Файл: Авдеев, Ю. Ф. Преддверие сказочного мира. (Космос, баллистика, человек).pdf

до 200 м/сек. Наконец, когда апогей коснется орбиты Луны, что соответствует случаю отлета от Земли с минимальной ско­ ростью, скорость полета в апогее станет равной 187 м/сек. Не­ обходимо заметить, что найденные скорости отсчитываются относительно Земли, а не Луны. Чтобы получить скорость кос­ мического аппарата относительно Луны, надо учесть собствен­ ное движение Луны вокруг Земли, которое происходит со ско­ ростью примерно 1020 м/сек. Значит, когда космический аппа­ рат, стартуя с Земли и двигаясь по эллиптической орбите в направлении часовой стрелки, достигнет сферы действия Лу­ ны, то его скорость будет направлена навстречу движению Лу­ ны и относительно Луны он будет в этот момент лететь со ско­ ростью 1220 м/сек. При полете по орбите против часовой стрелки его относительная скорость уменьшится до 820 м/сек. Теперь вспомним, что параболическая скорость на границе сферы действия Луны составляет всего 383 м/сек. Спутник Лу­ ны, имеющий такую скорость, навсегда покинет Луну. Но в лучшем случае при отлете с Земли мы получаем относитель­ ную скорость порядка 820 місек, которая более чем в два раза превышает вторую космическую скорость Луны. При других ориентациях эллипса подлета к Луне эта скорость еще боль­ ше возрастает и достигает максимального значения 1220 місек. Отсюда следует интересный вывод: скорость космического ап­ парата в сфере действия Луны всегда является гиперболиче­ ской. Вот теперь становится понятным вопрос о том, почему исключается захват аппарата Луной. Гипербола, как мы уже знаем, разомкнутая траектория. Пролетев один раз относи­ тельно планеты по гиперболической траектории, космический аппарат больше никогда не вернется к ней.

Нам осталось, наконец, рассмотреть последний вопрос сближения с Луной — вид траекторий космического аппарата относительно Луны при движении внутри сферы ее действия. Обратимся вначале к простому случаю, когда плоскость орби­ ты полета к Луне и плоскость орбиты Луны совпадают. Старт к Луне производится с минимальной скоростью, когда апогей исходной орбиты касается орбиты Луны. Для уменьшения се­ леноцентрической скорости движение по орбите полета к Луне производится против вращения часовой стрелки (рис. 80). На рис. 80 точка А соответствует положению космического аппа­ рата в момент пересечения им сферы действия Луны. На участ­ ке полета от Земли до точки А движение космического аппара­ та рассматривалось только под действием притяжения Земли, а начиная с этой точки дальнейшую траекторию необходимо определять с учетом притяжения одной Луны. Если бы Луна

255

(рис. 80). Пользуясь полученным треуголь­ ником скоростей, можно удобно и наглядно показать качественный характер полета космического аппара­

та. Перемещая точку входа А по сфере действия Луны, мы бу­ дем тем самым получать различные направления селеноцент­ рической скорости относительно центра Луны (рис. 81), где точками А 1, ..., А 7 обозначены различные местоположения ап­ парата в момент достижения сферы действия Луны и селено-

Рис . 81. Траектория движения внутри сфе­ ры действия Луны.

256

Смещая точку входа еще левее, будем получать все более изогнутые гиперболические орбиты, поскольку они будут все ближе и ближе проходить от центра Луны.

С л у ч а й А 4. В этом случае вектор селеноцентрической скорости направлен к центру Луны, т. е. при полете по этой схеме обеспечивается попадание в центр Луны.

