книги из ГПНТБ / Авдеев, Ю. Ф. Преддверие сказочного мира. (Космос, баллистика, человек)

VIII

ДО САМОЙ ДАЛЕКОЙ ПЛАНЕТЫ НЕ ТАК УЖ, ДРУЗЬЯ, ДАЛЕКО

Снезапамятных времен люди наделяли Луну свойствами милостивого божества. Ее Мягкий серебристый свет пле­

нял воображение человека. Ей поклонялись, она становилась поэтическим образом. Для поэтов Селена — неиссякаемый источник вдохновения. Для ученых полноликая Луна— тайна* которую надо разгадать.

Луна — ближайший сосед Земли по квартире в большом городе Солнечной системы. Природа загадочной Луны, строе­ ние ее поверхности давно уже стали предметом обсуждения астрономов всего мира. О ней написаны книги, ей посвящены многочисленные исследования. Телескопы всего мира не раз поворачивались в ее сторону, ощупывая каждый клочок ее по­

242

верхности. Сделано много. Составлены подробные карты ее ви­ димой части поверхности с указанием гор, долин, «морей», найдены ее «вес», форма, объем, предсказано ее движение с высокой точностью. Но буквально до последнего десятилетия никто не мог с гарантией сказать—а из чего она состоит, како­ ва ее форма с невидимой стороны, каков грунт, происходят ли внутри ее какие-либо процессы или же это мертвое застывшее тело? Да, действительно никто, до тех пор пока за это не взя­ лась космическая техника. Десятилетие с 1959 по 1969 год можно по праву назвать годами рождения Луны для челове­ чества.

Луна открывается людям. Советские автоматические стан­ ции «Луна», «Зонды», американские «Сервейоры» и корабли «Аполлон» единым фронтом двинулись на штурм Луны и на разгадку ее тайны. Список участников наступления на Луну беспрерывно пополняется. Почти каждый из них доставил на Землю совершенно недоступные ранее сведения о нашей бли­ жайшей соседке.

В решении задач исследования Луны можно выделить три ■основные этапа, разграниченных техническими возможностя­ ми ракетно-космических систем.

На первом этапе ракетно-космические системы обеспечи­ вали лишь ограниченную продолжительность исследований во время сближения с Луной, при попадании в нее или при обле­ те. Эти возможности первого этапа были успешно реализованы ■в СССР и США для проведения первых научных исследований трасс полета к Луне, самой Луны и окололунного простран­ ства.

На втором этапе исследования Луны решаются более слож­ ные задачи — доставка автоматических станций с приборами на лунную поверхность или выведение на окололунную орби­ ту. Началось непосредственное изучение свойств лунной по­ верхности и ее структуры.

На третьем этапе последовал полет человека на селено­ центрическую орбиту, а затем высадка экспедиции на Луну и возвращение ее на Землю. «Лунный камень» доставлен на

Землю.

В последующем задача будет состоять в детальном плано­ мерном обследовании Луны и устройстве на ней обитаемых ■станций.

Самая близкая к нам планета — Венера. Это планета зага­ док. Еще в глубокой древности люди любовались ее таинствен­ ным блеском. Но буквально до наших дней Венера прятала свои тайны за покрывалом густых облаков. И только совет­

ские автоматические станции «Венера» и американские «Маринеры» позволили приоткрыть завесу над утренней звездой. Сделан еще один шаг в познании Вселенной.

Воинственный Марс расположен дальше от Солнца, чем Земля. Однако, несмотря на очевидно суровые климатические условия, с ним часто связывают наличие неземных существ. Ответить на этот чрезвычайно интересный вопрос до сих пор,, пока на него не проникнут роботы в лице незаменимых развед­ чиков — космических аппаратов, по-видимому, не представит* ся возможным. Сейчас сделаны только первые шаги на пути к. исследованию этой загадочной планеты средствами космиче­ ской техники. Разгадка ее тайн — дело будущего.

Полет кЛуне, Марсу и Венере — качественно новая за­ дача космической баллистики, если ее сравнивать с полетом спутника Земли. Вот об этом и будет теперь идти речь.

Перед стартом к Луне

Напомним основные характеристики орбиты движения Лу­ ны относительно Земли.

