах ί_Ε, Ω_ε изменяют по желанию.

Затем классическое состояние трансформируют обратно в сферические координаты. Новое сферическое состояние все еще будет иметь старые конвергированные значения ν_Ε, Υ_Ε (так как ν_Ε, Υ_Ε являются независимыми от ί_Ε, Ω_ε), однако, α_Ε, δ_Ε, σ_Ε будут изменены. Если это не слишком много, то (1) будет сходиться.

Указанным образом можно систематически приводить ί_Ε, Ω_ε к их желательньм значениям за счет повторного прогона (1) конечное число раз.

Остающейся переменной, которая не имеет управления, является ф. Имеются несколько подходов, которые могут быть использованы для управления этой переменной, начиная от выбора даты запуска с Земли до использования контуров или импликации маневра. Как правило, хорошей идеей является конструирование контуров времени полета (Т_£), ί_Ε, Ω_ε, ф_е за счет изменения Ω_Μ, ф_м. Данные для таких контуров получают за счет систематического изменения Ω_Μ, ф_м, и для каждой отдельной переменной, регулируя е_М таким образом, чтобы траектория в обратном времени возвращалась на Землю при том же самом радиальном расстоянии, то есть при помощи 1Х1 ньютоновского позиционирования е_М г_Е.

Для каждого значения (Ω_Μ, ф_м) проводят регистрацию значений (Т_£, ί_Ε, Ω_ε, ф_е). Эти группы (массивы данных) могут быть использованы любое число раз в контурных программах. Контуры указанных переменных могут быть полезны для определения областей параметрического пространства, в том числе даты запуска с Земли, причем в этих областях могут быть найдены желательные значения для ί_Ε, Ω_ε, ф_е.

Следует иметь в виду, что для запуска методики следует найти хорошее возможное значение (гипотезу) для ν_Ε, Υ_Ε и для других сферических переменных, чтобы (1) сходилось. Для этого существует несколько путей, одним из которых является переход к классическим элементам и выбор а_Е, е_Е так, чтобы космический корабль был на эллипсе апоапсиды между 1 и 1,5 млн. км, и чтобы расстояние периапсиды было на желательной высоте. Например, реалистичными являются значения а = 657,666 км, е = .9900. Могут быть проверены и другие переменные, чтобы определить, происходит ли сходимость (1).

Надежность (устойчивость к возможным воздействиям) выражения (1) показана в таблице 1, где отображено изменение ί_Ε на два градуса от случая предыдущего схождения при ί_Ε = 21.56° (данные ЕМЕ) до 19.56°. При проведении всего поиска сохраняли Ω_ε = 36.51°. Несмотря на то, что при первой итерации получили большое расстояние промаха, составившее 252,243 км, все же в результате добились сходимости. Результирующее время полета по итерации сходимости составило 93 дня, 5 ч, 13 мин.

Таблица 1. Итерации позиционирования

Итерация	νΕ	Υε	В\|Дсс	1м	Ем
1	10,992708088	1,310755264	252243,45	157,23	1.79
2	10,992996382	1,310755164	59489,90	54,70	.21
3	10,992972418	1,310755175	36675,56	56,85	.32
4	10,992950388	1,310755214	11753,77	54,34	.62
5	10,992928540	1,310604119	6286,67	67,74	.80
10	10,992752082	0,906403936	2237,74	89,93	.93
11	10,992751828	0,905723383	2241,06	90,03	.93
12	10,992751819	0,905724637	2238,00	90,00	.93

Проведенное обсуждение завершается документацией баллистического захвата ВСТ для В1ие Мооп, которая разработана для средства выведения (ракеты) Апаппе IV:

1. Вывод с Земли

Т: 16 июля 1997г. 06:16:55 (ЕТ) г_Е = 6563.94 км ν_Ε = 10.99 км/с 1е=7°

2. Апоапсида

Т: 22 августа 1997г. 11:48:08 г_Е = 1,370, 923 км ν_Ε = .215 км/с

3. Лунный захват

Т: 19 октября 1997г. 06:52:47 г_М=2238.00 км

У(Луна) = 2.08 км/с а_М = 84,217.12км ем = .97 1м = 90⁰

Этот баллистический захват ВСТ показан на фиг. 9.

На фиг. 10 приведен другой пример операционного баллистического захвата ВСТ, полученного при помощи интегрирования вперед в соответствии с настоящим изобретением. На фиг. 10 показана баллистическая лунная траектория захвата. Участок Ьед 1 этой траектории начинается на Земле, главным образом поблизости от Земли или на околоземной траектории, и идет до области слабой устойчивости ЗемляСолнце. Маневр 1 объединен с этим участком и может составлять, например, 11 м/с в области слабой устойчивости \УЗВ Земля-Солнце. Альтернативно, сила тяги может быть рассчитана таким образом, что объект движется на траектории в области слабой устойчивости \УЗВ ЗемляСолнце быстрее чем 11м/с или даже приходит в область слабой устойчивости \УЗВ при нулевой скорости.

Объект проходит зону Луны по участку 1 ориентировочно тремя днями позже. Дополнительно, объект доходит до конца участка 1 ориентировочно через полтора месяца. В области слабой устойчивости \УЗВ Земля-Солнце производят второй маневр на участке перемещения 1ед 2, который переводит объект из области слабой устойчивости \УЗВ Земля-Солнце на орбиту (лунного захвата) вокруг Луны. Указанный промежуток времени для перемещения по участку 1ед 2 занимает ориентировочно еще три месяца.

В то время как подход с обратным интегрированием требует работы в течение целого месяца для нахождения операционной области слабой устойчивости \УЗВ. предложенная новая методика с позиционированием вперед требует всего нескольких минут работы компьютера. Легко можно автоматизировать переход ί, Ω, ω к их желательным значениям, однако, это легко сделать и вручную. Следует иметь в виду, что предложенная методика позиционирования является только вариантом 2 Х 2, что означает, что имеются только две переменные управления и две искомые переменные.

Принимая во внимание природу баллистического вывода на траекторию (баллистического захвата), эта методика является элегантной.

Для осуществления указанной методики требуются следующие программные средства:

1. Цифровой интегратор с возможностью позиционирования;

2. Генератор исходных условий.

На фиг. 11 приведена блок-схема взаимодействия между цифровым интегратором 102 и генератором исходных условий ΙΟϋΕδδ 100 в соответствии с настоящим изобретением.

Интегратор является чрезвычайно точным и представляет собой стандартный интегратор 1 0-го порядка или же другой стандартный интегратор. Для позиционирования применен стандартный ньютоновский метод второго порядка. Указанный интегратор производит моделирование солнечной системы с научно достижимой точностью и использует планетарную эфемериду. Такая точность необходима потому, что предложенная методика позволяет получать операционные переходы (перелеты), которые желательны для осуществления реальных экспедиций и полетов.

Нашли, что генерируемые интегратором траектории имеют пренебрежимо малую ошибку по сравнению с реальной траекторией космического корабля. Интегратор-устройство позиционирования имеет автономную исходная программу, написанную на языке ΓΟΚΤΚΑΝ. Указанное программное обеспечение интегратораустройства позиционирования включено в пред27 варительную заявку на патент США № 60/ 036,864, которая включена в данное описание в качестве ссылки. Генератор исходных условий дает хорошую исходную гипотезу (возможное значение) для желательных переменных позиционирования в сферических координатах и позволяет производить изменение с приращением (инкрементом) ί, Ω, ω, что необходимо для обеспечения сходимости позиционирования.

Для интегратора - устройства позиционирования требуется точная планетарная эфемерида движения планет, которая представляет собой файл стандартных данных для планет. Этот файл, который именуется ΌΕ403 и может быть получен на 1РЬ, включен в данное описание в качестве ссылки. Он используется в астрономии и в космонавтике во всем мире.

Несмотря на то, что приведенное выше описание или процесс были сфокусированы на лунном захвате объекта, запущенного с Земли или с околоземной орбиты, указанный процесс может быть применен для межпланетных экспедиций и, опционно или преимущественно, в том случае, когда имеется гравитационный эффект солнца. Например, вместо перелета с Земли на Луну, что описано выше, можно выбрать другую пару космических объектов, например, перелет с Юпитера в область слабой устойчивости его спутника Европа. При этом может быть также осуществлен баллистический захват спутника Европа.

Следует иметь в виду, что физическая реализация перелета с Юпитера на его спутник Европа главным образом аналогична перелету Земля-Луна. Для приложения приведенного выше процесса для этого случая необходимо просто заменить слово «Земля» на «Юпитер» и слово «Луна» на «Европа». См., например, публикацию АА8 97-174, Тга|есЮгу Эе^ди Гот а Еигора ОтЫ1а1 Μίδδίοη, 8^ее15ет е! а1., (ЕеЬ. 1012,1997), которая включена в данное описание в качестве ссылки.

На фиг. 11А приведена детальная блоксхема взаимодействия между цифровым интегратором и генератором исходных условий. Как это показано на фиг. 11А, в методике в соответствии с настоящим изобретением применяют два различных типа переменных при поиске позиционирования, с использованием ньютоновского метода второго порядка (ΝΜ) 104 для устройства позиционирования и интегратора 1 0го порядка (I) 106 для цифрового транслирования (копирования) орбиты (или траектории) с Земли на Луну. Для устройства позиционирования использован поиск 2х2 (хотя может быть использован поиск и другого размера), то есть изменяют на Земле две переменные (из шести) и находят (отслеживают) две переменные (из шести) на Луне.

Наличие двух параметров (ί_Μ, г_м) на Луне является достаточным. Для устройства позиционирования преимущественно используют специальный набор из 6 переменных, именуемых сферическими координатами, две из которых изменяют таким образом, чтобы они достигали ί_Μ, г_м (само собой разумеется, что настоящее изобретение предусматривает использование различных переменных, которые могут быть выведены (получены) с использованием настоящего изобретения). Указанными шестью переменными являются г_Е, α_Ε, 5_Е, ν_Ε, Υ_Ε, σ_Ε. Двумя переменными, которые в действительности изменяют, являются ν_Ε, Υ_Ε. При хорошем выборе (при правильной гипотезе) для ν_Ε, σ_Ε получают сходимость позиционирования. Устройство ЮЕ88 100 обеспечивает хороший первоначальный выбор для νΕ, ΥΕ.

