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

расстоянии 236 тысяч километров от Земли. Для более точного попадания спускаемого аппарата в коридор входа в атмосфере Земли 17 ноября в 8 час 36 мин была проведена коррекция траектории на расстоянии 120 тысяч километров от Земли.

Проведение коррекции обеспечило выполнение поставлен­ ной задачи. Спускаемый аппарат вошел в заданный коридор.

Таким образом, траектория полета станции «Зонд-6» отно­ сится к классу близких облетных траекторий. Она сложным образом изгибается в пространстве и изобразить ее на плоско­ сти нельзя. Поэтому рис. 87 отражает просто схему полета, но не вид траектории в пространстве.

На третьем этапе осуществлен вход в атмосферу, управляе­ мое движение в ней с одновременным гашением скорости и по­ садка на территории Советского Союза.

В ы х о д на о р б и т у с п у т н и к а Л у н ы . Траектория полета космического аппарата к Луне с целью последующего перехода на орбиту спутника Луны принципиально ничем не отличается от траекторий попадания или облетных траекторий. В сообщении ТАСС читаем:

«В соответствии с программой исследования космического пространства 13 июля 1969 года в 5 час 55 мин по московско­ му времени в Советском Союзе осуществлен старт ракеты-но­ сителя с автоматической станцией «Луна-15». Запуск станции к Луне произведен с промежуточной орбиты искусственного спутника Земли. Цель полета — отработка бортовых систем автоматической станции и дальнейшее проведение научных ис­ следований Луны и окололунного пространства».

«С целью обеспечения подлета станции к Луне на заданном расстоянии 14 июля была проведена коррекция траектории ее движения. При подлете к Луне автоматическая станция была сориентирована в космическом пространстве и в 13 час (17 ию­ ля) по московскому времени была включена ее двигательная установка. В этот момент станция находилась над невидимой с Земли стороной Луны. После торможения станция «Луна-15» вышла на орбиту искусственного спутника Луны».

Таким образом, на участке полета к Луне здесь имеют ме­ сто уже рассмотренные этапы: выход на орбиту спутника Зем­ ли, старт с этой орбиты, пассивный полет к Луне и коррекция траектории. Общая продолжительность полета к Луне состав­ ляла 102 часа, т. е. 4 суток 6 часов, что как раз отвечает хоро­ шим условиям видимости станции на начальном периоде вре­ мени полета по селеноцентрической орбите. Добавился лишь

271

один новый этап — торможение с целью перехода на орбиту спут­ ника Луны. О необходимости тор­ можения мы уже говорили ранее: Луна сама не в состоянии затор­ мозить станцию.

Для перехода на орбиту спут­ ника Луны станция могла быть заторможена в различных точках подлетной траектории. Однако при переходе от одной точки тра­ ектории к другой скорость полета станции и расстояние ее от по­ верхности Луны будут беспре­ рывно изменяться. Следователь­ но, для создания спутника Луны при торможении в различных

точках подлетной траектории потребуются различные скорости торможения. Отсюда возникает вопрос: а в какой точке траек­ тории выгодней всего тормозиться, чтобы расход энергии был минимален? Тщательный анализ этого вопроса дает следую­ щий ответ: торможение необходимо производить в вершине подлетной гиперболы (рис. 88). Пусть R есть радиус орбиты спутника Луны, которую необходимо получить после торможе­ ния. Тогда подлетная ветвь гиперболической траектории в ре­ зультате коррекции должна быть так подведена к Луне, чтобы вершина гиперболы находилась на конечной круговой орби­ те, а плоскости обеих орбит совпадали. Для перехода на ор­ биту спутника торможение должно производиться в вершине гиперболы. Если переход на заданную круговую орбиту про­ изводить с какой-либо иной подлетной траектории (например, с траектории 4, изображенной на рис. 88), то импульс необхо­ димо прикладывать в точке а. При этом потребуется значи­ тельно больший расход энергии, чем в случае торможения в вершине гиперболы. Если, далее, мы обратимся к рис. 88, то видим, что вершина подлетной гиперболы расположена за Лу­ ной, если смотреть на нее с Земли. Вот теперь становится по" нятной фраза из сообщения ТАСС: «В этот момент (т. е. в мо­ мент включения двигательной установки) станция находилась над невидимой с Земли стороной Луны».

