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

Рис . 83. Время полета до орбиты Луны.

чальной скорости отлета от Земли время полета к Луне сокра­ щается. Это наглядно иллюстрируется графиком, данным на рис. 83. На нем по горизонтальной оси отложена величина АѴ, показывающая превышение скорости отлета над параболиче­ ской (напомним, что параболическая скорость отлета равна 10,99967 км/сек, минимальная скорость— 10,90525 км/сек). Когда ДК имеет положительный знак, то фактическая ско­ рость отлета равна параболической плюс АУ. Наоборот, если АѴ отрицательна, то скорость отлета равна параболической минус ДИ. В практически осуществимых полетах время полета может изменяться в пределах от 4,5 до 1,5 суток.

Но стартуя с Земли со скоростью, близкой ко второй кос­ мической, мы еще не гарантированы, что можно уверенно до­ стичь Луны. В нее надо попасть, а для этого необходимо очень точно прицелиться. Вот несколько цифр, которые наглядно ха­ рактеризуют необходимую точность попадания в Луну. При скоростях старта с орбиты спутника Земли, меньших чем пара­ болические на 50—60 м/сек, т. е. при полете по эллиптическим орбитам, предельные ошибки по скорости составляют 10 м/сек, а по углу наклона ее ■— 0,4°. И это при скорости отлета раке­ ты около 11 км/сек! При превышении ошибок выведения по сравнению с указанными ракета не попадет в Луну. А ведь нужно попасть не просто в Луну, а в некоторую ограниченную,

261

видимую с Земли область, т. е. стартовать необходимо еще с большей точностью! При скоростях отлета, превышающих па­ раболические, т. е. при полете к Луне по гиперболическим ор­ битам, требования к точности выведения несколько ослабля­ ются и предельные ошибки по скорости возрастают до 20— 40 м/сек, а по углу, наоборот, уменьшаются до 0,3°. Однако от­ клонения орбиты определяются совместным влиянием погреш­ ностей по скорости и углу. Учитывая также влияние других по­ грешностей, например, неточное значение массы Земли, приво­ дящих к отклонению орбиты, можно считать, что для полетов по попадающим траекториям к Луне с начальными гиперболи­ ческими скоростями погрешности выведения не должны пре­ вышать по скорости 10—20 м/сек, по углу 0,15—0,20°.

В случае старта со средних широт, т. е. с территории Совет­ ского Союза, когда плоскость орбиты полета не совпадает с плоскостью орбиты Луны, требования к попадающим орбитам становятся еще более жесткими. Например, для второй совет­ ской космической ракеты («Луна-2»), которая совершала по­ лет к Луне по гиперболической орбите, погрешность в скорости выведения, равная 1 м/сек, приводит к отклонению точки встречи с Луной на 250 км. Иначе говоря, при старте с ошиб­ кой в скорости более 7 м/сек ракета пройдет мимо Луны. От­ клонение вектора скорости от его расчетного направления на одну угловую минуту вызывает смещение точки встречи на 200 км, т. е. допустимая ошибка не должна превышать 8 угл. минут. На отклонение точки встречи с Луной существенное влияние оказывают также и другие факторы, в частности, ошибки во времени старта. Расчеты показывают, что при отличии времени старта от расчетного на 10 секунд имеет ме­ сто отклонение точки встречи на поверхности Луны до

200 км.

Таким образом, можно считать, что для попадания в Луну при пуске ракеты с территории Советского Союза погрешность в скорости в конце участка выведения не должна превышать нескольких метров в секунду, а отклонение вектора скорости от его расчетного направления не должно быть более 0,1 гра­ дуса. Вот теперь можно наглядно представить, сколь велика должна быть точность работы системы управления, чтобы мно­ готонную громаду мощностью в миллионы лошадиных сил точ­ но направить к Луне.