При работе устройства позиционирования используют интегратор I, причем этот интегратор используется много раз. Его задачей является определение путем итерации точных значений для ν_Ε, Υ_Ε = ν*_Ε, Υ*_Ε, таким образом, чтобы баллистический захват ВСТ доходил до Луны при желательных значениях ί_Μ, γ_μ. От ЮЕ88 требуется всего одна гипотеза в начале процесса позиционирования.

На фиг. 11В приведена другая детальная блок-схема взаимодействия между цифровым интегратором и генератором исходных условий. Только что полученная баллистическая траектория ВСТ идет с Земли с заданным орбитальным состоянием до Луны, где τ_Μ, ί_Μ достигают их желательных значений. В описанном на фиг. 1 1В процессе изменяют только νΕ, ΥΕ, а остальные четыре переменные г_Е, α_Ε, 5_Е, σ_Ε остаются фиксированными, поэтому в результате получаем шесть переменных г_Е, α_Ε, 5_Ε, ν*_Ε, Υ*_Ε, σ_Ε.

Для получения операционного баллистического захвата ВСТ, на Земле необходимы 6 параметров орбиты, что именуется орбитальным состоянием. Их получают ранее времени начала экспедиции, причем все они должны обычно удовлетворять другому набору переменных, связанных с указанными выше, но отличающихся от них. Эти переменные представляют собой α_Ε, е_Е, ί_Ε, Ω_Ε, ^_Е, Т_Е, которые именуют классическими переменными. Указанное выше конвергированное (со схождением) состояние 8 = г_Е, α_Ε, 5_ε, ν*_Ε, Υ*_Ε, σ_Ε позволяет получить конкретный набор классических переменных С = α_Ε, е_Е, ί_Ε, Ω_Ε, ^_Ε, Т_Е.

Вообще значения классических переменных это не совсем то, что требуется для проведения экспедиции, так как для нее необходимо конкретное значение ί_Ε = ί*_Ε, Ω_Ε, ^*_Ε, и обычно приходится прибегать к особому приему (хитрости) для его нахождения. Другие параметры α_Ε, е_Е, Т_Е определить легко, однако, это не выход. Если изменяется Ω_Ε, по той причине, что ν_Ε, Υ_Ε изменяются при использовании ньютоновского метода ΝΜ, то возникает осложнение. Однако ί_Ε, Ω_ε являются независимыми от ν_Ε, Υ_Ε, поэтому они остаются фиксированными при сходимости ΝΜ. Таким образом, после конвертирования (обеспечения сходимости) ΝΜ, ί_Ε, Ω_Ε могут быть скорректированы для получения слегка отличающихся значений, при этом ΝΜ опять должен сходиться. При применении для этого итерации, ί_Ε, Ω_Ε могут постепенно приходить к искомым значениям, при использовании процесса по блок-схеме фиг. 11А несколько раз. Наилучшим путем изменения ί_Ε, Ω_Ε является управление с учетом контурного пространства С, которое может быть найдено при помощи стандартных контурных программ (например, при помощи коммерческой программы ΤΌΝΤ). Последней остающейся переменной является которая изменяется при работе ΝΜ, однако, это изменение незначительное и эта переменная также может быть приведена к ее желательному значению.

Суммируя, можно сказать, что описанный на фиг. 11В процесс применяют многократно при повторной итерации до тех пор, пока ί_Ε, Ω_Ε не получат желательные значения, причем для содействия этому применяют стандартные контурные программы. Затем \У|, приводят к желательному значению за счет повторного применения необходимое число раз описанного на фиг. 11В процесса.

В соответствии с другим вариантом настоящего изобретения также предлагаются орбитальные системы, полезные для перемещений по орбитам Земля-Луна, Земля-Земля, ЛунаЗемля/ Земля и/ или для проведения межпланетных экспедиций, причем в указанных системах используют границы области слабой устойчиво сти для вывода на орбиту и/ или для проведения изменений наклонения. Автор настоящего изобретения пришел к выводу о том, что стартовое положение от Земли для баллистического вывода на траекторию ВСТ, рассчитанного при помощи указанной методики, может быть на любой высоте, подходящей для любого средства запуска, в том числе и для строящейся международной космической станции Альфа, с использованием, например, революционного одноступенчатого вывода на орбиту транспортного средства, известного как УепШге 81аг, с применением ракетных двигателей нового типа, которые разрабатываются фирмой Локхид.

Автор настоящего изобретения также пришел к выводу о том, что ВСТ имеет ключевую характеристику, которая позволяет обеспечить существенную экономию ЭеЙа-У (изменения скорости) при изменении наклонений для спутников на орбите Земли, что описано далее более подробно.

Когда спутник подходит к Луне в точке у баллистического захвата, то пренебрежимо малое ЭеЙа-У может заставить его покинуть Луну при инверсном баллистическом захвате, именуемым баллистическим сходом с орбиты ΒΕΤ (ВаШкйс ΕίοοΙίοη ТгшъГсг). который приводит спутник назад к Земле из области слабой устойчивости \У8В на любую желательную высоту и наклонение (см. фиг. 13).

Это свойство следует из того числового факта, что пренебрежимо малое изменение эксцентриситета е относительно Луны для космического корабля в области слабой устойчивости ^8В будет вызывать сход с орбиты Луны. Автор настоящего изобретения пришел к выводу о том, что ΒΕΤ симметричен ВСТ, причем захват Луной на ВСТ происходит при нулевом ЭсНа-У и сход с орбиты Луны на ΒΕΤ происходит при нулевом ЭсНа-У. Указанному может способствовать незначительное увеличение эксцентриситета орбиты при нахождении в области \У8 В для перехода на ΒΕΤ с желательными свойствами, когда подход к Земле достигается на переапсиде Е₂.

Более точно, нахождение в области \У8В означает, что е < 1 в момент времени ΐ = ίο. Удаление от Луны в более поздний момент времени ί = ί₁ > ίο означает, что е(1₁) > 1. Незначительное изменение е в момент времени ί₀ означает, что произошло изменение е до нового эксцентриситета е (ί₀) е (ί₀) + δ, где δ является пренебрежимо малым. (В примере, приведенном ранее на фиг. 9, баллистический захват в области \У8В на высоте 1οο км над северным лунным полюсом подразумевает, что е = .94. Увеличение е в четвертом десятичном разряде приводит к более позднему сходу с орбиты Луны в момент времени ί = ί₁, который отличается от ίο только на несколько часов. Изменение е в четвертом десятичном разряде эквивалентно тому, что незначительное Эе11а-У вызывает сход с орбиты. В этом случае δ = .000а. где а > 0 представляет собой целое число 1,2, ...,9).

Для получения ΒΕΤ с желательными значениями й_Б, ί_Ε, спутник должен выйти из области \У8В в правильном направлении и в нужный момент времени. Автор настоящего изобретения пришел к выводу о том, что наличие симметрии в проблеме трех тел доказывает существование ΒΕΤ с возвратом на Землю, ориентировочно симметричной ВСТ по положению и пространству скорости. Использованная для доказательства модель близка к идеализированной ограниченной проблеме трех тел между Землей, солнцем и спутником, когда такая симметрия должна существовать. При нахождении спутника за пределами области \У8В после схода с орбиты или после захвата, эффект притяжения Луны является пренебрежимо малым. В фиксированной относительно солнца системе координат с центром на Земле, в которой ось х является линией Земля-Луна, ΒΕΤ может быть ориентировочно получена из ВСТ путем отражения относительно этой оси. Метод с интегрированием вперед позволяет их точно находить. Это свойство и его применения обсуждаются далее в следующем разделе.

Указанное свойство имеет важные последствия, так как оно позволяет решить проблему снижения по мере возможности объема (диапазона) Эека-У. необходимого для изменения наклонения спутников на орбите Земли.

Этот факт может быть объяснен следующим образом. Начнем со спутника на случайной эллиптической орбите, Е_ь относительно Земли с наклонением 1_Ед. Если желательно изменение наклонения на другое значение ί_Ε,₂, то тогда следует провести стандартный маневр, для чего требуется ЭеНа-У. Этот маневр проводят на периапсиде. Чем больше изменение наклонения, то есть Δί_Ε = | ί_Ε,₂ - ί_Ε.! |, тем больше ЭеНа-У (то есть Δνθ. Например, если эллиптическая орбита относительно Земли является круговой на высоте й_Е, с соответствующей круговой скоростью У_с, то тогда получаем формулу ,\ν 2\ .8ίιι(.\ί../2).

Этот маневр производят нормально к плоскости орбиты (см. фиг. 14). Задачей является снижение величины Δν_Ε

Это можно сделать, например, путем перевода спутника с его исходной эллиптической орбиты Е₁ с наклонением ί_Ε,ι за счет проведения маневра Δν1 у периапсиды эллипса. После этого спутник начнет удаляться от Земли. В некоторый более поздний момент времени, при достаточном удалении спутника от Земли в подходящем местоположении, производят маневр Δν₂ для возвращения спутника к Земле, к периапсиде эллипса Е2, который аналогичен Е1, за исключением наклонения, которое изменилось на ΐ_Ε,2· У периапсиды проводят окончательный маневр Δν₃. чтобы спутник перешел на окончательную орбиту Е₂ (фиг. 15).

Производят сравнение Δν_[ с суммой Σ = Δν₁ + Δν₂ + Δν₃, которую желательно иметь меньше ΔΜ (Σ<ΑΥ[). Это может быть в том случае, когда величина Δί_Ε относительно велика, а Δν₂ относительно мала. Экономия ОеЙа-ν составляет Δν[ -Σ.

Одним из путей минимизации Δν2 является использование Луны (лунного притяжения). Попытка сделать это предпринята в патенте США Νο. 5,507,454 на имя Далка (Ι. Эи1ск). который включен в данное описание в качестве ссылки и в котором использована стандартная техника содействия лунной гравитации. Спутник прежде всего переводят в окрестность Луны за счет перелета Хомана (Нойтаии). Затем он летит под воздействием лунного притяжения в правильном направлении и с нужной скоростью, при этом производят два или три маневра для изменения Δν2. После этого спутник может быть возвращен на орбиту Земли за счет обратного перелета Хомана, когда наклонение изменяют от исходного значения 1_Ед на ί_Ε,₂.

Этот способ является работоспособным, однако, Δν2 составляет ориентировочно 600 м/с.

