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

продолжительность полета составляет '3,5 суток, то у поверх­

2800 м/сек. Однако, используя траектории с большим временем полета к Луне, т. е. добиваясь уменьшения энергетических за­ трат на разгон и торможение, мы одновременно будем увеличи­ вать расход топлива на коррекцию. Это происходит от того, что при большой продолжительности полета траектория дви­ жения становится очень чувствительной к ошибкам выведения, которые приведут к большим отклонениям траектории у Луны и, как следствие, к возрастанию импульса коррекции. Сущест­ вует, значит, некоторая оптимальная продолжительность по­ лета, когда обеспечивается выведение на орбиту максимально­ го веса. В результате анализа различных траекторий полета было установлено, что наибольший полезный вес автоматиче­ ской станции получается при продолжительности полета меж­ ду 3 и 4 сутками. В окончательном выборе продолжительности полета (3, 5 суток) было учтено требование, чтоібы в момент прилунения и спустя некоторое время после него станция бы­ ла хорошо видима с пунктов управления Советского Союза.

Разумеется, выбранная траектория полета к Луне будет очень сильно реагировать на ошибки выведения. Например, если скорость старта с орбиты спутника Земли по сравнению с расчетной увеличить всего на 1 м/сек, то она отклонит траек­ торию от центра Луны на 2000 км, т. е. станция вообще не по­ падет в Луну. А такая ошибка вполне возможна, поскольку ошибка в 1 м/сек составляет менее одной сотой процента на­ чальной скорости полета к Луне. Траекторные измерения с наземных пунктов космической связи позволили установить, что автоматическая станция движется по траектории, прохо­ дящей на удалении около 10 000 км от центра Луны. В соот­ ветствии с полученным прогнозом возникла необходимость провести коррекцию траектории, т. е. исправить ее так, чтобы она проходила через выбранный район посадки на Луне.

3. Третьим этапом полета явилась коррекция траектории движения, обеспечившая встречу автоматической станции с поверхностью Луны в заранее намеченной равнинной части Океана Бурь. Включение корректирующей двигательной уста­ новки'было произведено по командам с Земли в 22 часа 29 ми­ нут 1 февраля, в результате чего скорость движения автомати­ ческой станции изменилась в требуемом направлении на 71,2 м/сек. Скорректированная траектория стала проходить практически через расчетную точку прилунения.

Необходимо отметить, что на точность исполнения коррек­

2 6 5

ции налагаются еще более жесткие требования, чем, например, на старт с орбиты спутника. Расчеты показывают, что для выб­ ранной траектории полета к Луне отклонение в величине ско­ рости коррекции в 1 м/сек приводит к смещению точки посад­ ки на поверхность Луны на 100—150 км. Ошибка в ориентации двигателя в плоскости, перпендикулярной направлению на Лу­ ну, всего на 10 угловых минут приводит примерно к такйм же отклонениям точки посадки.

4. Четвертый этап — торможение и осуществление мягкой посадки на Луну. По мере приближения к Луне производилось уточнение траектории движения станции и на высоте около' 8300 км станция вместе с двигательной установкой была ори­ ентирована строго по лунной вертикали. Это направление со­ хранялось примерно в течение часа. На высоте около 75 км от поверхности Луны, за 48 сек до посадки, по команде радиовы­ сотомера была включена тормозная двигательная установка, и 3 февраля в 21 час 45 мин 30 сек станция мягко опустилась на поверхность Луны. На этом, собственно, баллистическая часть обеспечения управления полетом закончилась.

Таким образом, мы рассмотрели две схемы полета с попа­ данием в Луну. Каждая из них имеет свои недостатки и пре­ имущества. Однако предпочтительней все же остается вторая схема. Не случайно поэтому последующие за станцией «Лу­ на-9» полеты к Луне осуществлялись с использованием про­ межуточной орбиты спутника Земли.

О б л е т Луны. Облет Луны с возвращением к Земле с баллистической точки зрения является более сложной задачей, чем попадание в Луну. В качестве номинальной считается та­ кая облетная траектория, которая при возвращении к Земле проходит через ее центр.

