Бэттин Р.Х. Наведение в космосе (1966) (1246625), страница 25
Текст из файла (страница 25)
При одностороннем полете это не имеет значения; однако для зонда, который возвращается к Земле, или для пилотируемого космического корабля этот момент существенно важен. Полет до Марса по такой траектории займет 8 — 9 месяцев. Если космический корабль продолжает полет, не располагая дополнительной энергетикой, то он может вернуться в исходную точку только в том случае, когда Земля находится почти на противоположной стороне от Солнца. Поэтому либо космический корабль должен находиться вблизи Марса в ожидании, когда наступит соответствующий момент для обратного полета, либо первоначальная траектория должна быть изменена таким образом, чтобы космический корабль встретился с Землей при возврате на земную орбиту. Как будет показано в следующем разделе, требуется иметь возможность изменять скорость более чем на 1400 и1сек для перехода на орбиту обращения вокруг Марса и для последующего перехода на траекторию возвращения.
Однако космическому кораблю по существу не потребуется дополнительного топлива для возвращения на Землю, если нет необходимости в промежуточном торможении. В зависимости от возможных целей научных экспедиций могут иметь значение как односторонние траектории, так и траектории с возврап1ением. Если расстояние между планетой назначения и Землей в момент прибытия космического корабля к планете назначения допускает радиосвязь, то даже односторонняя траектория может обеспечить выполнение поставленной задачи, С увеличением мощности ракет-носителей становится все более и более реальной возможность доставки на орбиту вокруг планеты назначения аппаратуры, предназначенной для сбора научных данных, которые будут ретранслироваться затем на Землю с помощью средств радиосвязи.
Однако значительный объем полезной информации можно получить и просто во время прохождения космического корабля вблизи исследуемой планеты. В этом случае космический корабль смог бы вернуться в окрестность Земли, сокращая тем самым протяженность линий связи. Кроме того, возможен и непосредственный до. ступ к научной информации, если контейнер с аппаратурой будет сохранен на этапе входа в атмосферу. 5.2.
Односторонние межпланетные траектории При обсуждении межпланетных траекторий будем предполагать, что космический корабль запускается с мыса Кеннеди на круговую орбиту спутника Земли. Затем в соответствующей точке схода на траектории включается двигатель и космический корабль начинает 152 удаляться в общем по гиперболической орбите относительно Земли. Асимптотическая величина вектора относительной скорости представляет собой скорость отправления космического корабля от Земли. Сфера влияния Земли, вычисленная по уравнению (1. 29), простирается иа расстояние примерно 800000 км, и за ее пределами действие земного притяжения быстро уменьшается.
И только тогда гравитационное поле Солнца является источником силы, которая определяющим образом влияет на траекторию космического корабля. о' Бо' зо' о' зо' Бо' 9о' гго' гуо' гво' ГВО' гБО' ГгО' 9 9а' Бо' Ло' зо' Боо Рис. о. 2. Геометрическое место точек схода Метод расчета гелиоцентрических траекторий перехода был подробно описан в равд.
3. 4. Кроме того, в равд. 4. 8 была рассмотрена задача схода с круговой пассивной орбиты, на которую космический корабль запускается с мыса Кеннеди. На рис. 5. 2 схематически изображена карта Земли, на которую нанесены проекции трех допустимых пассивных орбит с азимутами запуска 45, 100 и 110'. Произвольно выбирать азимут запуска нельзя из-за ограничений, связанных с безопасностью. Предполагается, что сход с каждой из этих орбит путем мгновенного изменения скорости происходит в плоскости местного горизонта. Вообще говоря, из географических соображений придется ограничивать выбор точек схода. Однако будем считать, что для случая, рассматриваемого в данном разделе, подобных ограничений не существует. Точка схода была рассчитана 153 по методу, изложенному в разд.
4. 8, с дополнительным предположением, что сход осуществляется во время первого оборота вокруг Земли по пассивной орбите. Для исследования диапазона допустимых межпланетных траекторий перелета к Марсу и Венере целесообразно производить систе- 15 Е кк ч5 0 1954,б 19б5,0 19бб, 0 1955,9 Дааеа запуска Рис. о. 3. Контуры постоянной скорости схода, Полет на Марс; азимут запуска 11О'1 1 — 11,6 км1евк; 2 — ! 1„9 км/евке а — 12,2 м/еек1 Е— 12,8 км(ев»1 б — 12,8 км1евк матический поиск с использованием в качестве независимых переменных даты запуска и времени перелета. Этот поиск наиболее эффективен, если все орбитальные вычисления как для космического корабля, так и для планет делаются при допущении эллиптических траекторий относительно Солнца. Конечно, при этом желательно использовать полную трехмерную модель солнечной системы. Система контурных графиков является идеальным средством представления характеристик межпланетных траекторий наиболее 1о4 /5 /О с е« Д5 и /Убо, /Рбб,б /Убб, Ф дата запуска /Рбб,д Рис.
