Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 43
Текст из файла (страница 43)
Полет к Луне и планетамРис. 5.4. Схемы попадающих траекторий: а) на нисходящей ветви, б) на восходящей ветвитраектории попадания на восходящей ветви. Поэтому при анализе множестваноминальных траекторий попадания в центр Луны ее притяжение можно неучитывать [5.3].Траектория выведения искусственного спутника Луны, как уже отмечалось,требует включения двигательной установки КА в окрестности Луны для уменьшения гиперболической скорости до эллиптической или до круговой. Этот маневрдолжен выполняться с минимальными затратами топлива. Обычно торможениеКА производится вблизи периселения гиперболической траектории, причем тягадвигателя направляется против касательной к траектории. Поэтому высоту периселения гиперболической траектории выбирают так, чтобы она соответствовалавысоте периселения требуемой эллиптической орбиты вокруг Луны или высотетребуемой круговой орбиты.
Такой маневр перехода на селеноцентрическую орбиту выполняется с наименьшими затратами топлива.Параметры орбиты искусственного спутника Луны выбираются с учетом егоцелевого назначения. Поскольку у Луны нет атмосферы, высота орбиты может бытьдостаточно низкой. Например, при посадке на Луну часто используется орбитас высотой периселения всего 15 ÷ 20 км. Вместе с тем, при низком периселении на траекторию полета КА значительное влияние оказывает нецентральностьполя притяжения Луны, в том числе из-за крупных гравитационных аномалий —масконов. Это затрудняет прогнозирование траектории движения КА и времениего существования. Длительное существование спутника Луны обеспечивается наорбитах выше 100 ÷ 200 км.Если требуется получить селеноцентрическую орбиту с низким периселением,то маневр целесообразно проводить в два приема.
Сначала с помощью тормозного.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»5.2. Полет к Луне209импульса порядка 1 км/с КА переводится на промежуточную околокруговую орбиту высотой 100 ÷ 200 км. После уточнения параметров промежуточной орбитыпроводится второе торможение для получения низкого перицентра над заданнымрайоном Луны.Траекторию с посадкой на поверхность Луны можно реализовать по двумсхемам: посадка с промежуточной орбиты и прямая посадка с перелетной гиперболической траектории.Посадка с промежуточной орбиты в качестве первой фазы предполагаетполучение спутника Луны с периселением над заданным районом прилунения.Высота периселения выбирается по возможности малой с учетом неровностейландшафта Луны и ошибок системы управления.
Так, в процессе прилуненияпо программе «Аполлон» высота периселения составляла около 15 км. Чем нижевысота периселения, тем меньше расход топлива на посадку. Тормозной двигательвключается вблизи периселения, и спуск происходит при непрерывной работедвигателя. В случае высокой промежуточной орбиты (50÷100 км) посадка с непрерывным активным участком невозможна, тогда применяется двухимпульсная схема. При помощи первого импульса КА переводится на эллиптическую орбитус низким периселением, вблизи которого двигатель включается вторично длявыдачи основного тормозного импульса. В некоторых случаях периселений можетрасполагаться ниже поверхности Луны, тогда основное торможение производитсяна нисходящей ветви.
Заметим, что такая траектория посадки неблагоприятнас точки зрения выхода из аварийных ситуаций.Тормозной импульс (порядка 3 км/с) при прямой посадке целесообразно прикладывать в два этапа. Основная часть кинетической энергии гасится на высотенескольких десятков километров. На втором этапе, который начинается на высотенескольких километров и заканчивается на поверхности Луны, гасится оставшаясяскорость для обеспечения мягкой посадки (т. е.
скорости прилунения не больше3 м/с) в заданном районе.Посадка в заданном районе Луны предъявляет гораздо более высокие требования к траектории перелета Земля—Луна, чем задача попадания, и, как правило,требует коррекции этой траектории.В импульсной постановке все маневры в сфере действия Луны могут рассчитываться по формулам, полученным для центрального поля Земли, при подстановкегравитационного параметра Луны μM = 4 902.65 км3 /с2 .5.2.2.
Пространственная задача. Если при перелете КА в плоскости орбитыЛуны достижима только ее приэкваториальная зона, а попадание в область средних и высоких широт требует дополнительного маневра, то пространственныетраектории позволяют достичь любых районов, включая полярные. При запускахс космодрома Байконур могут быть реализованы только пространственные траектории перелета, так как широта места старта (∼ 47◦ ) существенно превышает дажемаксимальный угол между плоскостями экватора Земли и орбиты Луны (28◦ 36 ).Если запуск на пространственную траекторию перелета к Луне осуществляетсябез использования промежуточной геоцентрической орбиты, а стартовый комплекснаходится в северном полушарии, то наивыгоднейшие условия перелета соот-.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»210Глава 5.
Полет к Луне и планетамветствуют нахождению Луны в самой южной точке ее орбиты. В этом случаеугловая дальность перелета оказывается максимальной (по возможности близкойк 180◦ ), что позволяет использовать пологую траекторию разгона с минимальнымигравитационными потерями.Применение промежуточной орбиты, как уже отмечалось, позволяет исключитьошибки активного участка в процессе разгона до первой космической скорости,а главное — реализовать старт с орбиты в условиях, наиболее выгодных по затратамхарактеристической скорости, когда угловая дальность перелета приближаетсяк 180◦ .
