Алексеев К.Б., Бебенин Г.Г., Ярошевский В.А. Маневрирование космических аппаратов (1970) (1246622), страница 32
Текст из файла (страница 32)
Так как в данном случае начальная скорость, котору!о нетрудно вычислить по формуле (1.20) после подстановки а=а„ и г ††-К составляет примерно 11 км)сек, то абсолютное значение средиеквадратической ошибки начальной скорости будет 0,77 м!сек, а максимальная ошибка не должна превышать 2,3 м/сек. Заметны, что эти требования к точности выдерживания начальной скорости получены при произвольной высоте облета. Если наложить соответствующие ограничения, которые в реальных условиях всегда имеют место„то указанные требования будут еще более жесткими. С увеличением радиуса апогея орбиты перелета требования к точности выдерживания начальной скорости снижаются.
По этой причине для простого попадания на Луну с использованием некорректируемой траектории полета рекомендуется (17] использовать параболические и даже гиперболические орбиты. При этом максимальная допустимая ошибка начальной скорости составляет 50 м!сек. При решении задачи облета Луны необходимо обеспечить возвращение космического аппарата к Земле. Поэтому в подобных случаях применяются эллиптические орбиты, но с существенным превышением радиуса апогея над радиусом лунной орбиты, При этом, как правило, используются орбиты, имеющие значи.
тельный наклон к плоскости орбиты Луны. Характер получаемой при этом траектории показан на рис. 4.3. 197 Непосредственный облет Луны может осуществляться по одной из шести орбит, показанных на рис. 4. 4 '. Траектории 1 типа называются охватываюи(ими. Для цих характерны малан высота перицентра и большой поворот вектора скорости на гра. нице сферы действия Луны. Траектории П и П! типа называются прострелоныжи и характеризуются сравнительно небольшим поворотом вектора скорости, а также большой высотой перицснтра Так как при облете основной целью является наибольшее сбли- Рпс. 4. 3.
Траектории облета Лупы; ! †взл; у-.орбита ожилвиии;  — акгивиый учвсго» полета и Лупе. у- орбита перелета; В-орбитв обратиого полета; 6- есол в вгмосгреру, !†посвлке;  — паложеиие Луны в момент стерев; У вЂ !голожеи~е Льны и иомегп посвлки; !Π— перицептр селеиоцеогрпческой орбиты облета; П вЂ” плоскасуь орбиты Л)иы жение с Луной, охватывающие траектории более предпочтительны, однако при этом повышаются требования к параметрам (скорость и угол ее наклона к лунному горизонту) в точке входа в сферу действия Луны.
Траектория 1б обеспечивает облет на нисходящей ветви эллипса и требует значительно большего времени полета. Интересно отметить (17), что при существенном превышении апогея орбиты перелета относительно радиуса лунной орбиты начальные участки селеноцентрических траекторий облета близки к параллельным прямым (рис. 4.5). При этом геометрическое место возможных точек входа располагается на поверх- в Изломы на рис. 4. 4 отражают переход от геоцентрнческих координат к селеноцснтрнчсским за счет векторного сложении входной геоцентрической скорости со скоростью Луны.
В действительности траектория изломов не имеет, а происходит плавный переход от движения по геоцснтрической к движению по селсноцентрической орбкте. гйй ности, составляющей примерно половину сферы действия. Угол Ф поворота вектора селеноцентрической скорости зависит от величины 1 — расстояния от центра Луны до касательной к траектории в точке входа в сферу действия и величины скорости входи ()г„!. Соответствующая зависимость представлена графиками на рис.
4.6. При выборе орбиты перелета в задаче облета Луны по круговой селеноцентрической орбите необходимо учитывать такие факторы, как выход на заданную высоту над поверхностью Луны и получение возможно меньшей скорости в перицентре гипербогк !и лической орбиты. Последнее обеспечивает снижение расхода топлива на выполнение маневра орбитального перехода с гипербол лической орбиты па круговую. Позтому в указанных задачах также целесообразно использо- гл Рис. 4 4. Схемы возыожиых траекторий облета Луны: 1 — апогей; 1-окаатсакающие траек сории; П и Н! — вростральиые тра ектории Рпс 4. с.
