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

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

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

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