Луна движется вокруг Земли по орбите, близкой к круго­ вой (среднее значение эксцентриситета составляет 0,05). Про­ должительность одного оборота Луны составляет примерно 27,3 суток. Расстояние ее от Земли равно в среднем 384 000 км. За счет имеющейся, хотя и незначительной, эллиптичности ор­ биты ее наибольшее расстояние от Земли (в апогее) достигает 405 500 км и наименьшее (в перигее) 363 000 км. Скорость дви­ жения Луны по орбите составляет примерно 1,02 км/сек. Со­ вершая полет с такой скоростью, Луна описывает по небесной сфере за каждые сутки дугу около 13°. Плоскость орбиты Луны относительно плоскости.экватора Земли беспрерывно изменя­ ется в диапазоне от 18° до 28°. В 1970 г. наклонение плоскости орбиты составляло около 28°. Это означает, что в течение каж­

—полет вблизи Луны с последующим выходом космиче­ ского аппарата за пределы сферы действия Земли и превра­ щением его в спутник Солнца — искусственную планету («Лу­ на-1», «Пионер-4»);

—полет с «жестким» попаданием в Луну («Луна-2»,. «Рейнджер-7»);

244

—полет с мягкой посадкой на Луну без выхода на проме­ жуточную орбиту ее спутника («Луна-9», «Сервейор-1»);

—полет с выходом на орбиту спутника Луны без посадки

ибез возвращения на Землю (беспилотные — «Луна-10», «Лу- нар-Орбитар-1»);

—полет с выходом на орбиту спутника Луны без посадки на Луну, но с возвращением на Землю («Апполон-8»);

—облет Луны с возвращением на Землю («Зонд-5»);

—полет с выходом на орбиту спутника Луны, посадка на Луну и возвращение на Землю («Апполон-11», «Луна-16»),

Отсюда хорошо видна общая логическая целенаправлен­ ность освоения Луны и последовательное усложнение схемы полета. Каждый из указанных видов полета представлял собой самостоятельный интерес и позволил решить определенный круг научных и технических задач.

Теперь посмотрим, каковы те общие принципы, которые по­ ложены в основу различных вариантов полета к Луне. Глав­ ным критерием, который предопределяет способ расчета и вы­

бора траекторий полета к Луне, является точность расчета при минимальной затрате энергии (т. е. топлива) на осуществление всех маневров и возможность обеспечения полета средствами наземного или автономного комплекса. В соответствии с этим различают приближенные и точные способы расчета орбит.

Приближенные способы основываются на использовании эллиптической теории движения космических аппаратов. Как известно, Луна находится в сфере действия Земли. Поэтому траекторию полета к Луне, целиком лежащую внутри сферы действия Земли, можно приближенно рассчитывать по эллип­ тической теории, считая, что космический аппарат производит вначале полет только под действием притяжения Земли. При­ тяжением Луны, Солнца и нецентральностью поля Земли в этом случае пренебрегают. Полученная траектория протяги­ вается в направлении к Луне до тех пор, пока космический аппарат не войдет в сферу действия Луны, т. е. не окажется на расстоянии 66 тыс, км от ее центра. Начиная с этого момен­ та траектория движения рассчитывается только с учетом при­ тяжения Луны, а притяжением Земли и Солнца пренебрегают. Если далее космический аппарат, удаляясь от Луны, снова окажется на расстоянии 66 тыс. км от нее, то снова влияние Луны исключается и в последующем считается, что полет про­ исходит только в поле действия Земли.

Так баллистики приспособили эллиптическую теорию для решения задачи трех тел. Часто этот способ называют разде­ лением движения космического аппарата по сферам действия

245

небесных тел. Конечно, он является приближенным и может годиться только для качественного анализа траекторий полета. Но ввиду его алгоритмической простоты он находит самое ши­ рокое применение в массовых исследованиях полетов к Луне. Когда же дело касается реальных пусков, то применяются ли­ бо методы численного расчета траекторий, либо как-то поправ­ ленная искусственным образом теория эллиптического движе­ ния.

При точном расчете траектории, кроме притяжения Земли и Луны, как точечных тел, обычно учитывается влияние Солн­ ца, нецентральность поля Земли и Луны и иной раз даже све­ товое давление. Однако состав сил, которые необходимо учи­ тывать при расчете траектории, каждый раз уточняется в за­ висимости от требований к точности расчета траектории.

