Способ управления транспортной космической системой при перелете космического корабля с орбиты Луны на орбиту Земли, включающий приложение к космическому кораблю отлетного импульса Vотл для перелета с окололунной орбиты по траектории с прохождением от Земли на заданной высоте Н и выполнение аэродинамического торможения с заданными изменениями параметров орбиты космического корабля в процессе его последовательных прохождений на заданном расстоянии от Земли, для чего после каждого прохождения апогея орбиты прикладывают корректирующий импульс Vкор для формирования заданной высоты орбиты перигея Нπ до выполнения условия Нα=НОС, где Нα - высота апогея орбиты космического корабля, НОС - высота заданной околоземной орбиты, после чего в апогее орбиты прикладывают импульс перехода Vпер на круговую орбиту НОС, отличающийся тем, что определяют отлетный импульс Vотл для прохождения на высоте Н от Земли без аэродинамического зонта, определяют высоту апогея начальной переходной эллиптической орбиты Нαн с учетом энергетических возможностей космического корабля по выполнению импульса величиной V1 для перевода космического корабля на начальную переходную эллиптическую орбиту с высотой апогея Нαн, по достижении высоты Н от Земли к космическому кораблю прикладывают тормозной импульс V1 для его перевода на начальную переходную эллиптическую орбиту с высотой апогея Нαн, после чего космический корабль стыкуют с космическим аппаратом, несущим аэродинамический зонт и топливо для дозаправки космического корабля, достаточное для реализации повторного полета на окололунную орбиту, и предварительно запущенным на начальную переходную эллиптическую орбиту, определенную с учетом энергетических возможностей космического корабля, проводят дозаправку космического корабля топливом, затем отстыковывают космический аппарат от космического корабля с аэродинамическим зонтом, и, при прохождении апогея орбиты Нα, к космическому кораблю прикладывают тормозной импульс V2 для его перевода на орбиту с заданной высотой перигея Нπ и выполнения аэродинамического торможения, а после достижения высоты апогея Нα=НОС, в апогее орбиты высотой НОС к космическому кораблю прикладывают разгонный импульс Vпер для перехода на заданную околоземную орбиту.
Спасибо! Мы перезвоним вам в ближайшее время!