Размеры указанного маневра ограничивают применимость этого способа только для эллипсов с достаточно большим эксцентриситетом, потому что для обеспечения экономии при наличии указанного большого маневра необходимо иметь достаточно малый окончательный маневр Δν₁, Δν₃. Возможность осуществления этого представляется при возможно больших эксцентриситетах Е_ь Е₂, то есть при наиболее близком приближении к 1. Размер такого маневра будет максимальным, когда эксцентриситеты равны 0 для круговых околоземных орбит. Это происходит потому, что больший эксцентриситет означает, что скорость на периапсиде эллипса является более высокой.

Поэтому требуется меньшее значение скорости, чтобы спутник сошел с эллипса и подошел к Луне по хомановскому переходу или же был вновь захвачен Землей при другом обратном хомановском переходе. Метод Далка ограничен случаем или применим для орбит типа геоперехода, которые имеют большой эксцентриситет. Метод Далка относительно мало что дает в смысле экономии для низких круговых орбит.

Автор настоящего изобретения пришел к выводу о том, что новый способ, который позволяет обеспечить гораздо лучшую экономию Δν_[, может быть получен за счет использования баллистического лунного захвата в области \У8В. Это происходит потому, что обсуждавшееся ранее свойство в данном случае подразумевает Δν₂ = 0.

Следует иметь в виду, что баллистический лунный захват совершенно отличен от стандартного содействия гравитации. При содействии гравитации гравитационное взаимодействие спутника с Луной моделируется в простой системе двух тел и не включает в себя Землю. Баллистический захват Луной в системе двух тел невозможен, так как в формулировке двух тел между Луной и, например, спутником, космическим кораблем или другим объектом, область \У8В не существует. Баллистический захват существует в модели трех тел между спутником или космическим кораблем, Луной и Землей, так как в этой формулировке область \У8В существует. Собственно ВСТ существует в более сложной формулировке четырех тел между спутником, Луной, Землей и Солнцем и не существует, если в модель не включено солнце.

Необходимость иметь Δν2 = 0 является весьма важной, причем при использовании ВСТ и ВЕТ можно получить существенно лучшую экономию по сравнению с ранее существовавшими методами. Кроме того, данный новый способ также является существенным для низких круговых околоземных орбит, которые широко применяются в системах связи и для которых не могут быть применены другие известные методы, как это было показано выше.

Более конкретно, в соответствии с данным новым способом прежде всего производят маневр АУ1 для перевода спутника на траекторию баллистического вывода ВСТ к Луне из Е₁, например, у периапсиды. Указанный способ и точный алгоритм для его осуществления описаны в предварительной заявке на патент США Νο. 60/036,864, поданной 4 февраля 1997 г., которая включена в данное описание в качестве ссылки, причем указанный алгоритм вкратце обсуждается далее, хотя возможно применение и других аналогичных алгоритмов с получением аналогичных результатов. Выяснилось, что значение АУ₁ является ориентировочно таким же, которое требуется для хомановского перехода, так что в данном случае нет существенной потери при выводе на ВСТ.

Баллистический захват ВСТ позволяет привести спутник к слабому лунному захвату в области слабой устойчивости А8В на желательной высоте й_ъ по истечении 80-100 дней полета. Это определяет эксцентриситет еь и полубольшую ось а_ь. Наклонение 1_Ь и другие лунные элементы, такие как аргумент периапсиды (>)|. и узел Ω|.. выбирают таким образом, чтобы спутник мог быть возвращен на Землю с желательным наклонением 1_Е,₂ относительно Земли и высотой периапсиды й_Е, которая требуется для Е₂. Спутник возвращается к Земле по траектории баллистического схода с орбиты ВЕТ за счет незначительного изменения лунных элементов. Точный алгоритм описан ниже, хотя возможно применение и других аналогичных алгоритмов с получением аналогичных результатов.

Спутник приходит к земной периапсиде через 80-100 дней после выхода из области А8В. Спутник должен находится в области А8В возможно более короткое время, так как она является хаотической областью. Однако небольшой стабилизирующий маневр малой амплитуды может быть приложен непосредственно после баллистического захвата, так что спутник может находиться на орбите Луны месяц или более того, если требуется синхронизация. Затем после обеспечения синхронизации производят небольшой маневр для перевода спутника на траекторию ВЕТ к Земле. Это подразумевает ЛУ₂ ~ 0. Когда спутник возвращается к периапсиде Земли, прикладывают АУ₃ для перевода спутника на желательную эллиптическую орбиту Е2.

Этот маневр ориентировочно такой же, как и для обратного хомановского перехода, так что нет существенной потери при переводе спутника на траекторию ВЕТ к Земле у периапсиды Е₂. Символически можно записать:

Е₁ ^АУ | ВСТ ^захват Луной^ЛУ₂~0^ВЕТ

ЛУ₂^Е₂ (см. фиг. 16А-16В).

К изложенному можно сделать два следующих замечания. Первое состоит в том, что время полета может составлять 160-200 дней. Это следует учитывать при изучении полной экономии Эе11а-У. Другое замечание связано с общностью предложенного способа. Везде предполагалось, что форма и размер Е1 остаются неизменными, то есть не меняются е_Е, а_Е, й_Е, что бывает не всегда, так как в ходе изменения 1_Е,₁ могут быть предусмотрены изменения и этих трех элементов. Преимущественно в более общем случае можно предположить, что Е2 может иметь значения Ь_Е, е_Е, а_Е, которые отличаются от соответствующих значений для Е₁. Переменная 11_Е представляет собой высоту над Землей либо исходной эллиптической орбиты Е₁, либо окончательной эллиптической орбиты Е2, причем может быть установлено любое значение этой переменной Ь_Е. Поэтому в дополнение к получению произвольного изменения наклонения эта методика дает произвольное изменение высоты.

Основной компьютерный процесс или алгоритм способа с интегрированием вперед описаны в предварительной заявке на патент США Νο. 60/036,864, поданной 4 февраля 1997 г., которая включена в данное описание в качестве ссылки, хотя, как это уже упоминалось ранее, могут быть использованы также и другие функционально аналогичные алгоритмы. Далее приведено краткое изложение этого способа. На высоте периапсиды Ь_Е, производят изменение переменных Е₁, У_Е, У_Е для попадания в лунную область А8В с желательными ί_Ε, й_Е. Этот способ представляет собой квадратичный ньютоновский способ позиционирования, в котором совместно с точным цифровым интегрированием использована стандартная планетарная эфемерида ЭЕ403. Обычно требуется достаточно хорошая гипотеза для У_Е, У_Е, чтобы иметь сходимость позиционирования. Указанное описано в предварительной заявке на патент США № 60/036,864, поданной 4 февраля 1997 г. Символически, ^УΕ^{, У}Е Е 6_Е

Свойством указанного алгоритма является то, что О_Е, 1_Е остаются фиксированными, так что они могут быть систематически приведены к их желательным значениям для Е₁ за счет повторного применения алгоритма позиционирования. Переменная ю_Е может быть привязана за счет использования контурных графиков параметров Земли, описанных в предварительной заявке на патент США № 60/ 036,864, а также за счет ее приведения к желательному значению за счет повторного применения алгоритма позиционирования. В данном алгоритме время подхода к Луне при баллистическом захвате, которое сокращенно называется Α/Ό, также является свободным параметром. Момент времени, когда ВСТ покидает периапсиду Е_ь именуется датой выведения на орбиту Ι/Ώ.

Указанным образом точный баллистический захват ВСТ может быть выработан при помощи компьютера, который удовлетворяет всем требующимся орбитальным элементам для Е₁ желательной даты выведения на орбиту Ι/Ώ. Эту операцию проводят для ВСТ, показанного на фиг. 9. Конвергированное значение ν_Ε дает следующее Δν₁ при вычитании значения скорости Е1 у периапсиды:

^Δν1 = ^νΕ ^- ^^ОтЕ ^{(1 + е}Е1^)/гЕ где е_Е = е_Е1 представляет собой эксцентриситет Е_ь т_Е является массой Земли, а О представляет собой коэффициент гравитации. Δν₁ увеличивает скорость Е₁ у периапсиды, так что спутник может войти в область баллистического захвата ВСТ.

При подходе спутника к Луне в момент Α/Ώ у лунной периапсиде при баллистическом захвате в области \У8В, производят определение элементов 1_ъ, 11,.. е_ъ, поэтому значение ЭеНа-ν равно нулю. Остальными элементами являются □ь, Юл, φι, где ф_ъ представляет собой эксцентрическую аномалию. Так как в соответствии с настоящим изобретением предусматривается, например, использование оскулирующей лунной периапсиды, то ф|,=0, и поэтому этот элемент также является заданным элементом. Таким образом, Ω_Ε, \\у являются свободными. Предполагается, что эти элементы находятся в правильном местоположении в параметрическом пространстве, чтобы позволить произвести следующее позиционирование на Землю с использованием ВЕТ.

Если же это не так, то тогда, как это определил автор настоящего изобретения, небольшой маневр стабилизации, ориентировочно 1 0 м/с, достаточен для того, чтобы спутник не выходил из области \У8В Луны в течение ориентировочно одного месяца (см, например, ссылку 6, имеющуюся в предварительной заявке на патент США № 60/036,864, поданной 4 февраля 1997 г., которая включена в данное описание в качестве ссылки, по определению вместе со всеми имеющимися в ней ссылками). Это дает достаточно времени для перемещения спутника в желательную для указанных элементов область параметрического пространства. Автор настоящего изобретения определил, что спутник может вращаться вокруг Луны в области \У8В с незначительной ОеНа^, так как его движение динамически сбалансировано и поэтому является достаточно чувствительным, так что небольшой маневр достаточен для обеспечения этого вращения. Эти маневры в совокупности должны составлять около 1 м/с. Указанный способ может быть также использован для обеспечения хранения оборудования в области \У8В Луны в течение любого заданного промежутка времени.

При проведении нацеливания (позиционирования) с Луны на периапсиду Земли с заданными значениями Ь_е, ί_Ε,₂ для Е₂ снова используется, например, способ с интегрированием вперед, однако, при старте с Луны вместо Земли. Используют изменение ν_Ε, Υ|. на высоте к. для задания Ь_е, ί_Ε,₂, где ν_Ε представляет собой значение скорости относительно Луны. Символически, ^Υι, Ье, 1е,2

Сходимость этого алгоритма приводит к баллистическому сходу с орбиты ВЕТ. Поэтому для ВЕТ могут быть использован такой же алгоритм позиционирования и такая же программа, что и для ВСТ. Программа позволяет также получить желательную траекторию, при времени полета спутника 80-100 дней. Время Α/О прихода к периапсиде Земли для Е2 определяют после схождения алгоритма позиционирования, так как Α/О представляет собой свободный параметр при поиске позиционирования.

