FIELD: transportation.SUBSTANCE: invention relates to control of transport system during spacecraft (SC) from circumlunar to near-earth orbital station (OS). Proposed method comprises performing spacecraft flight from Moon to Earth along trajectory with span of Earth at preset altitude without aerodynamic umbrella. When this height is reached, a brake pulse is made to transfer the spacecraft to a transient elliptical orbit around the Earth, where the spacecraft is docked with a satellite vehicle carrying an aerodynamic hatch for decelerating the spacecraft in the atmosphere. Besides, satellite vehicle carries fuel of spacecraft refueling for its next flight to near-moon OS. After decoupling from the spacecraft in the apogee of the orbit, the spacecraft performs a braking pulse in order to change over to the orbit at a given height of perigee for braking in the atmosphere by the method of "brake" ellipses. After the apogee of the spacecraft orbit is reduced to the altitude of the orbit of the near-Earth OS, the aerodynamic hood is separated, and in this apogee, the spacecraft is impulsively transferred to the orbit of the OS. After docking with the OS and preventive maintenance, the spacecraft is ready for the next flight to the lunar environment.EFFECT: reduced duration of flight of spacecraft on "brake" ellipses and reduced volume of preventive works on OS, with possibility of removal of the above spacecraft by means of carrier rocket of middle class.1 cl, 3 dwg
Изобретение относится к управлению транспортной системой (ТС) при перелетах космического корабля (КК) с окололунной на околоземную орбитальную станцию (ОС). Способ включает выполнение КК перелета от Луны к Земле по траектории с пролетом Земли на заданной высоте без аэродинамического зонта. По достижении этой высоты выполняют тормозной импульс для перевода КК на переходную эллиптическую орбиту вокруг Земли, где КК стыкуется с КА, несущим аэродинамический зонт для торможения КК в атмосфере. Кроме того, КА несёт топливо дозаправки КК для проведения его следующего полета к окололунной ОС. После расстыковки с КА в апогее орбиты КК выполняет тормозной импульс с целью перехода на орбиту с заданной высотой перигея для проведения торможения в атмосфере по методу «тормозных» эллипсов. После снижения апогея орбиты КК до высоты орбиты околоземной ОС аэродинамический зонт отделяется, и в этом апогее КК импульсно переводят на орбиту ОС. После стыковки с ОС и профилактических работ КК готов к следующему полету к лунной ОС. Техническим результатом является сокращение длительности полета КК по «тормозным» эллипсам и снижение тем самым объема профилактических работ на ОС, с возможностью выведения указанного выше КА посредством РН среднего класса. 3 ил.
METHOD OF CONTROLLING SPACE VEHICLE DURING FLIGHT OF SPACECRAFT FROM ORBIT OF THE MOON TO THE EARTH'S ORBIT
СПОСОБ УПРАВЛЕНИЯ ТРАНСПОРТНОЙ КОСМИЧЕСКОЙ СИСТЕМОЙ ПРИ ПЕРЕЛЁТЕ КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ С ОРБИТЫ ЛУНЫ НА ОРБИТУ ЗЕМЛИ
2020-06-29
Patent
Electronic Resource
Russian
IPC: | B64G Raumfahrt , COSMONAUTICS |
European Patent Office | 2020
|METHOD OF CONTROLLING MOVEMENT OF A SPACE OBJECT DURING FLIGHT FROM AN EARTH ORBIT TO A MOON ORBIT
European Patent Office | 2019
|European Patent Office | 2021
|Film Space Reflectors: Lights from Earth's Orbit
British Library Conference Proceedings | 1998
|Cluster flight orbit design method for fractionated spacecraft
Emerald Group Publishing | 2012
|