В качестве примера рассмотрим траекторию первого поле­ та на Луну. Старт второй советской космической ракеты к Лу­ не был осуществлен 12 сентября 1959 года. Запуск произво­ дился с помощью многоступенчатой ракеты. Вначале ракета

262

поднималась вертикально вверх от поверхности Земли. Затем,

•подчиняясь действию программного механизма автоматиче­ ской системы, управляющей ракетой, ее траектория стала по­ степенно отклоняться от вертикали. Одновременно с этим бы­ стро нарастала ее скорость. В конце участка разгона послед­ няя ступень ракеты набрала скорость 11,2 км/сек, превысив вторую космическую скорость; выйдя на гиперболическую ор­ биту полета к Луне. На последующее движение ракеты вплоть до вхождения ее в сферу действия Луны основное влияние ока­ зывает Земля. По этой причине в первом приближении траек­ торию движения ракеты относительно Земли можно предста­ вить в виде гиперболы, в фокусе которой находится Земля. Наибольшее искривление орбиты будет у Земли, и с удалени­ ем от Земли она будет распрямляться.

По мере удаления от Земли в соответствии с законами не­ бесной механики скорость полета будет постепенно убывать. Так, на высоте 1500 км скорость ракеты относительно центра Земли была немного больше 10 км/сек, и на высоте 100 тыс. км она равнялась уже примерно 3,5 км/сек. В последующем поле­ те она уменьшилась до 2 км/сек. В дальнейшем за счет все воз­ растающего влияния Луны уменьшение скорости прекрати­ лось и она снова стала возрастать, достигнув на сфере дейст­ вия Луны 2,3 км/сек. В 0 час 2 мин 20 сек по московскому вре­ мени 14 сентября 1959 года, т. е. спустя полтора суток полета, ракета достигла поверхности Луны, имея при этом скорость около 3,3 км/сек. Точка встречи с Луной располагалась в райо­

верхности Луны под углом 60°. Последняя ступень ракеты-но­ сителя также достигла поверхности Луны.

Полет станции «Луна-2» происходил по так называемой жесткой траектории, характеризующейся сравнительно малым полетным временем (примерно 1,5 суток), вследствие чего представилась возможность занизить требования к точности выведения ракеты на орбиту полета. Однако недостатком пря­ мого старта к Луне, как об этом уже говорилось ранее, являет­ ся то, что, с одной стороны, увеличиваются энергетические затраты на разгон ракеты, и, с другой, полет к Луне произво­ дится при отрицательных склонениях ее, что невыгодно для работы средств обеспечения и наблюдения за станцией, рас­ положенных на территории Советского Союза. Чтобы исклю­ чить эти недостатки, в последующих пусках применялась иная схема полета к Луне, использующая старт с промежуточной орбиты спутника Земли с увеличением времени полета. По та­

263

разделенные по отдель­ ным этапам полета.

1. На первом этапе полета ракета-носитель вывела на ор­ биту спутника Земли автоматическую станцию «Луна-9» с ра­ кетным блоком, предназначенным для последующего разгона с орбиты спутника Земли. Орбита спутника Земли характери­ зуется следующими параметрами:

—высота перигея — 173 км;

—высота апогея — 224 км;

—■наклонение орбиты к плоскости экватора — около 52°. Старт с поверхности Земли был произведен 31 января 1966 года. Выбор такой даты был приурочен к наступлению лунного утра в районе Океана Бурь. В этот период создаются наиболее благоприятные условия для функционирования стан­ ции на Луне и обзора ее поверхности. В момент посадки стан­ ции Солнце находилось над местным горизонтом под углом около 3°. Одновременно с обеспечением посадки в лунное утро выбиралось такое положение Луны, когда она находилась от­ носительно высоко над плоскостью экватора Земли. Выпол­ нение последнего условия позволило расширить интервалы прямой радиовидимости Луны с территории Советского Союза. 2. На втором этапе полета осуществлен запуск разгонного ракетного блока и автоматическая станция выводится на тра­ екторию полета к Луне. Включение разгонного блока произ­ водилось автоматической системой управления спустя пример­

но три четверти витка орбиты спутника Земли.

Понятно, что суммарный расход топлива, а следовательно,, и вес научной аппаратуры станции существенным образом за­ висит от энергетических затрат на разгон с орбиты спутника Земли, на коррекцию движения и торможение перед посадкой на Луну. При сокращении продолжительности полета увеличи­ ваются затраты топлива на разгон у Земли и на торможение у Луны, но из-за более слабого влияния ошибок выведения уменьшается расход топлива на коррекцию. Например, если