Дата Ι/Ώ схода с лунной орбиты ВЕТ, совместно с ί_Ε, Ω|,· которые являются фиксированными в соответствии с алгоритмом способа с интегрированием вперед, могут быть изменены вручную для получения заданных значения Ω_Ε, ω,. для Е₂ у периапсиды Земли. Значение Эе11аν, требующееся в соответствии с алгоритмом позиционирования, составляет, например, ориентировочно менее 1 м/с. Таким образом, полное изменение (ОеКа-У), использованное после захвата спутника луной, составляет ориентировочно 11 м/с. Таким образом, для Δν2 в результате получаем Δν₂ ~ 0.

Автор настоящего изобретения нашел, что у периапсиды Земли требуется маневр Δν3, который снижает скорость ν_Ε ВЕТ до скорости Е₂, что может быть определено по формуле:

Δν₃ = νΕ - тЕ(1 + еЕ2)/гЕ в которой еЕ = еЕ2 представляет собой эксцентриситет Е2.

Преимущественно, в более широком аспекте можно предполагать, что Е2 имеет значения Ь_е, е_Е, а_Е, отличающиеся от соответствующих значений для Е₁. Переменная Ь_е представляет собой высоту над Землей либо исходной эллиптической орбиты Е₁, либо окончательной эллиптической орбиты Е₂, причем может быть установлено любое значение этой переменной Ь_е. Поэтому, в дополнение к получению произвольного изменения наклонения, эта методика обеспечивает также произвольное изменение высоты.

Краткое изложение методики

I. ВСТ с Е1 до баллистического лунного захвата.

При Ι/ϋ = Ι/Ώ у периапсиды Е₁ со значениями Ь_е, ί_Ε,! применяют способ с интегрированием вперед, определенный выражениями (1), для нахождения ВСТ. Затем приводят Ω_Ε, ω_Ε к их желательным значениям с использованием повторного применения выражений (1). Конвергированное значение ν_Ε позволяет получить Δν1 за счет использования выражения (2). Дату подхода к Луне А/О₁ определяют по способу с интегрированием вперед как свободную переменную.

II. Подход к Луне и определение ВЕТ.

В определенную дату А/О₁, ВСТ выходит на периапсиду Луны с параметрами 11|.. 1_Ь, которые соответствуют операции I, причем Δν₂ = 0. Производят стабилизацию за счет добавления, например, ориентировочно 10 м/с. При скорости, например, около 1 м/с перемещают спутник для достижения желательных значений О_ь, фъ, так чтобы баллистическая траектория ВЕТ могла быть успешно нацелена на Землю. По истечении времени Т от даты А/О₁, применяют способ с интегрированием вперед, определенный выражением (3). Вручную регулируют О_ь, ф|, и вновь применяют способ с интегрированием вперед, для нахождения Ω_Ε, ω_Ε, которые необходимы для Е2. Наконец, находят ВЕТ при условии Ι/ϋ₂ = А/О₁ + Т. ВЕТ достигает периапсиды Земли в момент А/О₂.

III. ВЕТ с Луны до Е2.

ВЕТ достигает периапсиды Е2 при Ь_Е, 1_Е,₂ в момент А/О₂, как это было определено в соответствии с операцией II. Элементы 1_Е,₂, О_Е, ф_Е подходят для Е2. Остальные элементы аЕ, еЕ для Е2 могут быть удовлетворительными после применения Δν₂ в соответствии с выражением (4).

Несмотря на то, что в соответствии с операциями Ι-ΙΙΙ предусмотрена определенная вычислительная методика, могут быть использованы и другие методы вычислений (если они есть), которые функционально эквивалентны для выполнения основных функций, а именно:

I. Нахождение ВСТ с орбиты Е1 до баллистического лунного захвата;

II. Подход к Луне и определение ВЕТ; и

III. Нахождение ВЕТ с Луны на Е2.

Более того, указанный способ может быть использован для любой области в космическом пространстве, которая имеет свойства У3В, подходящие для определенной формы баллистического захвата. Кроме того, природа как ВСТ, так и ВЕТ облегчает эффективность и выполнимость вычислений.

Сравнения экономии БеИа-У

Далее проведено краткое сравнение полной экономии ОеИа-ν приведенного здесь способа, который можно назвать способом изменения наклонения У 3В, ХУ 3 В Шсйпайоп СБапде МеДюД, или сокращенно, ХУ3В4СМ, со стандартным путем осуществления маневра для единичного изменения наклонения у периапсиды Е1, который можно назвать классическим способом С1а881са1 Ме1йоД или сокращенно просто СМ. Способ ХУ3В4СМ также сравнивают со способом, описанным в ссылке (8), который можно назвать НоЬтапи [пс11па11оп СЬапде МеДюД, или просто Н-1СМ.

Сравнение проведено для случая изменения наклонения орбиты спутника, находящегося на круговой орбите Земли на высоте 700 км. Изменение наклонения для этого примера в случае перехода от 1_Е,₁ = 34° до 1_Е,₂ = 90° предусматривает Δ^ = 56°. Наклонение 34° ориентировочно соответствует наклонению для VаиДеиЬегд АЕВ в Калифорнии. Этот тип изменения наклонения может быть применим для спутников сети Те1еДейс. Кроме того, сеть ШДшт также планирует запускать спутники на низкие круговые полярные орбиты. Рассчитали, что как для способа У3В4СМ, так и для способа НΚ',’Μ Δν₁ = Δν₃ = 3.080 км/с. Из ссылки (8), Δν₂ « 670 м/с для Н4СМ. Для ХУ3В4СМ Δν₂ « 0. Для СМ при изменении наклонения Эе11а-У равно 7.050 км/с. Если предположить, что Δν1 представляет собой полное изменение Ие11а-У, использованное для изменения наклонения, то тогда для У3В4СМ, Н4СМ, СМ мы имеет соответствующие значения Δν₁ = 6.160, 6.830, 7.050 км/с.

Это дает соответственно процентную экономию относительно способа СМ, составляющую 13,3,0%. Таким образом, экономия способа ХУ3В4СМ существенно превышает экономию двух других способов, ориентировочно на 13%. Указанные данные сведены в табл. 1 и 2 в конце описания заявки. Способ ХУ3В4СМ дает в основном улучшение относительно способа СМ при Δί|. > 49% в случае круговых орбит на высоте 700 км, хотя возможна экономия и для других Δφ. Типично критическое значение зависит от высоты периапсиды и эксцентриситета Е1, Е2.

Другим интересным случаем является изменение наклонения круговой орбиты на указанной высоте 700 км от 7 до 90°. Это может быть применено для случая средства запуска (ракеты) Апаппе ГУ или Апаппе ν. В случае СМ имеется значение 9.945 км/с. Способ ХУ3В4СМ позволяет снизить это значение на 38%, до такого же значения, что и в предшествующем параграфе, а именно, до 6.160 км/с. Это означает, что ракета Апаппе Щ или Апаппе ν может быть использована с таким же улучшением на 13%, при использовании способа ХУ3В4СМ для изменения наклонения до 90 от 7°, в сравнении со способом СМ.

Следует подчеркнуть, что степень улучшений ОеЙа-ν зависит от высот периапсиды, эксцентриситетов и наклонений Е1, Е2. Было отмечено, что при сравнении с примером, приведенным в ссылке (8) для околоземных орбит типа геоперехода, способ ХУ3В4СМ дает улучшение относительно Н4СМ ориентировочно на 33%.

Эта экономия Оейа-ν при ее пересчете в экономию массы космического корабля с использованием уравнения ракеты, позволяет, за счет уменьшения массы ракетного топлива, выводить на орбиту большее число спутников при помощи данного средства вывода. Кроме того, при меньшей полезной нагрузке можно использовать средство запуска меньшего класса. Обе указанные возможности могут иметь коммерческое значение для спутниковой сети, используемой в системах связи.

На фиг. 17 показан основной центральный процессорный блок (компьютер) 218, который может быть использован для внедрения способа обработки информации в соответствии с одним из вариантов описанных здесь ранее способов в соответствии с настоящим изобретением. Показанная на фиг. 17 компьютерная система 218 включает в себя центральный процессорный блок 234, который имеет накопители 236 и 238. Обозначение 236 и 238 для накопителей является чисто символическим и обозначает, что определенное их число может быть использовано в данной компьютерной системе. Обычно используют накопитель на гибком магнитном диске 236 и накопитель на жестком диске, который на фиг. 17 не показан ни внутри, ни снаружи, а также накопитель на компакт-диске СЭ КОМ, обозначенный в виде слота 238. Число и тип накопителей может быть различным для различных конфигураций компьютера. Компьютер имеет также монитор 240 для вывода на него (визуальной) информации. Обычно в системе имеется также клавиатура 242 и мышь 244, которые представляют собой средство ввода со стандартным интерфейсом.

На фиг. 18 приведена блок-схема внутренних аппаратных средств компьютера, показанного на фиг. 17. Как это показано на фиг. 18, шина данных 248 использована в качестве основного тракта информации для обеспечения связи между элементами компьютерной системы. Центральный процессорный блок (ЦП) 250 представляет собой устройство, в котором производятся вычисления и осуществляются логические операции, требующиеся для выполнения программы. Постоянное запоминающее устройство (ПЗУ) 252 и запоминающее устройство с произвольной выборкой (ЗУПВ) 254 образуют основную память компьютера и могут быть использованы для хранения данных моделирования.

Дисковый контроллер 256 взаимодействует с одним или несколькими накопителями на магнитных дисках с использованием системной шины 248. Таким накопителями могут быть накопители на гибких магнитных дисках, такие как 262, внутренние и внешние накопители на жестких дисках, такие как накопители 260, а также компакт-диск СО КОМ или цифровой видео диск ΌνΌ (άίβίΐαΐ У1бео б181<8), такой как 258. Интерфейс 264 подключен к монитору 240 и позволяет выводить информацию с шины 248 на монитор 240. Сообщение с внешними устройствами может быть обеспечено при помощи портов связи 266.

