Полет к Луне с околоземной орбиты

Вот почему в космонавтике всегда стараются по возможности избегать вертикальных траекторий и траекторий, у которых начальная скорость пассивного участка (т. е. конечная скорость участка разгона) круто наклонена к горизонту, и предпочитают этим траекториям те, которые начинаются если не совсем горизонтально, то все-таки достаточно полого, т. е. траектории, подобные показанным на рис. 17. Для космонавтики это очень важное обстоятельство, так как при нынешнем уровне развития ракетной техники потерями скорости никак нельзя пренебрегать. Если при запуске искусственных спутников Земли всегда возможен (и необходим) пологий разгон, то при полете к Луне и планетам дело обстоит гораздо сложнее и приходится прибегать к довольно сложному маневрированию, а именно к старту с промежуточной околоземной орбиты. С этим методом мы познакомимся в третьей и четвертой частях книги. [c.76]

При разгоне с орбиты станция получила скорость, обеспечивавшую достижение Луны через 3,5 сут. Благодаря этому в момент прилунения станция должна была быть наблюдаема с Земли высоко над горизонтом. Как видно из графика на рис. 69, траектория полета была близка к траекториям минимальной скорости. Скорость соударения с Луной, которую нужно было погасить при посадке, равнялась 2,6 км/с. Ее можно было бы уменьшить, уменьшив скорость схода с околоземной орбиты, но это привело бы к большей чувствительности траектории перелета к ошибкам и, как следствие, к возрастанию количества топлива для коррекции, от чего полезная нагрузка станции только бы уменьшилась. [c.213]

Полет до Луны должен продолжаться при минимальной скорости отлета 5 сут, при параболической — 2 сут. Поскольку возможности пятой ступени (как и предыдуш их) по условию ограничены идеальной скоростью 3 км/с, а часть ее топлива (правда, очень небольшая) была даже использована при старте с околоземной орбиты, то нам придется отказаться от быстрого перелета, так как при параболической скорости отлета посадка на Луну потребует погашения скорости падения 2,9 км/с (см. 7 гл. 8). А ведь надо еш е учесть небольшие гравитационные потери при посадке на Луну и обязательно предусмотреть расход топлива на коррекцию траектории на пути к Луне Но, вспомнив, что минимальная скорость падения на Луну составляет 2,5 км/с ( 7 гл. 8), мы можем успокоиться идеальной скорости пятой ступени хватит на осуществление благополучной посадки на Луну. Не нужно только набирать параболическую скорость отлета с околоземной орбиты. [c.272]

Третья ступень S-IVB имеет массу 122 т (с переходником), в том числе 1O7 т топлива (жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно на 160 с при выведении корабля Аполлон на околоземную орбиту ожидания и на 320 с при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки топлива (тягой по 1,45 тс). [c.280]

При этом следует принять во внимание, что низкорасположенные околоземные орбиты более выгодны для полетов на Луну и планеты, чем высокорасположенные. В случае перехода космического летательного аппарата с околоземной орбиты на траекторию полета к Меркурию суммарная скорость постоянно возрастает с высотой. При минимальной же скорости полета на Луну, порядка второй космической скорости, такое явление имеет место лишь до определенной величины [c.226]

Целесообразной для лунного корабля является двухступенчатая схема. Первая ступень — спуск и посадка, вторая — взлет и стыковка с основным блоком на орбите. Общий вид лунного корабля представлен на рис. 2.16. Корабль свободен от каких бы то ни было аэродинамических обводов. Конструкция — чисто космическая. Проектанты уложились в 14,5 тс. Этот вес входит только как одна из составляющих в тот полезный груз, который должен быть выведен ракетой-носителем на околоземную орбиту и дальше — на траекторию полета к Луне. [c.76]

Так как грузоподъемность даже форсированного варианта Н-1Ф не позволяла в кратчайший срок реализовать прямую экспедицию на Луну, было решено разработать модифицированный вариант, при котором тормозной блок и лун-ньш корабль запускаются на околоземную орбиту при отдельных пусках Н-1 , а затем индивидуально, с помощью собственных ракетных блоков, выводятся на траекторию полета к Луне. Стыковка производится после их выхода на окололунную орбиту еще до посадки на лунную поверхность. В случае невозможности стыковки лунный корабль с помощью собственного двигателя стартует с окололунной орбиты по направлению к Земле. Нри успешном осуществлении стыковки тормозной блок используется для схода корабля с окололунной орбиты и гашения большей части скорости. Мягкая посадка производится с помощью двигательной установки и посадочных опор корабля. В дальнейшем схема полета напоминала схему экспедиции, предлагаемой в рамках проекта УР-700-ЛК-700 . [c.345]