Теоретически промежуточная орбита позволяет осуществлять перелет пооптимальной траектории, независимо от положения Луны. Но в действительностинеобходимо, чтобы разгон КА к Луне проходил в условиях радиовидимости станций слежения наземного командно-измерительного комплекса. Это обеспечиваетсвоевременное получение телеметрической и другой измерительной информации,нужной для оценки реализовавшейся траектории и расчета потребной коррекции.Если станции слежения расположены в северном полушарии, то для реализацииэнергетически оптимальной траектории перелета с учетом отмеченных дополнительных требований момент старта с промежуточной геоцентрической орбитыдолжен соответствовать нахождению Луны вблизи самой южной точки ее орбиты.Пространственность траектории не приводит к дополнительным увеличениямзатрат топлива на перелет.
Важным параметром пространственной траекторииявляется наклонение плоскости перелета к плоскости экватора. Обычно плоскостьперелета совпадает с плоскостью промежуточной геоцентрической орбиты, хотяв некоторых случаях за счет дополнительного запаса топлива разгонной ступениоказывается возможным изменять в небольших пределах плоскость перелета длярасширения «окна» запуска.Для максимального использования суточного вращения Земли наклонение iпромежуточной орбиты должно быть по возможности меньшим. Как известно,наименьшее наклонение орбит спутников, запускаемых с космодрома Байконур,составляет ∼ 51.5◦. Выбор наименьшего возможного (по условиям запуска с Земли)наклонения для промежуточной орбиты фактически фиксирует наклонение плоскости перелета. Единственным свободным для выбора параметром остается долготавосходящего узла плоскости перелета (рис. 5.5).
Действительно, при заданныххарактеристиках ракеты-носителя выведение КА на орбиту с фиксированнымнаклонением i однозначно определяет положение линии узлов в плоскости земногоэкватора. Выбором времени запуска в течение суток можно получить любуюдолготу восходящего узла промежуточной орбиты в диапазоне 0 ≤ Ω < 2π. Привыбранной долготе восходящего узла (или времени старта) плоскость промежуточной орбиты оказывается зафиксированной в инерциальном пространстве. Еслипренебречь притяжением Луны, то точка пересечения орбиты Луны с плоскостьюперелета позволяет определить возможную точку встречи.
Эта точка по существуявляется упрежденной точкой прицеливания. Она выбирается так, чтобы за времяот момента запуска КА на промежуточную околоземную орбиту до моментадостижения упрежденной точки Луна в своем движении вокруг Земли прошлабы расстояние от начального положения, отвечающего моменту запуска ракетыносителя с Земли, до точки встречи..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»5.2. Полет к Луне211Рис.
5.5. Схема пространственного перелета к Луне: 1 — промежуточная орбита, 2 — траектория перелета, 3 — точка прицеливания, 4 — Луна в момент запуска, 5 — плоскость экватораЗемли, 6 — плоскость орбиты ЛуныЕсли энергетические характеристики ракеты-носителя и разгонной ступенипозволяют, то перелет к Луне может осуществляться при произвольном положенииЛуны на ее орбите.
Тогда «окно» запуска становится неограниченным. Однаков действительности такой запас энергетических возможностей неоправдан, ибоон приводит к существенному уменьшению массы выводимой полезной нагрузки.На практике стараются максимально увеличить полезную нагрузку, т. е.
использовать энергетически оптимальную траекторию перелета, оставляя минимальноедопустимое «окно» запуска, размеры которого определяются с учетом имеющейсястатистики отказов системы и накопленного опыта по необходимому времениустранения неисправностей.
Обычно достаточными оказываются «окна» длительностью по несколько часов на протяжении двух—трех суток, так как благоприятныеусловия запуска к Луне повторяются каждый сидерический месяц (т. е. через27.32 земных суток).В качестве основного назначается время старта в начале «окна» запуска. Еслипо каким-то причинам запуск в установленный срок осуществить не удалось, топовторный запуск может быть произведен примерно через сутки. За сутки Лунасмещается по орбите на ∼ 13.2◦ по направлению вращения Земли, а точка стартасмещается на 15 град/ч. Поэтому промежуток времени между двумя ближайшимивозможностями запуска к Луне на ∼ 0.9 ч больше суток..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»212Глава 5.
Полет к Луне и планетамПонятно, что «окну» запуска должно соответствовать наименьшее склонениеЛуны относительно плоскости экватора, т. е. самое южное положение Луны на ееорбите. Это позволяет приблизить угловую дальность к 180◦ и в результате снизитьзатраты топлива на разгон.Возможно существование еще одного ограничения на траекторию перелета.Предположим, что одна и та же станция слежения должна наблюдать КА в условияхпрямой видимости при разгоне с промежуточной орбиты и при наибольшемсближении с Луной.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