На фиг. 19 показан пример запоминающего устройства, которое может быть использовано в качестве накопителя, такого как 262 на фиг. 18 или 236 на фиг. 17. Обычно запоминающее устройство, такое как накопитель на магнитном диске, СО КОМ или цифровой видео диск Όνο содержит, среди прочего, программную информацию для управления компьютером, так чтобы компьютер мог выполнять функции проверки и развития в соответствии с предусмотренным для описанной здесь компьютерной системы.

Несмотря на то, что показана система обработки, которая включает в себя единственный процессор, единственный накопитель на жестком диске и единственное локальное запоминающее устройство, система обработки также может быть снабжена множеством процессоров или устройств хранения информации, или их комбинацией. Указанная система обработки в действительности может быть заменена любой подходящей системой обработки (или скомбинирована с ней), которая работает в соответствии с принципами настоящего изобретения и включает в себя сложные (продвинутые) вычислительные устройства, настольные универсальные компьютеры, миникомпьютеры, суперкомпьютеры и переносные компьютеры типа ноутбук, а также вычислительные сети с комбинацией указанных компьютеров.

Архитектура обычных вычислительных систем обсуждается более подробно в книге СошриЮг Огдашхабоп апб ЛгсЫ1ес1иге, У1Шат 81а11тд8, МасМШат РиЬНкЬтд Со.(3гб еб. 1993); вопросы проектирования обычной сети вычислительных систем обсуждаются более подробно в книге Эа1а №1\\όγ1< Ое81дп, Оаггеп Ь. 8ро1т. МсОга^-НШ, 1пс. (1993), а общие вопросы передачи данных обсуждаются более подробно в книге Эа1а СоттишсаПопк Ргтс1р1ек. Κ.Ό. Οίΐ1т, РР. Науек апб 8.В. ХУепМат Р1епит Ргекк (1992), а также в книге Т1е ΐπνίπ НапбЬоок оГ Те1есоттишсаПоп8. 1атек Напу Огееп, ΐπνίπ РгоГе551опа1 РиЬНкЬтд (2пб еб. 1992). Каждая из указанных публикаций включена в данное описание в качестве ссылки.

В соответствии с альтернативным вариантом осуществления настоящего изобретения, упомянутый выше процессор, в особенности микропроцессорная схема, могут быть заменены любой подходящей схемой обработки информации (или скомбинированы с ней), которая включает в себя программируемые логические устройства, такие как РАЬк (ргодгаттаЬ1е аггау 1одю, программируемые матрицы логики) и РЬАк (ргодгаттаЬ1е 1одю аггау, программируемые логические матрицы), цифровые процессоры для обработки сигналов 08Рк (б1дба1 81дпа1 ргосеккогк), программируемые пользователем матрицы логических элементов РРОАк (Пе1б ргодгаттаЬ1е да1е аггаук), интегральные схемы специального применения А81Ск (аррбсаПоп кресШс пИедШеб спсийк), сверхбольшие инте41 гральные схемы УЪ815 (уегу 1агде §са1е 1п1сдга(сН спсшй) и т.п.

Можно указать, что стартовое положение с Земли для ВСТ, рассчитанной в соответствии с описанной здесь методикой, может находиться на любой высоте, желательной для средства запуска, например, для такого как строящаяся международная космическая станция Альфа, с использованием, например, революционного одноступенчатого вывода на орбиту транспортного средства, известного как УеШиге 81а г, с применением ракетных двигателей нового типа, которые разрабатываются фирмой Локхид. Использование области РВ позволяет производить другие переходы с малой энергией к астероидам и Марсу, а также из этих местоположений, с использованием так называемого резонансного биения.

Подводя итог, можно сказать, что предложенная методика позиционирования вперед для получения операционных баллистических захватов ВСТ существенно проще для применения и быстрее, чем обратный подход. Она представляет собой методику 2 Х 2, позволяет производить расчет захватов ВСТ в ходе прямого процесса и является надежной. Захваты ВСТ могут быть рассчитаны для любых стартовых положений относительно Земли или для условий подхода к Луне.

Как было указано здесь ранее, один из путей существенного снижения полного Эека-У (изменения скорости) для изменения наклонения спутника, вращающегося на эллиптической орбите вокруг Земли, указан в предварительной заявке на патент США № 60/041,465, поданной 25 марта 1997г., а также в соответствующей заявке РСТ № РСТ/И8 98/05784, которые включены в данное описание в качестве ссылки. Этот путь представляет собой так называемый способ \У8В. где \У8В является сокращением (акронимом) от выражения \Уеак 81аЫ1йу Воипйагу, область слабой устойчивости. Проведено сравнение указанного снижения с классическим путем изменения наклонения, что осуществляется при помощи единственного маневра АУ₁, измеренного в км/с, у периапсиды исходной эллиптической орбиты Е1 с наклонением 1_Е1, причем указанный маневр производят нормально к плоскости орбиты. Это вызывает переход с Е1 на другую эллиптическую орбиту Е2, которая имеет такой же эксцентриситет и высоту периапсиды, что и орбита Е1, однако, с новым наклонением ΐ_Ε2. Это показано на фиг. 3 в предварительной заявке на патент США № 60/041,465, а также на фиг. 14 настоящего изобретения.

Для сравнения можно указать, что в соответствии со способом \У8В применяют, например, три маневра АУ₁, где ί = 1,2, 3. Первый маневр производят на периапсиде Е1 на высоте й_Е1, при эксцентриситете е_Е1, в направлении движения. Этот маневр АУ₁ позволяет направить спутник к Луне с осуществлением баллистического вывода на траекторию (баллистического захвата) ВСТ (ВаШкйс СарШге Тгаиккег). Спутник приходит ориентировочно через 85 дней в область \У8В на желательной высоте й_Е относительно Луны и с наклонением 1_Ь. Позже спутник уходит от Луны при помощи небольшого маневра АУ₂ ~ 0 и возвращается на Землю за счет ВЕТ ориентировочно еще через 85 дней (ВЕТ означает ВаШШс Е|ес11оп Тгаиккег, баллистический сход с орбиты). Окончательный маневр Δν₃ производят на желательной высоте й_Е2 периапсиды, чтобы вновь вывести спутник на эллиптическую орбиту Е2 вокруг Земли с желательным наклонением ί_Ε2 и эксцентриситетом е_Е2, причем, в более общем случае, Ь_Е1, е_Е1 не обязательно равны Ь_Е2, е_Е2. Полное время полета составляет ориентировочно 170 дней.

Эта методика показана, например, на фиг. 5 в предварительной заявке на патент США № 60/ 041,465, а также на фиг.15-16Ь описания настоящего изобретения. Для простоты на указанных чертежах эксцентриситеты и высоты периапсид Е1, Е2 сохранены неизменными. Как это было показано здесь ранее, при определенных условиях,

Σ = Δν + Δν₂ + Δν₃ < Δνι.

Это позволяет обеспечить существенную экономию полного изменения Эека-У в различных ситуациях, например, в случае важного применения при изменении наклонения от 34°, в УапйепЬегд АРВ, до 90° для круговых орбит на фиксированной высоте 700 км, что может быть применено в области систем связи, причем экономия в данном случае составляет 13% по сравнению с классическим методом.

Экономия 13% является существенной и может быть использована для достижения существенной экономии ракетного топлива или, что эквивалентно, массы. Это, в свою очередь, может привести к уменьшению массы спутника, а более легкий и меньший по размерам спутник может быть создан при помощи новых способов проектирования. Это позволяет также производить одновременно запуск на орбиту большего числа спутников.

С другой стороны, даже без применения новых способов проектирования спутников, более легкий спутник позволяет использовать более легкое (менее мощное) средство запуска на орбиту. В табл. 2 в предварительной заявке на патент США № 60/041,465 показано, что достигнута экономия на 36% полного Эека-У для изменения наклонения от 7 до 90° в сравнении со стандартным методом. Это обеспечивает конкурентоспособность средства запуска Апапие по сравнению с выводом на орбиту с космодрома в Вандерберге (УапйепЬегд).

Областью улучшения для способа \У8В является то, что время полета составляет ориентировочно 170 дней. Способ \У8В основан на догадке автора настоящего изобретения, связанной с тем, что лунная область А8В представляет собой чувствительную область на границе лунного захвата и ухода. Приходящий в эту область спутник имеет нестабильный захват. Это означает, что хотя его орбитальное состояние и является эллиптическим, орбитальное состояние в области А8В, как определил автор настоящего изобретения, является близким к параболическому. Это означает, что орбитальное состояние близко к сходу с орбиты или к захвату, причем, как определил автор настоящего изобретения, стандартная кеплеровская энергия двух тел относительно Луны является отрицательной или близкой к нулю. Приходящий в эту область спутник делает это хаотически, поэтому достаточно малого изменения ОеВа-ν для выхода спутника из этой области. С другой стороны, автор настоящего изобретения также определил, что малое изменение ОсЙа-ν может стабилизировать захват спутника.

Существование области А8В объясняется гравитационными взаимодействиями между Землей и Луной. Она представляет собой пограничную область на грани балансирования гравитационных взаимодействий для движущегося спутника. (Более подробно это описано в предварительной заявке на патент США № 60/036,864, поданной 4 февраля 1997 г., а также в заявке РСТ № РСТ/и8 98/01924 и в имеющихся в них ссылках, причем все они включены в данное описание в качестве ссылки).

По той причине, что область А8В является чувствительной при входе в нее, эта чувствительность может быть использована для баллистического схода с орбиты ВЕТ спутника с малым Ωοΐΐα-ν и с любым желательным наклонением относительно Земли. Это обеспечено по замыслу автора тем, что баллистический сход с орбиты ВЕТ проводят достаточно далеко от Земли, например, ориентировочно на расстоянии 1 млн км (так как меньшие расстояния дают меньший эффект), так чтобы гравитационные возмущения солнца могли воздействовать на спутник достаточно долго для того, чтобы при его возврате на Землю он мог иметь желательное наклонение (ί_Ε2). Сход с орбиты с малым Ωοΐΐα-ν или при его использовании гарантирует, что Δν₂ ~ 0 или является весьма малым.

Автор настоящего изобретения определил, что лунная область А8В в физическом трехмерном пространстве может быть реализована на заданной высоте и при заданном положении относительно Луны путем задания критического или определенного значения скорости. Это, в свою очередь, приводит к получению критического или определенного значения эксцентриситета захвата. Для обеспечения сходимости положим й_Е = 100 км, хотя возможна и другая высота. Это подразумевает, что е_ь = .94 для данного примера.