Старт к Луне

Если бы Луна в своем движении вокруг Земли точно про­ ходила бы над точкой старта ракеты, то можно было бы стар­ товать вверх без всякого искривления траектории на участке работы двигателя и в последующем полете встретиться в за­ данное время с Луной. Однако даже при самых благоприят­ ных условиях Луна никогда не попадет в зенит над территори­ ей СССР, поскольку ее наибольшее склонение не превышает 29°, а самая южная точка территории СССР расположена на широте 38°. Значит, если стартовая площадка расположена в полосе широт от —29° до +29° от экватора, то в принципе можно осуществить строго вертикальный старт и в последую­ щем достичь Луны. При старте же с любой точки территории Советского Союза полет ракеты всегда будет осуществляться с искривлением ее траектории на участке работы двигателя.

Нам уже известны два способа старта к Луне: прямой старт без выхода на орбиту спутника Земли и с выходом на орбиту и последующим разгоном с нее. По первому способу к Луне отлетала автоматическая станция «Луна-2». Все после­ дующие пуски осуществлялись с предварительным выходом на промежуточную орбиту спутника Земли. В чем преимущества и недостатки этих способов старта?

Рассмотрим вначале первый способ старта. Наиболее бла­ гоприятно осуществление старта к Луне в том случае, когда плоскость траектории космического аппарата совпадает с пло­ скостью лунной орбиты. Однако это может быть реализовано при осуществлении взлета ракеты из экваториальных районов Земли. В этом случае еще до отрыва от стартового стола ра-

246

Р и с . 74. Схема траектории полета к Луне при прямом старте ракеты.

кета имеет скорость около 0,46 км/сек, которая в последующем положительно влияет на уменьшение стартового веса ракеты (об этом мы говорили ранее). Во всех иных случаях, когда старт ракеты производится со средних или полярных широт и,

вчастности, с территории Советского Союза, плоскость траек­ тории прямого старта ракеты не может совпасть с плоско­ стью орбиты Луны. Расчет траекторий и выполнение полетов к Луне в таких условиях является более трудной задачей и влечет за собой более высокое требование к энергетическим характеристикам и точности работы системы управления кос­ мической ракеты. В этом смысле условия старта ракет с тер­ ритории Советского Союза являются худшими, чем, например,

вСША.

Рассмотрим этот вопрос более подробно. Предположим, что старт производится из северного полушария Земли, точка А соответствует концу участка прямого выведения ракеты для полета к Луне, а Луна в момент достижения ее ракетой нахо­ дится в точке Л (рис. 74). Орбита космического аппарата, про­ ходящая через А и Л, лежит в плоскости АОЛ, где О ■— центр Земли. Угол между направлениями ОА и ОЛ обычно называ­ ют угловой дальностью полета и на рис. 74 он обозначен че­ рез Ф. Понятно, что величина его зависит от положения точ­ ки А, т. е. в конечном счете от местонахождения стартовой площадки на Земле, а также от положения Луны на ее орбите в момент попадания.

Определим теперь оптимальную с энергетической точки зрения траекторию полета к Луне. Предположим, что нам за­ дано время полета к Луне (вопрос о том, из каких соображе­ ний оно устанавливается, будет рассмотрен ниже). Кроме то­ го, нам известны высота точки А над Землей и расстояние до

24Г

Луны. Эти данные позволяют найти оптимальную в энергети­ ческом смысле траекторию полета к Луне (рис. 75). Основная особенность этой траектории — точка А, соответствующая мо­ менту окончания работы двигателя и началу пассивного поле­ та к Луне, должна являться перигеем этой орбиты. Но выйти в точку А и иметь при этом строго заданную по величине и на­ правлению скорость ракета может, стартуя только из точки а (рис. 75). Если же стартовая площадка расположена севернее точки а, то для того, чтобы после выведения ракета оказалась в перигее орбиты, необходимо также 'сдвинуть севернее и пе­ ригей орбиты А, т. е. выбирать даты старта, соответствующие максимальному отрицательному склонению Луны, которое не может превышать 29°. В силу последнего обстоятельства при старте с северных полигонов пассивный полет не удастся на­ чать с перигея и он будет соответствовать некоторой точке А', не совпадающей е перигеем. Для выведения ракеты в такого рода точку потребуются большие энергетические затраты, чем при выведении в перигей. Это объясняется тем, что в точке А' вектор скорости космического аппарата должен быть направ­ лен под углом (вверх) к плоскости местного горизонта, а в точке А — параллельно ему. Следовательно, здесь взлет про­ изводится по более крутой траектории, что влечет за собой увеличение потерь на преодоление сил тяжести, т. е. возраста­ ние расхода топлива и в конечном счете снижение полезного груза ракеты.