З. 4. Контуры постоянной скорости относи- тельно Марса: / — а,оа км/еек; 2 Э,З! км/еек; Ю вЂ” 4,57 км/еек; 4 — а,10 км/еек; б — т,ат «м/еек/ и — ааб «м/еек; т — 1а,ат км/еек таких величин как скорость схода, координаты точки схода, скорость космического корабля относительно планеты назначения.
На рис. 5.3 — 5. 6 показаны в качестве примера контурные графики, относящиеся к возможным вариантам полета на Марс в период со второй половины 1964 г. по первую половину 1965 г. Контуры соответствуют отдельным постоянным значениям скорости схода, асимптотической скорости относительно Марса при подходе к нему космического корабля по гиперболической траектории, а также первому и второму значениям долготы точки схода при азимуте 1зо наглядным способом, обобщающим основную информацию о возможностях этих траекторий. На таких графиках по осям координат откладываются даты запусков и время перелета. В плоскости этих координат могут быть построены контуры постоянных значений для запуска 110'.
Скорость схода зависит от азимута запуска только в случае некасательного схода; если же импульс схода приклады. вается в направлении вектора скорости, соответствующего движению по круговой орбите, то величина этого импульса зависит только от потребной величины скорости отправления.
Как было найдено, ь ; гд В ех д6 0 1969,6 1965,о 1966Д 1965,9 Дата зппусло Рис. 5.5. Контуры постоянной долготы точки схо- да (вариант!). Полет на Марс; азимут запуска 110' сход с начальных круговых орбит для полетов на Марс должен быть в общем случае касательным. Контуры постоянных значений на рнс. 5. 3 — 5. 6 распадаются на две по существу не связанные между собой области, которые различаются полным центральным углом, описываемым радиусом-вектором космического корабля прн его полете вокруг Солнца от Земли к Марсу. Нижняя область соответствует относительно быстрым перелетам, прн которых угол перелета должен быть меньше !80. Заметим, кстати, что орбиты, требующие более одного полного оборота вокруг Солнца, здесь не рассматриваются, Орбиты, относящиеся к зоне, которая разделяет контуры на две области и где углы перелета достаточно близки к 180', из-за трехмерного характера движения обычно существенно отклоняются от плоскости 15 а» ка Дб' о грбо,б 1555,В г965,0 1555,9 дапта запуска Рис.
5,б. Контуры постоянной долготы точки схода (вариант 2). Полет на Марс; азимут запуска !!ае эклиптики. Потребные скорости отправления от Земли в этом случае выше, как это видно из более плотного расположения контуров равной скорости схода в этой зоне. Кроме того, здесь вектор скорости отправления настолько отклоняется от экваториальной плоскости, что сход становится существенно отличным от касательного. Поэтому контуры постоянной скорости схода при различных значениях азимута запуска отличаются главным образом в области, где углы перелета близки к 180 . 157 Скорости относительно планеты назначения, показанные на рис.
5. 4, были вычислены из условия движения по эллиптической гелиоцентрической орбитеа, т. е. они равны скоростям, которые достигались бы асимптотически при движении по гиперболе подхода к планете. Указанные скорости представляют интерес не только для определения возможности входа в атмосферу планеты назначения или перевода космического корабля на орбиту спутника планеты, но также постольку, поскольку они влияют на связь между точностью навигации и расходом топлива на конечном этапе сближения с планетой. С точки зрения каждого из этих соображений выгодно уменьшать относительную скорость сближения.
Поэтому неожиданно благоприятным оказывается тот факт, что в случае полетов на Марс области малых значений относительной скорости более или менее совпадают с областью сравнительно низких скоростей схода для выхода на межпланетную орбиту. К сожалению, эти области совершенно не совпадают с зоной, которой соответствуют малые расстояния между Землей и Марсом в момент прибытия. Когда сравнивают автономные навигационные системы с системами, работающими в основном по командам с Земли, то учитывают возможность радиосвязи при достижении космическим кораблем планеты назначения.
Ясно, что для тех орбит, для которых радиосвязь в районе встречи с планетой назначения сильно затруднена, наиболее вероятно применение автономной системы. Когда линия связи все-таки необходима в момент встречи или в течение некоторого близкого к нему периода, то и в этом случае критическая роль линии связи может быть до некоторой степени ослаблена, если требуется передавать только медленно меняюшуюся научную информацию, а сама линия связи в это время не занимает жизненно важного места в управлении космическим кораблем. Поэтому при подготовке полета имеет смысл учитывать требования на дальность от Земли до планеты назначения и на видимое угловое расстояние корабля от Солнца.
Этп две величины зависят исключительно от взаимного располо. жения планет в момент достижения космическим кораблем планеты назначения. Вследствие этого расстояние Р от Земли до Марса или Венеры и угол А„образованный прямыми„проведенными от Солнца к Земле и планете назначения, удобно выразить в зависимости от даты прибытия. Графики Р и А, для полета на Марс показаны на рис. 5. 7. Чтобы связать эти кривые с контурными графиками, до. статочно иметь в виду, что линия постоянной даты прибытия на контурном графике представляет собой прямую с наклоном — 45', для примера прямые, соответствующие значениям Р=!,0 и 1т=1,5 астрономических единиц, нанесены на контуры постоянных скоростей схода (см. рис. 5.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
