Способ управления космическим кораблем при полете к Луне, включающий приложение к космическому кораблю, находящемуся на околоземной орбите, отлетного импульса Vотл, формирующего траекторию перелета к Луне, с последующим приложением тормозного импульса Vторм в окрестности Луны для перехода космического корабля на заданную окололунную орбиту, отличающийся тем, что в случае нештатной ситуации, связанной со срывом приложения тормозного импульса Vторм, выполняют тормозной импульс V1<<Vторм, величину которого определяют исходя из перевода космического корабля на высокоэллиптическую окололунную орбиту с периодом обращения Т, после чего через время ΔT выполняют отлетный импульс V2 для возвращения космического корабля к Земле, при этом ΔT и Т удовлетворяют условию ΔT=(2n-1)⋅T/2+Δt, где n - натуральное число, характеризующее количество прохождений апоселения при нахождении на высокоэллиптической окололунной орбите, Δt - время, определяемое от последнего прохождения апоселения высокоэллиптической орбиты до момента, соответствующего выполнению минимального по величине отлетного импульса V2 к Земле.
Спасибо! Мы перезвоним вам в ближайшее время!