Таким образом, при прямом старте космической ракеты со средних широт северного полушария с точки зрения энергети­ ческих затрат пуск ракеты выгодно осуществлять в период, когда Луна имеет наибольшее отрицательное склонение. В этом случае обеспечивается возможность выведения на ор­ биту максимального полезного груза. При старте в более ран­

248

ние или более поздние сроки энергетические затраты возра­ стают, а возможный полезный вес уменьшается.

Отсюда становится понятной целесообразность старта по второму способу, т. е. с промежуточной орбиты спутника Зем­ ли. В этом случае космический аппарат вначале выводится на низкую орбиту спутника Земли. Обычно высота этой орбиты берется равной примерно 200 км. Затем на ней находится точ­ ка, соответствующая положению перигея перелетной орбиты, и в ней производится включение двигателя с целью разгона для полета к Луне. Промежуточная орбита как бы растянула точ­ ку Л в отрезок дуги, которая стала доступной при старте раке­ ты с любой точки поверхности Земли. Энергетические затра­ ты в этом варианте старта уже не зависят от склонения Луны и поэтому склонение может выбираться произвольным обра­ зом. Если ставится задача наблюдения за полетом космическо­ го аппарата с территории Советского Союза, то старт целесо­ образно производить при наибольших положительных склоне­ ниях Луны.

Недостатком второй схемы старта является то, что актив­ ный участок взлета и отлета с Земли получается разрывным. Вначале космический аппарат выводится на орбиту спутника Земли, после чего двигатель отключается. Затем, спустя строго определенное время, космический аппарат необходимо снова ориентировать в пространстве и только после этого включить двигатель. Это требует дополнительных систем управления на ракете, что безусловно усложняет ее конструкцию и эксплуа­ тацию в полете. Несмотря на это, улучшение условий старта и расширение диапазона для старта при одновременном энерге­ тическом выигрыше привело к тому, что в настоящее время ис­ пользуется второй способ старта не только при полетах к Лу­ не, но и к планетам Солнечной системы.

Скорость полета к Луне

Вопроса о скоростях полета к Луне и, в частности, о мини­ мальной скорости мы уже отчасти касались, когда речь шла о точках либрации системы Земля — Луна. Для первой критиче­ ской скорости (т. е. наименьшей скорости отлета от Земли, которая в принципе обеспечивает возможность достижения Луны) при старте с орбиты спутника Земли с высотой 200 км, плоскость которой совпадает с плоскостью орбиты движения Луны, было получено значение 10,84890 км/сек. Поскольку скорость полета по такой орбите спутника Земли составляет

243

7,791 км/сек, то для достижения первой критической скорости потребуется доразгон на величину 3,058 км/сек.

Рассмотрим теперь особенности движения космического ап­ парата. Проекция траектории полета его при старте с первой критической скоростью во вращающейся вместе с Луной и Землей системой координат на плоскость орбиты Луны по­ казаны на рис. 76. На нем же изображена линия Хилла в виде несимметричной восьмерки, соответствующая указанным усло­ виям старта. Напомним, что линия Хилла определяет границу допустимых движений космического аппарата. Она, в частно­ сти, показывает, что достижение Луны может произойти толь­ ко при пролете космического аппарата через узкую «лазейку», совпадающую с точкой либрации L\. Расчет траектории поле­ та производился методом численного интегрирования уравне­ ний движения. Результаты расчетов показывают, что при отлете от Земли с первой критической скоростью траектория космического аппарата возвращается к Земле, не доходя до линии Хилла примерно на 30 000 км. Орбита космического ап­ парата на первых витках по форме очень близка к эллипсу с радиусом апогея около 260 тыс. км (рис. 77). Однако от витка к витку высота апогея постепенно возрастает, но темп возра­ стания ее является очень малым. Для приведенных на рис. 76 пяти оборотов космического аппарата в выбранном масштабе отметить увеличение высоты апогея просто невозможно. Прой­

250