ИССЛЕДОВАНИЕ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА ПЕРЕЛЁТА ЗЕМЛЯ-ЛУНА НА БАЗЕ ПЛАТФОРМЫ CUBESAT
Целью работы является теоретическое обоснование перспектив выхода CubeSat в дальний космос, а также определение оптимального прямого баллистического перелета КА с минимальными энергетическими затратами с низкой околоземной орбиты в точку либрации L1 системы Земля - Луна в заданную дату попадания. В данной работе подобрано и оценено все необходимое оборудование для предполагаемого космического аппарата. Убедившись в том, что спутник формата CubeSat может быть использован в дальнем космосе, был рассмотрен перелет традиционным способом - с помощью разгонного блока с химическими двигателями. Так в работе было выявлено, что КА достигнет точки либрации за 9 дней, что является намного быстрее, чем перелет с электроракетными двигателями малой тяги. Чтобы описать баллистический перелет, необходимо рассматривать движение КА в поле притяжения Земли и Луны. Таким образом, необходимо решить задачу трех тел. Для решения уравнения движения в прямоугольных координатах необходимо использовать данные о положении и скорости небесных тел в рассматриваемых системах координат. Для этого используются математические модели для расчета эфемерид. В данной работе используется модель DE-403 производства JPL (Jet Propulsion Laboratory), а все расчеты ведутся в математическом пакете Mathcad. Для оптимального перелета необходимо, чтобы значение наклонения Луны было максимальным. После проведения сравнительного анализа, было выявлено, что оптимальной датой запуска КА будет являться март 2025 года, в это время наблюдается максимальный угол наклонения орбиты Луны- 28,721.