Таким образом, автор настоящего изобретения также определил, что способ А8В позволяет уменьшить полное изменение ОеЙа-ν по той причине, что для достижения этого используют ВСТ. Это означает, что изменение ОеЙа-ν захвата ориентировочно равно нулю или же очень мало. Другое преимущество А8В состоит в том, что после прихода к Луне незначительное изменение Ωοΐΐα-ν стабилизирует захват, причем спутник может вращаться вокруг Луны в области А8В при небольшом Эе 11а-ν для осуществления синхронизации и позиционирования ранее его схода с орбиты. Эти возможности обеспечивают экономию 13% по сравнению с описанным здесь ранее классическим методом.

Автор настоящего изобретения также обнаружил, что изменение, которое может быть сделано для улучшения описанной техники для перелета от Земли у периапсиды Е1 в область А8В Луны, заключается не в использовании движения по ВСТ с временем полета 85 дней, а в использовании стандартного хомановского перелета с временем полета ориентировочно 3 дня. (Это значение 3 дня указано здесь как номинальное значение. Время полета для стандартного перехода до Луны может изменяться от 3 до 8 дней и больше. Кроме того, хомановский перелет может потребовать проведения маневра посредине маршрута, что здесь не предусмотрено).

Было проверено, что на лунной периапсиде на высоте 100 км в области А8В спутник имеет гиперболический избыток скорости около 1 км/с. Для обеспечения захвата в области А8В следует приложить изменение ОеНа-ν, чтобы вновь привести эксцентриситет к значению .94. Автор настоящего изобретения определил, что для этого требуется изменение около .200 км/с, которое можно обозначить как изменение (захват) ОсЙа-ν. а именно, ΔV,;, при этом, в случае ВСТ, Δν,_; = 0, и для хомановского перелета Δν₀ = .200 км/с. Сход с орбиты с использованием ВЕТ до Е2 проводят как и раньше, где Δν₂ ~ 0. Значение Δν₁ остается ориентировочно таким же, как и при использовании ВСТ. Так как значение Δν₃ остается таким же, то автор настоящего изобретения определил, что к бюджету ОеИа-ν А8В следует добавить .200 км/с, что является ценой использования хомановского перелета к Луне. Добавка .200 км/с к полному изменению ОеИа-ν для способа А8В дает 6.360 км/с, которые требуются для изменения наклонения спутника на круговой орбите Земли с высотой 700 км от 34 до 90°.

Таким образом, вместо снижения ОеЙа-ν на 13% по сравнению с классическим методом, снижение становится равным 10%, что все еще является значительной экономией. Однако при этом получают существенное уменьшение времени полета от 170 дней до 88 дней. Этот модифицированный способ А8В можно назвать пер45 вым модифицированным способом (Нг81 Моб1Пеб А8В Мебюб) или сокращенно М1-А8В (см. фиг. 20). Его параметры указаны в табл. 1 данного описания.

Автор настоящего изобретения также обнаружил, что указанная в предыдущем параграфе модификация может быть дополнительно углублена. В соответствии со способом М1А8В спутник все еще возвращается к Земле к периапсиде Е2 с использованием ВЕТ. Выход из области А8В с использованием ВЕТ происходит при незначительном Эе11а-У. Для более быстрого возвращения к Земле требуется большее изменение ОеНа-У. чтобы осуществить сход с орбиты с большей скоростью. Для возвращения к Земле по стандартному хомановскому переходу с высоты над Луной 100 км, когда оскулирующий эксцентриситет составляет .94. требуется ЭеКа-У. которое составляет .200 км/с, чтобы обеспечить симметричный перелет аналогично подходу к Земле при способе М1-А8В. так что теперь ЛУ₂ = .200 км/с. При добавлении этого значения к полному изменению ЭеКа-У способа А8В в табл. 1 получаем Эе11а-У 6.560 км/с. Это составляет улучшение 7% по сравнению с классическим методом, что все еще является существенным. Однако полное время полета при этом уменьшается с 88 дней для способа М1-А8В всего только до 6 дней. Этот способ можно назвать вторым модифицированным способом (8есопб Моб1Г1еб А8В Ме11юб) или сокращенно М2-А8В. (См. фиг. 21 и таб. 1).

Сравнение указанных способов А8В. М1А8В. М2-А8В с классическим способом С проведено в табл. 1. Символически они могут быть выражены следующим образом:

А8В: Е1 ВСТ А8В ВЕТ Е2

М1 А8В: Е1 Н А8В ВЕТ Е2

М2 А8В: Е1 Н А8В Н Е2.

где Н обозначает хомановский переход.

Способ М1-А8В. вероятно, представляет собой наиболее гибкий способ по причине использования ВЕТ при возврате. Так как ВЕТ представляет собой чувствительную траекторию, на которую воздействуют гравитационные возмущения Солнца, то легко может быть реализована возможность достижения любого желательного наклонения к Земле для орбиты Е2. Возможность достижения желательного наклонения к Земле при возврате с использованием хомановского перехода может иметь ограничения по времени, так как на хомановский переход не воздействуют гравитационные возмущения солнца.

При использовании способа М2-А8В. хомановский перелет (переход) с Луны к Земле происходит главным образом при движении в рамках расстояния Земля-Луна или в пределах гравитационного влияния, и не является достаточно далеким, чтобы можно было использовать Солнце для изменения его наклонения при под ходе к Земле. Поэтому, если только синхронизация не является идеальной, может потребоваться проведение существенного маневра посредине маршрута для достижения желательного земного наклонения. Таким образом, в некоторых ситуациях способ М2-А8В может быть достаточно ограниченным. Однако ВЕТ позволяет улучшить синхронизацию и опыт показывает, что такие переходы является более гибкими, чем хомановские переходы, причем маневры посредине маршрута за счет нежелательной синхронизации являются обычно достаточно малыми. Здесь мы полагаем, что они равны нулю, что часто имеет место.

Программа и алгоритм, которые требуются для расчета ВСТ, и/или ВЕТ являются такими же, как описанные в предыдущей заявке, включенной в данное описание в качестве ссылки. Это автономная программа на исходном языке, которая является полностью описанной. Описанная в предыдущей заявке программа также позволяет провести расчет стандартного хомановского перехода с использованием аналогичного алгоритма Солнца, то легко может быть реализована возможность достижения любого желательного наклонения к Земле для орбиты Е2. Возможность достижения желательного наклонения к Земле при возврате с использованием хомановского перехода может иметь ограничения по времени, так как на хомановский переход не воздействуют гравитационные возмущения солнца.

При использовании способа М2-А8В. хомановский перелет (переход) с Луны к Земле происходит главным образом при движении в рамках расстояния Земля-Луна или в пределах гравитационного влияния, и не является достаточно далеким, чтобы можно было использовать Солнце для изменения его наклонения при подходе к Земле. Поэтому, если только синхронизация не является идеальной, может потребоваться проведение существенного маневра посредине маршрута для достижения желательного земного наклонения. Таким образом, в некоторых ситуациях способ М2-А8В может быть достаточно ограниченным. Однако ВЕТ позволяет улучшить синхронизацию и опыт показывает, что такие переходы является более гибкими, чем хомановские переходы, причем маневры посредине маршрута за счет нежелательной синхронизации являются обычно достаточно малыми. Здесь мы полагаем, что они равны нулю, что часто имеет место.

Программа и алгоритм, которые требуются для расчета ВСТ, и/или ВЕТ являются такими же, как описанные в предыдущей заявке, включенной в данное описание в качестве ссылки. Это автономная программа на исходном языке, которая является полностью описанной. Описанная в предыдущей заявке программа также позволяет провести расчет стандартного хома47 новского перехода с использованием аналогичного алгоритма.

Все указанные выше способы, ^8В, М1^8В, М2-\У8В. которые для краткости названы просто способами ^8В, предусматривают использование области \У8В. Как это было описано здесь ранее, нелинейная природа области ^8В, а также то, что эта область находится между захватом и уходом, позволяют иметь захват и уход главным образом при нулевом или при относительно малом ОеЙа-ν. Указанное, совместно с гравитационными возмущениями солнца, позволяет существовать ВЕТ и ВСТ. Область \У8В существует благодаря взаимным гравитационным взаимодействиям Земли и Луны. Таким образом, при моделировании движения спутника в этой области должно быть проведено гравитационное моделирование как Земли, так и Луны, потому что при движении спутника область \У8В можно рассматривать как границу взаимодействия указанных двух гравитационных полей.

При расчете энергии спутника относительно Луны (так называемой кеплеровской энергии двух тел), когда он движется в области ^8В, оказывается, что эта энергия является слегка отрицательной или близкой к нулю. Автор настоящего изобретения пришел к выводу о том, что тот факт, что энергия является слегка отрицательной означает, что имеется слабый захват спутника. Тот факт, что энергия близка к нулю означает, что спутник близок к уходу. Другая характеристика области ^8В, которая не находит отражения в указанной кеплеровской энергии двух тел, состоит в том, что малый маневр может в действительности стабилизировать движение спутника, потому что хотя энергия и близка к нулю, малое снижение отрицательной энергии будет предотвращать легкий уход (сход с орбиты) спутника. Таким образом, область \У8В является «тонкой» по ширине в положительном пространстве скорости. Это означает, что небольшие изменения скорости будут стабилизировать движение спутника и, следовательно, выводить его из области \У8В.

Тот факт, что, как это было показано автором настоящего изобретения, область \У8В существует только в динамической модели трех тел Земля-Луна-Спутник, совместно с его близкой к нулю кеплеровской лунной энергией, означает, что движение спутника в области ν8 В совершенно отличается от движения спутника при содействии гравитации с использованием Луны. В том случае, когда полет спутника вокруг Луны происходит с содействием гравитации, для этого достаточна модель только между Луной и спутником. Только это необходимо для расчета маневра с содействием гравитации. При этом спутник не находится вблизи области \У8В для стандартного содействия гравитации в пространстве положение - скорость, которое требует ввода в модель и Земли.