К настоящему времени состоялось уже так много пилотируемых полетов, что нет никакой возможности дать здесь хотя бы сжатую хронику действий советских и американских космонавтов на околоземных орбитах. Скажем только, что в общей сложности (с учетом двух американских внеатмосферных баллистических полетов типа прыжка блохи и полетов на Луну) в космосе побывало до конца 1979 г. 92 космонавта (многие по два или по три раза), в том числе 45 из СССР, 43 из США и по одному из ПНР, ЧССР, ГДР и НРБ (называть пилотов космических кораблей в США принято астронавтами это слово означает совершенно то же, что и термин космонавты ). Они поднялись в космос на 70 кораблях (39 советских и 31 американском). [c.170]

Независимо от того, на какую околоземную орбиту выходит возвращающийся корабль, этот маневр целесообразен только в том случае, если предполагается последующее многократное использование корабля. Например, корабль может представлять собой стандартный МТА с ЯРДУ [4.108—4.109], способный совершать полеты на Луну и к различным планетам (это означает высокий уровень развития межпланетных сообщений). При этом планирование одной операции (в частности, выбор орбиты, на которой будет парковаться корабль) должно учитывать требования оптимизации общей стоимости многих экспедиций. [c.446]

Полет к Луне с околоземной орбиты. Чтобы обеспечить оптимальные условия перелета к Луне, т, е. близкую к л угловую дальность в любой день месяца, обычно используют промежуточную околоземную орбиту высотой около 200 км. КА с последней ступенью ракеты-носителя предварительно выводится на орбиту ИСЗ, плоскость которой проходит через заданную точку прицеливания. Затем с помощью последней ступени КА переводится на траекторию перелета к Луне. Разгон начинается в тот момент, когда угловая дальность от текущей точки на орбите до упрежденной точки близка к п. Если азимут задан то запуск через Северное полушарие возможен только один раз в сутки. При ограниченной протяженности второго активного участка старт с орбиты должен произойти в то время, когда КА перемещается в северном направлении. Если момент запуска через Северное полушарие пропущен, то примерно через полсуток появляется возможность запуска по тому же азимуту, но уже с перелетом через Южное полушарие. В этом случае старт с орбиты должен производиться в то время, когда КА перемещается в южном направлении. Таким образом, за счет изменения стартового полувитка возможно произвести два запуска к Луне в течение каждых суток, по северной и южной траекториям. [c.280]

Первый этап — старт с Зе.млн и выхол на околоземную орбиту. Второй — переход с начальной орбиты на траекторию полета к Луне с последующей коррекцией этой траектории. Третий — торможение у Луны и выведение корабля на окололунную (селеноцентрическую) орбиту. Здесь функции членов экипажа разделяются. Два астронавта переходят нз командного отсека [c.75]

В книге в доступной форме, без применения сложного математического аппарата, но вместе с тем вполне строго излагаются основы космодинамики — науки о движении космических летательных аппаратов. В первой части рассматриваются общие вопросы, двигательные системы для космических полетов, пассивный и активный полеты > поле тяготения. Следующие части посвящены последовательно околоземным полетам, полетам к Луне, к телам Солнечной системы (к планетам, их спутникам, астероидам, кометам) и за пределы планетной системы. Особо рассматриваются проблемы пилотируемых орбитальных станций и космических кораблей. Дается представление о методах исследования и проектирования космических траекторий и различных операций встречи на орбитах, посадки, маневры в атмосферах, в гравитационных полях планет (многопланетные полеты и т. п.), полеты с малой тягой и солнечным парусом и т. д. Приводятся элементарные формулы, позволяющие читателю самостоятельно оценить начальные массы ракет-носителей и аппаратов, стартующих с околоземной орбиты, определить благоприятные сезоны для межпланетных полетов и др. Книга содержит большой справочный числовой и исторический материал. [c.2]

