ПОИСК Статьи Чертежи Таблицы Траектория с непрерывным выведением из "Основы механики космического полета " Предположим, что в начальной точке М на высоте Н КА имеет скорость Vнаправленную под углом 01 к местному горизонту (протяженность активного участка ракеты-носителя пока не учитывается). Если 01=0, то начальная точка является перигеем, причем большая полуось траектории пассивного участка будет колли-неарна начальному радиусу-вектору Гь Минимальный угол между Г1 (или большой полуосью в рассматриваемом случае) и плоскостью орбиты Луны составляет Ч тш- Как показывают расчеты [22], ття сильно вытянутых эллиптических траекторий угол ме/ьду большой полуосью и радиусом, равным расстоянию до Луны (г = гл), не превышает 15°. Поскольку в случае старта с территории Советскою Союза Ч тш 18°, то понятно, что при эллиптических начальных скоростях и 01 = О траектория КА будет пересекать плоскость орбиты Луны с недолетом, раньше того момента, когда текущий радиус станет равным расстоянию до Луны (рис. 7.17). Чтобы поднять восходящую ветвь траектории относительно плоскости движения Луны, необходимо увеличить начальный угол 01 или скорость V. Отсюда видно, что потребные энергетические затраты на пространственную траекторию перелета к Луне больше затрат на траекторию компланарного перелета в плоскости лунной орбиты. [c.274] В точке М2 траектория КА пересекает орбиту Луны, и сближение-с Луной становится возможным, если в момент старта КА из точки М Луна отстоит от М2 на расстоянии, которое она проходит за время полета КА. Следовательно, М2 должна быть упрежденной точкой прицеливания. [c.275] По мере увеличения 71 и 01 на орбите Луны появляется интервал достижимости с серединой в точке М2. Когда геоцентрический угол интервала достижимости станет равным 13,2°, т. е. суточному угловому перемещению Луны по орбите, появится возможность достигнуть Луны в любой сидерический месяц. Правда, запуск дол-н ен быть произведен в течение одних, заранее установленных суток. Если продолжать увеличивать У и 01, то появится возможность уменьшить угловую дальность перелета до величины Ф = я — ЧР щах При этом интервал достижимости станет равным 2я и появится возможность запуска к Луне в любые сутки месяца. [c.275] При запуске с территории Советского Союза допустимые азимуты ограничены соображениями безопасного падения отработавших ускорителей ракеты-носителя. Отсюда — ограничение допустимых наклонений, и возникает задача построения траекторий перелета к Луне при заданном угле наклона плоскости движения к плоскости экватора. Обсудим подробнее эту задачу. [c.275] Пусть при заданном азимуте А начальные условия в конце активного участка ракеты-носителя Н, Vi, 0i выбраны таким образом, что траектория пересекает орбиту Луны. Точку пересечения будем называть точкой прицеливания или упрежденной точкой. За счет выбора соответствуюш его времени старта t в течение суток можно обеспечить требуемое положение точки прицеливания на орбите Луны. Если по каким-то причинам запуск ракеты-носителя произ-Бести не удалось, то следуюш ий ближайший момент запуска наступит через 25 час из-за необходимости сместить точку прицеливания па 13° вперед, чтобы учесть суточное перемещение Луны по орбите. Если бы точка прицеливания осталась неизменной, то пришлось бы так изменить V и 0i, чтобы время перелета сократилось на одни сутки. Это связано с увеличением требований к энергетическим возможностям ракеты-носителя. [c.276] Высота конца активного участка и дальность активного участка мало меняются при варьировании управления на активном участке. Поэтому их влиянием при выборе оптимальной траектории перелета к Луне можно в первом приближении пренебречь. Наиболее существенными параметрами являются начальная скорость V и угол наклона траектории 0ь Как отмечалось ранее, задача достижения Луны при большой угловой дальности перелета предъявляет более низкие требования к энергетическим характеристикам ракеты-носителя, чем при малой угловой дальности. Дело в том, что при угловой дальности перелета, стремящейся к я, траектория приближается к энергетически оптимальной (типа Гоманна), Поэтому запуск же Северного полушария обычно проводится в то время, когда Луна находится вблизи своей нижней точки кульминации. Широта точки старта существенно влияет на потребные энергетические затраты для достижения Луны. По мере уменьшения широты точки старта до ф1 л затраты приблиягаются к величине, которая необходима для реализации компланарного перелета в плоскости орбиты Луны. [c.276] В практических задачах механики космического полета важно обеспечить наблюдаемость процесса сближения КА с Луной. Наилучшие условия наблюдаемости достигаются в том случае, когда угол линии визирования КА относительно местного горизонта пункта слежения оказывается максимально возможным. (Для определенности будем полагать, что пункт слежения находится на территории Советского Союза.) Чтобы угол сближения был максимальным возможным, долгота КА в момент сближения с Луной должна равняться долготе пункта слежения. Это накладывает вполне определенное ограничение на время перелета. Найдем ограничение. [c.277] Число п может принимать значения О, 1, 2, 3, 4, поскольку время перелета до орбиты Луны не превышает пяти суток. Энергетически оптимальная траектория обычно близка к параболической, когда ге = 1 или 2. В таких случаях длительность пассивного участка перелета к Луне составляет соответственно около 1,5 и 2,5 сут. [c.279] Чтобы учесть эллиптичность орбиты Луны даже в приближенных расчетах, можно для рассматриваемого интервала дат перелета принять среднее расстояние Земля — Луна в качестве радиуса фиктивной круговой орбиты Лупы, по которой она перемещается со скоростью, равной средней величине истинной трансверсальной составляющей скорости. Неучтенная радиальная составляющая скорости не превышает величины порядка ел по сравнению с трансверсальной составляющей скорости. [c.279] Сжатие Земли вызывает отклонение поля притяжения от центрального. Влияние сжатия быстро убывает с увеличением геоцентрического радиуса КА. Расчеты показывают, что сжатие мон ет изменить время перелета на 10—20 мин в зависимости от величины начальной скорости. [c.279] Схема непрерывного выведения на траекторию перелета к Лупе,, допускающая относительно простую техническую реализацию, была использована в 1959 году для запуска первых советских автоматических станций. С начальной скоростью, несколько превышающеж параболическую, автоматическая станция Луна-1 за 1,5 сут сблизилась с Луной до минимального расстояния 5—6 тыс. км. Автоматическая станция Луна-2 за такое же время достигла поверхности Луны. Совершив перелет по эллиптической траектории за 2,5 сут, автоматическая станция Луна-3 облетела Луну и сфотографировала ее обратную сторону. [c.280] Все последующие запуски космических аппаратов к Луне осуществлялись с использованием промежуточной околоземной орбиты. [c.280] Вернуться к основной статье