Однако, прежде чем говорить о траекториях, необходимо строго определить — что такое облет Луны. По непосредствен­ ному впечатлению, это такой полет космического аппарата, когда он, побывав за невидимой с Земли стороной Луны, оги­ бает ее и затем возвращается к Земле. Но можно представить себе и такие траектории, когда космический аппарат, «осмот­ рев» обратную сторону Луны, возвращается к Земле, не обле­ тая ее. Траектория полета должна отвечать двум условиям: прямая (полет к Луне) и обратная (возвращение к Земле) ветви траектории должны обязательно пересекать сферу дей­ ствия Луны и наиболее удаленная точка траектории должна лежать на расстоянии, превышающем радиус орбиты Луны.

В соответствии с данным определением различают два ос­ новных класса траекторий: облетные и долетиые.

266

Рис . 85. Классы облетных траекторий.

Вплоской задаче (плоскость траектории полета к Луне и плоскость орбиты Луны совпадают) класс облетных траекто­ рий характеризуется прежде всего тем, что Луна оказывается

лежащей внутри траекторий, начинающихся и оканчивающих­ ся у Земли (рис. 85). Две верхние траектории, приведенные на этом рисунке, соответствуют тесному сближению с Луной и быстрому возвращению к Земле. Для нижних же траекторий характерно то, что они проходят относительно далеко от Луны и полетное время по сравнению с первыми траекториями ста­ новится значительно большим. Во всем классе облетных траек­ торий огибание Луны, если смотреть со стороны северного по­ лушария, производится в направлении часовой стрелки. Чис­ ленный анализ показывает, что облетных траекторий, возвра­ щающихся к Земле и огибающих Луну в направлении против часовой стрелки, не существует.

В классе долетных траекторий огибание Луны производит­ ся уже не с наружной (по отношению к Земле), а с внутренней стороны (рис. 86). Как и в классе облетных траекторий, здесь возможно тесное и слабое сближение с Луной с соответствую­ щим изменением полетного времени. С точки зрения возмож­ ностей изучения невидимой части Луны этот класс траекторий имеет меньшее практическое значение и поэтому они не слу­ чайно не использовались при запусках космических аппаратов.

По сравнению с попадающими в Луну облетные траекто­ рии значительно более чувствительны к ошибкам выведения.

267

так же она возвращается к Земле, когда скорость отлета уве­ личена на 10 м/сек (увеличено минимальное расстояние). Од­ нако при уменьшении скорости отлета на те же 10 м/сек тра­ ектория либо соударяется с Луной, либо обходит Луну противчасовой стрелки, вследствие чего облета Луны не получается. Более близкий облет усиливает этот эффект. Вот по этой при­ чине облет Луны с возвращением к Земле без коррекции на пассивном участке можно считать технически нереальной за­ дачей.

Среди различных задач выбора траекторий облета Луны особое место занимает так называемая специальная задача об­ лета Луны. Под ней понимается задача отыскания облетов, при которых космический аппарат возвращается в атмосферу Земли полого, а не вертикально, как было рассмотрено ранее. Такого рода траектории наиболее интересны, так как они отве­ чают лучшим условиям входа в атмосферу. Именно по таким траекториям осуществлялся полет автоматических станций «Зонд-5» и «Зонд-6». Рассмотрим особенности движения по таким траекториям на примере полета станции «Зонд-6».

Траекторию полета автоматической станции «Зонд-6» мож­ но разделить на три основных этапа (рис. 87).

Первый этап начинается со старта с Земли и заканчивает­ ся выходом на орбиту искусственного спутника Земли. Запуск автоматической станции «Зонд-6» -был осуществлен многосту­

268

пенчатой ракетой-носителем 10 ноября 1968 года в 22 час 11 мин 30 сек московского времени. Станция вместе с последней сту­ пенью ракеты-носителя была вы­ ведена на орбиту спутника Земли

спараметрами:

—высота перигея 185 км;

—высота апогея 210 км;

■— наклонение орбиты к пло­ скости экватора ■— 51,4°.