Точно так же протекал полет станции «Луна-10». Эта стан­ ция стартовала с орбиты спутника Земли со скоростью около 11 км/сек и на подходе к сфере действия Луны имела скорость около 1 км/сек относительно Луны. Это значительно превыша­

272

ет вторую космическую скорость для Луны на границе сферы ее действия, составляющую 0,383 км/сек. Поэтому в дальней­ шем станция двигалась по гиперболической пролетной траек­ тории, продолжая разгоняться силами лунного притяжения. В момент прохождения вершины гиперболы скорость ее попрежнему превышала вторую космическую.

При полете станции «Луна-10» вершина гиперболы была удалена почти на 1000 км от поверхности. Скорость станции в

1,59 км/сек. Вот поэтому Луна не могла захватить аппарат и превратить его в спутник: слишком велика была скорость стан­ ции. Поэтому перевести ее на орбиту спутника можно было только с помощью тормозного двигателя. В результате воздей­ ствия тяги двигателя, направленной навстречу скорости дви­

Американские «Аполлоны» приводнялись северо-восточнее Австралии в районе экватора. Станция «Зѳнд-6», чтобы при­ землиться на территории Советского Союза, совершила гро­ мадный, исчисляемый несколькими тысячами километров, ска­ чок в атмосфере. Почему побывавшие у Луны космические ап­ параты вынуждены садиться в районе экватора Земли, а что­ бы сесть в северные широты, — выполнять сложные управ­ ляемые маневры в атмосфере Земли? Неужели нельзя подо­ брать траектории, начинающиеся у Луны и оканчивающиеся в заданных точках на поверхности Земли?

Чтобы разобраться в поставленных вопросах, необходимо обратиться к динамике полета космического аппарата от Лу­ ны к Земле.

Траектория полета космического аппарата к Земле может начинаться либо прямо с поверхности Луны (прямой старт), либо с промежуточной орбиты спутника Луны (по схеме поле­ та американских кораблей «Аполлон»), либо после облета ее. Иначе говоря, все эти траектории будут выходить к Земле из сферы с радиусом примерно 2000 км. Радиус этой сферы виден с Земли под углом около 20 угловых минут.

Чтобы преодолеть притяжение Луны и вернуться на Землю, космический аппарат на границе сферы действия должен иметь скорость около 400 м/сек. Ввиду этого траектории воз­ вращения и, следовательно, скорости подлета к Земле будут близки к параболическим. Космический аппарат будет входить

в атмосферу Земли почти со второй космической скоростью. При отлете от Луны космическому аппарату можно придать различное направление скорости и в зависимости от этого бу­ дет меняться вид траектории полета к Земле и угол входа в. атмосферу Земли. Траектории типа 1 (рис. 89) входят в ат­ мосферу под прямым углом. Подлетая к Земле со скоростью примерно 11 км/сек, космический аппарат не успеет погасить

скорость в верхних слоях ат­

стигающие 300—400 единиц. (Напомним, что хорошо тренированный человек в состоянии перенести кратковременную перегрузку всего 15—20 единиц.) Действие таких перегрузок эквивалентно, например, удару о твердую преграду и человеческий организм перенести ее не сможет. Вот поэтому и выбирают такие траектории, которые входят в атмосферу Земли полого, при движении по которым происходит плавное, постепенное торможение космического ап­ парата, начинающееся в верхних слоях атмосферы. Этим усло­ виям отвечают траектории, перигей которых лежит в атмосфе­ ре Земли (траектория типа 3 на рис. 89). Конечно, когда кос­ мический аппарат начнет тормозиться в атмосфере Земли, то атмосфера изменит траекторию движения и он не достигнет точки перигея. Значит, понятие перигей имеет здесь некоторое условное значение, так как космический аппарат пройдет че­ рез перигей, если Землю лишить атмосферы. По этой причине баллистики ввели понятие высоты условного перигея, подчер­ кивая тем самым условность этой величины. Для обеспечения нормальной посадки станций «Зонд-5» и «Зонд-6» высота ус­ ловного перигея составляла 45 км. При полете по траектории с высотой условного перигея 45 км происходит плавное тормо­ жение и даже в случае неуправляемого (баллистического) спуска перегрузка не превышает 10—12 единиц, т. е. такие перегрузки уже может перенести человеческий организм. Од­ нако посадка в этом случае будет производиться где-то в районе расположения точки условного перигея над поверх­ ностью Земли.

Обратимся к рис. 90. Из него видно, что широта точки условного перигея непосредственно зависит от положения

274