Рассматривая общую тенденцию изменения траекторий по­ лета космического аппарата за счет воздействия притяжения Луны при старте с Земли с минимальной скоростью, необхо­

сферы действия Луны в направлении против вращения часо­ вой стрелки. Однако, забегая вперед, укажем, что при пусках автоматических станций типа «Зонд-5» или «Зонд-6» облет производился как раз в противоположном направлении, т. е. использовался селеноцентрический эффект, вращающий тра­ ектории в направлении часовой стрелки. Это обусловлено тем, что при старте с Земли с минимальной скоростью, оказывает­ ся, не существует орбит, позволяющих облететь Луну с пово­ ротом траекторий внутри сферы ее действия против часовой стрелки и вернуться на заданной высоте к Земле. Как же найти выход из создавшегося положения? Выход один — надо уве­ личить по сравнению с минимальной скорость отлета от Зем­ ли. Вот по этой причине высоту апогея орбиты отлета от Земли берут значительно больше расстояния до орбиты Луны. В этом случае для качественного анализа движения допустимо при­ ближение, что при подлете к любой достижимой с Земли точ­ ке сферы действия Луны космический аппарат будет иметь од­ ну и ту же геоцентрическую скорость как по величине, таки по направлению. Треугольник скоростей будет иметь одну и ту же форму, независимо от положения точки входа, селеноцентри­ ческая скорость также будет одинаковой во всех точках и на­ чальные участки траекторий будут как бы параллельны между собой (рис. 81).

Точки входа Ль А 1 являются граничными, в которых кос­ мический аппарат может только задеть сферу действия, но не войти в нее. При вхождении аппарата в сферу действия со сто­ роны ее, обращенной к Земле, образуются гиперболические траектории, огибающие Луну как в направлении часовой стрелки, так и навстречу ей.

Разделяющей эти два типа облетных траекторий является точка Л4, через которую осуществляется попадание в центр Луны. Осуществляя вход в сферу действия на участке между точками А ! и Л4, путем последующего торможения можно соз-

258

дать спутник Луны с левым вращением по орбите, а при входе на участке Л4 — — с правым вращением. Высота орбиты спутника может регулироваться соответствующим выбором точки входа.

Конечно, в этом простом качественном анализе вопросов полета к Луне мы не в состоянии описать многих тонких эф­ фектов, сопутствующих участку входа и выхода космического аппарата из сферы действия Луны. Мы, например, недостаточ­ но касаемся вопроса о характере орбит полета после выхода из сферы действия Луны. Для этой цели потребовалось бы по­ строение еще одного треугольника скоростей, который уже нельзя будет представить так же просто, как это было выпол­ нено на входе в сферу. Мы также больше ничего не говорим об изменении энергии космического аппарата после облета Лу­ ны. Оказывается, в частности, что она может не только возра­ стать, в чем мы уже убедились, но и убывать. Луна выступает здесь в роли захватчика, отбирающего часть энергии аппара­ та, увеличивая тем самым собственную энергию. Во всех этих вопросах желающие могут разобраться, обратившись к уже упоминавшейся статье В. А. Егорова.

Теперь скажем несколько слов по поводу пространственно­ го облета Луны. Конечно, динамика движения космического аппарата здесь усложняется еще больше. Влияние Луны ска­ жется в том, что изменению будут подвергаться не только па­ раметры движения, такие, как, скажем, величина скорости по­ лета, но и пространственное положение орбиты. Нам, напри­ мер, известно, что автоматическая станция «Зонд-6» отлетала от Земли по орбите с наклонением, составляющим примерно 51°,4. Если бы Луна отсутствовала, то станция возвратилась бы к Земле с этим же самым наклонением. Однако влияние Луны привело к тому, что положение плоскости орбиты в простран­ стве изменилось, и на участке возвращения наклонение состав­ ляло примерно 90°. Почему это произошло? Вот примерное ка­ чественное объяснение этого явления. Когда станция вошла в сферу действия Луны, то Луна лежала в стороне (справа, ес­ ли смотреть с Земли) от геоцентрической плоскости орбиты. Боковая сила, возникшая в результате притяжения Луны, ста­ ла смещать станцию вбок от первоначальной плоскости дви­ жения, как бы стараясь повернуть плоскость орбиты вокруг ли­ нии Земля — Луна. Суммарное действие Луны за время, пока станция находилась в ее сфере, и привело к повороту плоско­ сти орбиты так, что наклонение изменилось и приняло значе­ ние 90°. Используя этот эффект, можно получать самые неожи­ данные орбиты и именно это обстоятельство помогло выбрать