Выбор времени старта произ­ водился из условия нормальной

работы средств управления полетом наземного комплекса, воз­ можности посадки станции на территории Советского Союза и работы бортовых систем астроориентации. В частности, для выбранной даты старта склонение Луны составляло около 10°, что обеспечивало хорошую видимость станции с пунктов, расположенных на территории Советского Союза. Прямой пуск станции, т. е. без выхода на промежуточную орбиту, при поло­ жительном склонении Луны, привел бы к уменьшению веса полезной нагрузки.

На втором этапе станция с помощью последней ступени ра­ кеты-носителя стартует с промежуточной орбиты и выходит на трассу полета к Луне. Включение двигателя было произведено в 23 час 18 мин 30 сек, т. е. спустя примерно три четверти витка орбиты спутника, от автономной бортовой системы управле­ ния. В результате станция получила скорость около 11,2 км/сек. После выключения двигателя и отделения ракетыносителя станция начала совершать пассивный полет по вы­ тянутой эллиптической орбите, апогей которой расположен значительно дальше орбиты Луны. На участке полета до сфе­ ры действия Луны плоскость орбиты движения сохраняла свое неизменное положение в пространстве и наклонение ее к эква­ тору составляло примерно 51,4 градуса.

В результате измерений фактического движения станции было установлено, что траектория движения ее близка к рас­ четной. Однако для обеспечения пролета станции на заданном расстоянии у Луны и нормального последующего возвращения к Земле необходимо было провести коррекцию траектории. Мы уже говорили о том, что из-за высокой чувствительности облет­ ной траектории к ошибкам выведения реализовать их без кор­ рекции практически невозможно. Например, ошибка в скоро­ сти старта с орбиты спутника Земли всего в 1 см/сек приведет

269

к отклонению траектории от поверхности Земли на 100 км. А ведь скорость 1 см/сек составляет примерно одну десятимил­ лионную часть от скорости старта и она, конечно, вполне до­ пустима технически. В то же время мы знаем, что для нор­ мальной посадки станции на Землю надо выйти на такую тра­ екторию возвращения к Земле, когда высота перигея ее над Землей составляла бы 45 км с ошибкой в ту или иную сторону не более 10 км. Значит, чтобы попасть в этот коридор, необхо­ димо скорость старта выдержать с ошибкой менее 1 мм/сек, что технически нереально. Мало того, не менее жесткие требо­ вания должны быть наложены на направление скорости стар­ та, время включения и выключения двигателя, высоту орбиты и др. Это еще больше повышает требования к точности работы системы управления. Чтобы не делать систему управления слишком сложной, оказалось целесообразным проведение кор­ рекций. Именно по этой схеме совершают полеты к Луне совет­ ские и американские космические аппараты.

Время коррекции станции «Зонд-6» выбиралось с учетом ряда условий. Если коррекцию выполнять на небольшом рас­ стоянии от Земли, то ошибки исполнения ее приведут к боль­ шим разбросам у Луны. Если же коррекцию проводить вблизи Луны, она может оказаться неэффективной или потребует больших энергетических затрат для обеспечения оптимальных условий облета Луны. Совместное влияние этих факторов при­ вело к тому, что коррекция была проведена на расстоянии око­ ло 250 тысяч километров от Земли. Включение корректирую­ щей двигательной установки было произведено в 8 час 41 мин 12 ноября и после того, как станции была сообщена необходи­ мая величина дополнительной скорости, система управления выключила двигательную установку.

После пересечения сферы действия Луны траектория дви­ жения станции «Зонд-6» относительно Луны являлась гипер­ болой (с эксцентриситетом около 2), вершина которой нахо­ дилась над поверхностью Луны на расстоянии 2420 километ­ ров. В процессе полета в сфере действия Луны движение стан­ ции определялось в основном только притяжением Луны. Об­ летая Луну, станция одновременно как бы транспортировалась Луной при ее движении вокруг Земли. Плоскость орбиты стан­ ции относительно Луны сохраняла свое неизменное положение. Описав в сфере действия Луны дугу около 110°, станция вы­ шла из нее. Однако за счет влияния Луны наклонение плоско­ сти орбиты возвращения изменилось и она стала пересекать Землю примерно вдоль меридиана.. После облета Луны для устранения возмущений, вызванных ее гравитационным полем

270