Другое отличие между обсуждаемыми здесь способами XV8В и стандартным содействием гравитации заключается в том факте, что когда полет спутника вокруг Луны происходит с содействием гравитации, то он имеет главным образом положительную кеплеровскую энергию относительно Луны, что означает, что движение должно быть гиперболическим. Это в корне отличается от движения в области V8В, которое является отрицательным и близким к нулю, при этом движение в области V8В является эллиптическим и параболическим. Моделирование движения в области V8В не может быть проведено без учета гравитационного влияния Земли, иначе область V8В не будет существовать. Таким образом, моделирование движения в области V8В не может быть проведено в рамках взаимодействия двух тел между спутником и Луной, поэтому оно отличается от движения спутника с содействием лунной гравитации.

Приведенное объяснение показывает, что способы V8В отличаются от способов с содействием лунной гравитации. Это относится даже и к случаю М2^8В, в котором используются переходы Хомана, так как спутник входит в область V8В, что подразумевает отличие этого способа М2-№8В от стандартного способа, в котором используется только содействие гравитации Луны.

Наконец, следует подчеркнуть, что баллистический вывод на траекторию (баллистический захват) ВСТ представляет собой путь к Луне с наименьшей энергией, а хомановский переход обладает наибольшей энергией. Энергия ВСТ является наименьшей потому, что захват является баллистическим, что означает отсутствие необходимости в маневре. Кроме ВСТ, или ВЕТ, как это было показано здесь ранее, может существовать семейство переходов, которые лежат между хомановским переходом и ВСТ или ВЕТ. Указанные переходы имеют время полета, большее чем при хомановском переходе, и меньшее, чем при ВСТ или ВЕТ. Для них также необходимы значения Δν_& которые лежат между нулем и значением, применяемым для хомановского перехода. Аналогично, в случае ВЕТ значение Δν2 лежит между нулем и значением, применяемым для хомановского перехода.

Из проведенного детального обсуждения выясняется множество характеристик и преимуществ настоящего изобретения, причем подразумевается, что приложенная формулы изобретения перекрывает все такие характеристики и преимущества настоящего изобретения, которые лежат в его рамках и соответствуют его духу.

Например, в то время как ранее здесь обсуждался процесс с внедрением компьютера со ссылкой на выведение спутника на орбиту вокруг Земли с заданным наклонением, описанная выше техника (технология) может быть применена или может иметь отношение к любому объекту, для которого необходимы изменения наклонения и/ или требуется проводить маневры для вывода на орбиту вокруг Земли или другой планеты или тела в космическом пространстве, и/ или осуществлять в космическом пространстве моделирование орбиты или создание орбиты. Таким образом, описанные здесь техника/способ могут быть использованы вне зависимости от типа объекта и/или вида изменения наклонения. Описанная здесь техника (технология) может быть использована как новый путь с применением компьютера для обеспечения перемещения между двумя точками в космическом пространстве. Кроме того, описанная здесь техника может быть применена в обратной ситуации относительно вывода объекта на орбиту вокруг Луны, когда объект уходит от Луны или сходит с лунной орбиты. Например, объект может быть запущен с поверхности Луны, введен в область \У8В для проведения маневра и/или изменения наклонения, а после этого возвращен на желательную орбиту вокруг Луны.

Более того, в связи с тем, специалистами легко могут быть осуществлены многочисленные модификации и изменения, нежелательно ограничивать настоящее изобретение точными конструкциями и операциями, описанными и показанными на чертежах, причем следует иметь в виду, что все такие подходящие модификации и эквиваленты не выходят за рамки настоящего изобретения.

Планирование космических экспедиций на последнюю декаду (двадцатого столетия) показывает, что ВСТ начинает широко использоваться. Япония использовала ВСТ в 1998 г. в экспедиции Ьипаг-Л, а военно-воздушная академия (Л1г Богсе Лсабету) США планирует использовать ВСТ в 1998-1999гг. в экспедиции В1ие Мооп. В действительности компоненты полета В1ие Мооп уже проверены при запуске ракеты «Атлас» (ЛИак) с мыса Канаверал 21 октября 1997 г. Из пяти проведенных в 19911999 гг. экспедиций, в трех использовали ВСТ.

Будущее использования Луны выглядит многообещающим. В течение последующих 10 лет на экспедиции к Луне планируется затратить миллиарды долларов.

Использование ВСТ может уменьшить эти расходы наполовину или использовать их на другие полезные цели при проведении лунных экспедиций.

Произошли три весьма важных события, которые могут привести к регулярным и частым полетам на Луну, начиная с 1999 г., и к построению сначала небольшой лунной базы в течение ориентировочно 10 лет, а затем и к осуществлению больших коммерческих проектов.

1. В июле 1996 г. фирма Локхид заключила контракт на 1 млрд. долларов на разработку в масштабе 1/3 одноступенчатой орбитальной ракеты с использованием двигателя аегокр1ке. Эта ракета называется Х-33. Это приведет к революционным изменениям для космических полетов, которые станут такими же простыми, как и полет на реактивном самолете. Модель в меньшем масштабе выполнена в 1998 г., а полномасштабная версия должна быть готова в 2002 г. Она именуется Vеηΐи^е 8!аг, и ΝΆ8Ά имеет планы по замене космических челноков на эту ракету. Нет сомнений, что появятся и версии меньшего размера, которые позволят открыть космос для путешествий.

2. В ноябре 1996 г. на Луне вблизи от ее южного полюса была обнаружена вода в больших и легко доступных количествах. Это означает большую вероятность развития исследований Луны, так как вода обеспечивает автономность при работе на Луне.

3. Международная космическая станция Альфа должна быть закончена в 2001г. Это обеспечит постоянное существенное присутствие в космосе, причем эта станция может быть использована как пусковая платформа.

Уже планируются на 2000, 2001 гг. две лунные экспедиции для исследования водных ресурсов Луны и проводится обсуждение вопроса о создании небольшой лунной базы. Нет сомнений в том, что после развертывания проекта Vеηΐи^е 8!аг последует коммерческое освоение Луны с созданием сети отелей и т.п., причем фирма Мицубиси и другие большие японские корпорации уже обсуждают вопрос о создании больших (лунных) гостиничных комплексов.

Изменения наклонения от 34 до 90° при помощи ОеЙа-ν. Е1 Е2. Е1, Е2 представляют собой круговые орбиты на высоте 700 км. Все изменения ПеЙа-ν указаны в км/с. Область ^8В определена для захвата периапсиды на высоте 100 км, причем е = .94

Таблица 1

Способ	Δν1	Δνα	Δν2	Δν3	Всего Δν	Экономия отн. С (%)	Время полета (дней)
\\УВ	3.080	0	0	3.080	6.160	13	170
\И-\\УВ	3.080	.200	0	3.080	6.360	10	88
М2-№8В	3.080	.200	.200	3.080	6.560	7	6
С		-	-	-	7.050	0	3

Claims (35)

1. ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

   1. Способ изменения, по меньшей мере, наклонения и высоты космического летательного аппарата в зоне притяжения, по меньшей мере, двух небесных тел, включающий следующие независимые стадии:

   а) осуществление перехода летательного аппарата с его орбиты относительно первого небесного тела или с поверхности первого небесного тела до обеспечения слабого захвата в области слабой устойчивости (^8В) или на орбите в области (\У8В). связанной с первым и вторым небесными телами,

   б) проведение опционно в области XV8В или на орбите в области V8В, по меньшей мере, одного маневра летательным аппаратом посредством изменения его скорости с обеспечением схода его с орбиты в области V8В,