Семейство тра- ектории облета вать эллиптические траектории. Поскольку круговая орбита (а следовательно, н перицентр гиперболической орбиты) должна располагаться на небольшой высоте над лунной поверхностью, необходимо использовать охватывающие траектории. Примерная схема траектории с выходом на круговую селеноцентрическую орбиту и посадкой на поверхность Луны показана на рис. 4.7, Наклонение орбиты перелета в данном случае необходимо выбирать с таким расчетом, чтобы траектория не пересекала пояса радиации (или пересекала на возможно меньшем участке). После выполнения необходимых исследований на поверхно. сти Луны и перехода членов экспедиции в базовый корабль (в пилотируемом варианте) последний стартует с круговой селеноцентрической орбиты облета и переходит на гиперболнчс. скую орбиту, Момент старта, а также величина н направлена, импульса выбираются с танич Ф расчетом, чтобы обеспечи ц, убо выход по гиперболической орбите в определенную точку сферы действия с требуемои Рвх=йблмутллк селеноцентРической скоРостыо.
При этом космический аппарат приобретает нужную выходну ю бту . 47 скорость, которая опредсляс, орбиту обратного перелета Квлжй7УИЛЗ7447С К ЗСМЛЕ. ОПрСдЕЛЕНИЕ уКаэанпых параметров пропзводнтсь в обратном порядке. Прежд, 4444 4444 2 лет всего, исходя из требований Изменение угла поворота к посадке в заданный район селеиопентрииеской ско- земной поверхности, опредеростн ляется положение н высота перигея орбиты перелета, ес наклонение и долгота восходящего узла. Большая полуось и эксцентриситет этой орбиты могут быть приняты такими же, как и у орбиты перелета к Луне. После этого определяется точки Рис.
4. б вектора Рис 4.7 траектории полета с выходом на орбиту спутники Луны и посадкой ее на поверхность: ! †взл; 2 †орби ожидании, 3 †активн участок полета к Луне Ч вЂ орби перелета; З-орбита спутника Луны; 6 — перицентр селеиоцептрзнеской орбиты, т.-сход с орбиты спутника и посадка;  †ста с «у ноа поверхиосжи 2 — по садка; /Π— положение Луны в момент старта; П вЂ” полежав не Луны в момезп посадки выхода космического аппарата из сферы действия Луны и требуемый вектор выходной скорости аналогично определению точки входа н вектора входной скорости.
Зная селеноцентрическне 200 координаты точки входа, а также вектор скорости космического аппарата в этой точке, нетрудно определить элементы гиперболической орбиты и необходимые условия старта с орбиты спутника Луны. И 4,2, ХАРАКТЕРИСТИКА МАИЕВРОВ ПРИ ПОЛЕТЕ К ЛУКЕ При решении всех описанных выше задач полета к Луне, за исключением простого попадания с «жесткой» посадкой в произ. вольную точку лунной поверхности, космический аппарат выполняет различные маневры. Прежде всего это маневр старта с орбиты спутника Земли, который обеспечивает переход космического аппарата на орбиту перелета к Луне.
После вывода Рис. 4.8. Схема перелета к Луне. .7ч — упреждеипая точка;  — точка входа космического аппарата а сферу действия Луны с помогцью ракеты-носителя космического аппарата с ракетой- ускорителем на околокруговую орбиту* спутника Земли и уточнения элементов этой орбиты с помощью наземного измерительно-вычислительного комплекса производится окончательное определение момента включения двигателя ракеты-ускорителя.
Последний выбирается из условия совпадения упрежденной точки на орбите Луны с плоскостью орбиты космического аппарата. Под упрежденной точкой понимается точка, в которой будет находиться Луна при подлете к ней (точнее при входе в ее сферу действия) космического аппарата (рис. 4. 8), Вектор импульса, создаваемого ракетой-ускорителем, должен удовлетворять следующему равенству: 1„= и,— Го„, (4. 5) где (то — вектор начальной скорости орбиты перелета; Гоп — вектор скорости в точке промежуточной орбиты, соот- ветствующей включению двигателя ракеты-ускорнтеля.
' например. в почстч стадпии «Лупа-9» исподьэовадась орбита с вьыо. тами: в перигсс 173 к.к и в апогее 224 км (экспеитриситет примсрио 0,004) и оакдоиеипечч 52 20! В первом приближении можно полагать, что скорость Гаравиа скорости $' ч в перигее орбиты перелета, а скорость ~'э — пер. вой космической скорости )гг для средней высоты околокруговой промежуточной орбиты. Тогда векторы Уа и ))га„можно считать коллинеарными и равенство (4. 5) аналогично записывастся в скалярной форме. Ошибки в величине и направлении разгоняющего импульса приводят к соответствующим ошибкам вектора начальной скорости. Вообще говоря, последние зависят также от ошибок в ве.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