Идеальная скорость о (1-12) представляет собой верхний предел достижимой скорости в идеальных условиях. В реальных условиях полета неизбежны потери скорости вследствие земного тяготения, аэродинамического сопротивления и некоторых других причин, о которых будет сказано позже. Сумма этих потерь может быть приближенно оценена заранее. Поэтому для каждой технической задачи, решение которой преследуется создаваемой ракетой, можно и заранее с достаточной точностью указать идеальную скорость, которая должна быть обеспечена надлежащим выбором параметров ракеты. Такая скорость называется характеристической и обозначается через Ох- Это — идеальнря скорость, которой должна обладать ракета, спроектированная для решения конкретной баллистической задачи. Так, например, для пуска ракеты с околоземной орбиты к Луне необходимо располагать характеристической скоростью Ох = 3200 м/сек. Для выведения спутника с поверхности Земли на низкую орбиту нужна характеристическая скорость около 9400 м/сек (фактическая скорость 7800 м/сек). Точное же значение Vx становится известным лишь после того, как ракета спроектирована. [c.28]

Поэтому для участка выведения предусмотрена иная компоновка, показанная па рис. 2.20. Ее суть понятна без объяснений. Здесь лунный корабль устанавливается внутри переходного отсека, передающего осевую силу. Такое решение полностью согласуется с силовой схемой, но вместе с тем корабль Аполлон в целом лишается комплектности. Поэтому в программу полета вводится операция траекторной перестройки отсеков. Система аварийного спасения отбрасывается еще на участке выведения до выхода на околоземную орбиту. Когда корабль после старта с начальной о-рбиты уже получил необходимую скорость и взял курс на Луну, астронавты отделяют основной блок от переходника третьей ступени, отводят его метров на 15 в сторону и разворачивают на 180°. Переходник разделяется по продольным разъемам и отбрасывается. Затем производится стыковка с лунным кораблем, в результате чего и образуется та самая компоновка, которая была представлена иа рис. 2.19. После стыковки ппследняя ступень носителя отделяется (рнс. 2.21), а корабль Аполло в полном ко пи1скте продолжает полет к Луне. [c.80]

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Т1, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите t и удельная энергия на траектории к Луне СЗ. Эти переменные, будучи определенными с помощью 1ггеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне. [c.93]

При планировании задачи полета на Луну определенное преимущество достигается в случае двух возможностей отлета с околоземной орбиты. Бторая возможность появляется приблизительно через 90 мин после первой (т. е. через один оборот на промежуточной орбите ИСЗ) и оказывается полезной в тех случаях, когда не все системы ракеты-но с иге ля и космического корабля проверены и готовы к повторно включению двигателя для выведения на траекторию полета к Луне. Б процессе подготовки полета принимается решение о том, сохранять ли время перелета к Луне для второй возможности таким же, какое требовалось для первой (класс 1) или уменьшить время полета для второй возможности на 90 мин (класс 2). Уменьшение времени перелета на 90 мин при использовании второй возможности позволяет сохранить время прибытия к Луне приблизительно таким же, как для первой возможности. [c.95]

Будем различать коррекцию околоземной эллиптической (или квазикруговой) орбиты и траектории полета к планетам Солнечной системы (или к Луне). В первом случае задача по суш еству сводится к переводу КА с одной орбиты на другую. Для выполнения такого маневра с минимальными затратами топлива можно опираться на результаты анализа оптимальных межорбитальных перелетов, компланарных и некомпланарных. В ряде случаев оказывается необходимым учитывать заданные временные ограничения. [c.425]

Успех пришел к новой ракете только 2 января 1959 года—старт и полет всех трех ступеней завершились благополучно. И хотя главную задачу запуска (а согласно программе лунных исследований, аппарат Е-1 должен был упасть на Луну) выполнить не удалось, советские конструкторы имели все основания торжествовать. Нри кажуш ейся скромности габаритов Е-1 (полезная нагрузка составила всего 361 килограмм) специалистам было понятно, что ракета Р-7 , снабженная третьей ступенью, уже способна вывести на околоземную орбиту контейнер весом в пять тонн. Этого было вполне достаточно для начала экспериментальных пусков с участием человека. [c.31]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...