   в) осуществление второго перехода летательного аппарата от области V8В или схода его с орбиты в области V8В, по меньшей мере, ко второму небесному телу, либо на орбиту ко второму небесному телу, либо на другую орбиту к первому небесному телу.
2. 2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что первый переход предусматривает использование, по меньшей мере, операционного баллистического захвата (ВСТ) и хомановского перехода.
3. 3. Способ по п.1 или 2, отличающийся тем, что второй переход предусматривает использование, по меньшей мере, операционного баллистического схода с орбиты (ВЕТ) и хомановского перехода.
4. 4. Способ по пп.1-3, отличающийся тем, что первый переход предусматривает использование операционного баллистического захвата (ВСТ), причем операция перемещения (а) дополнительно включает в себя операцию перелета с использованием захвата (ВСТ) от первого небесного тела или с орбиты первого небесного тела, до обеспечения слабого захвата в указанной области слабой устойчивости ^8В) или на орбите в указанной области ^8В), связанной с первым небесным телом, за счет внедрения процесса позиционирования вперед путем изменения параметров до обеспечения сходимости заданных переменных в области ^8В) или на орбите в области ^8В).
5. 5. Способ по пп.1-3, отличающийся тем, что первый переход предусматривает использование операционного баллистического захвата (ВСТ), причем операция перемещения (а) дополнительно включает в себя операцию перелета с использованием захвата (ВСТ) от первого небесного тела или с орбиты первого небесного тела до обеспечения слабого захвата в области слабой устойчивости ^8В) или на орбите в указанной области ^8В), связанной с первым небесным телом, за счет внедрения процесса позиционирования вперед путем изменения, по меньшей мере, двух сферических параметров, до обеспечения сходимости заданных переменных в области ^8В) или на орбите в области ^8В) при сохранении, главным образом, фиксированной, по меньшей мере, одной классической переменной, использованной в процессе позиционирования вперед.
6. 6. Способ по пп.1-3, отличающийся тем, что первый переход предусматривает использование операционного баллистического захвата (ВСТ), причем операция перемещения (а) дополнительно включает в себя операцию перелета с использованием захвата (ВСТ) от первого небесного тела или с орбиты первого небесного тела до обеспечения слабого захвата в области слабой устойчивости ^8В) или на орбите в указанной области ^8В), связанной с первым небесным телом, за счет внедрения процесса позиционирования вперед путем изменения значения скорости ν_Ε и угла наклона траектории полета γ_Ε для обеспечения сходимости заданных переменных в указанной области ^8В) или на орбите в области ^8В), причем заданные переменные включают в себя радиальное расстояние г_М и наклонение ί_Μ.
7. 7. Способ по пп.1-3, отличающийся тем, что первый переход предусматривает использование операционного баллистического захвата (ВСТ), причем операция перемещения (а) дополнительно включает в себя операцию перелета с использованием первого перехода от первого небесного тела или с орбиты первого небесного тела до обеспечения слабого захвата в области слабой устойчивости ^8В) или на орбите в указанной области ^8В), связанной с первым небесным телом, за счет внедрения процесса позиционирования вперед, который включает в себя ньютоновский алгоритм второго порядка, причем в ньютоновском алгоритме второго порядка используют две переменные управления, включающие в себя значение скорости ν_Ε и угол наклона траектории полета γ_Ε, которые изменяют для достижения условий указанной области ^8В) у второго небесного тела или на орбите второго небесного тела, с использованием двух заданных переменных, в том числе радиального расстояния г_М и наклонения ί_Μ.
8. 8. Способ по п.7, отличающийся тем, что значение скорости ν_Ε и угол наклона траектории полета γ_Ε развязаны от второго небесного тела или от орбиты второго небесного тела при первом переходе.
9. 9. Способ по п.7, отличающийся тем, что значение скорости νΕ и угол наклона траектории полета γ_Ε развязаны от угловых элементов первого небесного тела, в том числе от наклонения ί_Ε, восходящего узла относительно Земли Ω_ε и аргумента периапсиды относительно первого небесного тела ф_е.
10. 10. Способ по одному из пп.1-9, отличающийся тем, что операция (Ь) дополнительно включает в себя проведение маневра с параметрами 2-20 м/с в указанной области (\У8В) или на орбите в области (\У8В) для выхода из указанной области или для схода с орбиты.
11. 11. Способ по одному из пп.1-10, отличающийся тем, что операция (а) дополнительно включает в себя проведение маневра вокруг второго небесного тела или на орбите второго небесного тела за счет проведения другого маневра с параметрами 2-20 м/с в области (\У8В) или на орбите в области (\У8В).
12. 12. Способ по одному из пп.1-11, отличающийся тем, что указанная область (\У8В) или орбита в указанной области (\У8В) являются нелинейными и находятся, главным образом, на границе захвата и ухода, в результате чего возможен как захват, так и уход при, главным образом, нулевом или относительно малом маневре, причем гравитационные возмущения солнца оказывают воздействие как на первый, так и на второй переходы.
13. 13. Способ по одному из пп.1-12, отличающийся тем, что указанная область (\У8В) или орбита в указанной области (\У8В) находятся главным образом на границе взаимодействия между гравитационными полями первого небесного тела и второго небесного тела.
14. 14. Способ по одному из пп.1-13, отличающийся тем, что, по меньшей мере, космический корабль, спутник или ракета входят, по меньшей мере, в указанную область (\У8В) или переходят на орбиту в области (\У8В) таким образом, что кеплеровская энергия, по меньшей мере, космического корабля, спутника или ракеты является слегка отрицательной близкой к нулю.
15. 15. Способ по одному из пп.1-14, отличающийся тем, что, по меньшей мере, только указанная область (\У8В) или орбита в указанной области (\У8В) реализованы на заранее определенной случайной высоте путем задания заранее определенного значения скорости, по меньшей мере, космического корабля, спутника или ракеты, в результате чего определен заданный эксцентриситет захвата.
16. 16. Способ по одному из пп.1-15, отличающийся тем, что операция (а) дополнительно включает в себя проведение маневра вокруг второго небесного тела или на орбите второго небесного тела за счет проведения другого маневра с параметрами 2-20 м/с в указанной области (\У8В) или на орбите в указанной области (\У8В). по меньшей мере, только при синхронизации и при позиционировании, по меньшей мере, космического корабля, спутника или ракеты ранее выхода из указанной области (\У8В) или схода с орбиты в указанной области (\У8В).
17. 17. Способ по одному из пп.1-16, отличающийся тем, что второй переход предусматривает использование операционного баллисти ческого схода с орбиты (ΈΕΤ), причем операция перемещения (с) дополнительно включает в себя перелет с использованием схода с орбиты (ВСТ) от состояния слабого захвата в области слабой устойчивости (\У8В) или на орбите в указанной области (^8В), по меньшей мере, только к первому небесному телу, или на орбиту первого небесного тела, или ко второму небесному телу, или на орбиту второго небесного тела за счет внедрения процесса позиционирования вперед путем изменения вторых параметров способа до обеспечения сходимости вторых заданных параметров в указанной области (\У8В) или на орбите в указанной области (ШВ).
18. 18. Способ по п. 17, отличающийся тем, что вторые заданные переменные развязаны, по меньшей мере, от первого небесного тела или от орбиты первого небесного тела и от угловых элементов второго небесного тела.
19. 19. Способ по одному из пп. 1-18, отличающийся тем, что в качестве первого небесного тела или орбиты первого небесного тела используют Землю или околоземную орбиту, а в качестве второго небесного тела или орбиты второго небесного тела используют Луну или окололунную орбиту.
20. 20. Способ по п.1, отличающийся тем, что для обеспечения перехода космического летательного аппарата от первого небесного тела или с орбиты первого небесного объекта ко второму небесному телу или на орбиту второго небесного тела осуществляют независимые стадии (a) ввода параметров способа генерирования операционного баллистического захвата для перехода;

    (b) осуществления процесса позиционирования вперед, изменяя при этом параметры для сходимости заданных переменных второго небесного тела или на орбите второго небесного тела от первого небесного тела или от орбиты первого небесного тела; и (c) повторения стадии (Ь) до достижения достаточной сходимости, получение операционного баллистического захвата для перехода от первого небесного тела или орбиты первого небесного тела ко второму небесному телу или на орбиту второго небесного тела.
21. 21. Способ по п. 20, отличающийся тем, что стадия повторения (с) дополнительно включает стадию повторения (Ь) до достижения достаточной сходимости, чтобы получить операционный баллистический захват для перехода от первого небесного тела или сходя с орбиты первого небесного тела ко второму небесному телу или на орбиту второго небесного тела через область слабой устойчивости (\У8В) на орбите между ними.
22. 22. Способ по п.20 или 21, отличающийся тем, что стадия осуществления процесса (Ь) дополнительно включает стадию внедрения про цесса позиционирования вперед, изменяя, по меньшей мере, два сферических параметра для сходимости заданных переменных у второго небесного тела или на орбите второго небесного тела при поддержании постоянства, по меньшей мере, одной классической переменной, используемой в указанном процессе позиционирования вперед.
23. 23. Способ по п.20 или 21, отличающийся тем, что стадия осуществления процесса (Ь) дополнительно включает стадию процесса позиционирования вперед при изменении величины скорости νΕ и угла наклона траектории полета γ_Ε для сходимости заданных переменных у второго небесного тела или на орбите второго небесного тела, причем заданные переменные включают радиальное расстояние г_м и наклонение ί_Μ.
24. 24. Способ по п.20 или 21, отличающийся тем, что стадия осуществления процесса (Ь) дополнительно включает стадию процесса позиционирования вперед, включающую ньютоновский алгоритм второго порядка, причем в ньютоновском алгоритме второго порядка используют две переменные управления, включая величину скорости ν_Ε и угол наклона траектории полета γΕ, которые изменяют для достижения условий захвата у второго небесного тела или на орбите второго небесного тела, используя две заданные переменные, включая радиальное расстояние г_м и наклонение 1_М.
25. 25. Способ по п.23 или 24, отличающийся тем, что величина скорости νΕ и угол наклона траектории полета γ_Ε развязаны от второго небесного тела или от орбиты второго небесного тела при осуществлении операционного баллистического захвата для перехода.
26. 26. Способ по п.23 или 24, отличающийся тем, что величина скорости ν_Ε и угол наклона траектории полета γΕ развязаны от угловых элементов первого небесного тела, в том числе от наклонения ί_Ε, восходящего узла относительно Земли \ν_Ε и аргумента периапсиды относительно первого небесного тела те_Е.
27. 27. Способ по любому из пп.20 или 26, отличающийся тем, что стадия процесса (Ь) дополнительно включает стадию генерирования траектории вокруг второго небесного тела или орбиты второго небесного тела, включая выполнение незначительного маневра с параметрами 2-20 м/с в области слабой устойчивости (^8В) или на орбите (^8В), связанной со вторым небесным телом.
28. 28. Способ по п.27, отличающийся тем, что область (\У8В) или орбиту в области (\У8В) определяют как нелинейную, находящуюся, в основном, на границе захвата и ухода, в результате чего возможен как захват, так и уход при существенно нулевом или относительно малом маневре, при этом гравитационные возмущения

    Солнца оказывают воздействие, как на первый, так и на второй переходы.
29. 29. Способ по п.27 или 28, отличающийся тем, что область (\У8В) или орбиту в указанной области (\У8В) определяют, в основном, на границе взаимодействия между гравитационными полями первого небесного тела и второго небесного тела.
30. 30. Способ по п.27, 28 или 29, отличающийся тем, что, по меньшей мере, космический корабль, спутник или ракета входят, по меньшей мере, в область (\У8В) или переходят на орбиту в области (\У8В) таким образом, что кеплеровская энергия, по меньшей мере, космического корабля, спутника или ракеты является слегка отрицательной и, в основном, близкой к нулю.
31. 31. Способ по любому из пп.27-30, отличающийся тем, что, по меньшей мере, область (\У8В) или орбита в указанной области (\У8В) реализованы на заранее определенной случайной высоте путем задания заранее определенного значения скорости, по меньшей мере, космического корабля, спутника или ракеты, в результате чего определен заданный эксцентриситет захвата.
32. 32. Способ по любому из пп.21-31, отличающийся тем, что стадия осуществления процесса (Ь) дополнительно включает стадию проведения маневра вокруг второго небесного тела или на орбите второго небесного тела за счет проведения другого маневра с параметрами 2-20 м/с в области (\У8В) или на орбите в области (^8В), по меньшей мере, при синхронизации и при позиционировании, по меньшей мере, космического корабля, спутника или ракеты до выхода из области (\У8В) или схода с орбиты в области (\У8В).
33. 33. Способ по любому из пп.21-32, отличающийся тем, что процесс позиционирования вперед предусматривает использование ньютоновского алгоритма второго порядка.
34. 34. Способ по любому из пп.23-26, отличающийся тем, что дополнительно включает следующие стадии:

    (б) преобразование величин сходимости ν_Ε, γ_Ε в классические элементы;

    (е) преобразование классических элементов в сферические координаты, в котором сферические координаты включают преобразованные величины ν_Ε, γ_Ε, а также долготу α_Ε, широту δ_Ε, азимут/угол траектории полета с измененной вертикалью σ_Ε.
35. 35. Способ по любому из пп. 21-34, отличающийся тем, что в качестве первого небесного тела или орбиты первого небесного тела используют Землю или околоземную орбиту, а в качестве второго небесного тела или орбиты второго небесного тела используют Луну или окололунную орбиту.