Сихарулидзе Ю.Г. Баллистика и наведение летательных аппаратов (2-е изд., 2013) (1246775), страница 44
Текст из файла (страница 44)
Два соответствующих положения станции слежения в инерциальном пространстве отличаются примерно на пол-оборота Земли, т. е. на∼ 12 ч. Тогда из всей совокупности времен перелета остаются удовлетворяющиеэтому условию точки, примерно соответствующе длительностям 1.5, 2.5, 3.5 и 4.5суток. Как следует из приведенной на рис. 5.3. зависимости Ttr (ΔVpar ), указаннымвременам перелета отвечают начальные скорости, которые различаются с местнойпараболической примерно на +200 ÷ −80 м/с. При наиболее употребительныхдлительностях перелета Ttr = 2.5 ÷ 4.5 суток начальная скорость меньше параболической.Когда ограничение по условиям наблюдаемости КА с Земли не существует,остается возможность выбора начальной скорости в довольно узком диапазонеи соответствующей ей длительности перелета. Если выбранная длительностьперелета не согласуется с упрежденной точкой, последняя должна быть скорректирована.
Начальный угол наклона траектории θ1 в процессе баллистическогопроектирования почти не изменяет упрежденной точки.Траектории всех классов, рассмотренных при плоском сближении с Луной,могут быть реализованы и в пространственном случае. Отличительной особенностью пространственной задачи является стирание формального различия междудолетными и облетными траекториями. Поэтому траектории обоих типов называютоблетными.Анализ влияния второстепенных факторов, подобных эллиптичности луннойорбиты, сжатию Земли и возмущению от Солнца, на пространственную попадающую в Луну траекторию показал следующее [5.3].Возмущение от Солнца изменяет время перелета менее чем на три минуты,и в приближенных расчетах его можно не учитывать. Если точность приближеннойметодики имеет порядок 1◦ при определении направления радиуса-вектора КАв конце полета, то необходимо учитывать поправки от влияния эллиптичностиорбиты Луны и сжатия Земли.
В расчетах энергетически оптимальных пространственных траекторий достаточно учесть только притяжения Земли и Луны какматериальных точек, движущихся вокруг барицентра по круговым орбитам. Расчетпопадающих траекторий можно вообще проводить, пренебрегая притяжениемЛуны.5.2.3. Схемы полета с посадкой на Луну и последующим возвращениемк Земле. Сравним две схемы посадки на Луну, в первой из которых предполагается посадка с селеноцентрической орбиты специального десантного аппарата,а во второй — прямая посадка всего КА с подлетной гиперболической траектории.Примерные затраты характеристической скорости для реализации каждой схемыприведены в табл.
5.1. Эта таблица составлена по данным работ [5.3, 5.5–5.8]. Вид-.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»5.2. Полет к Луне213но, что затраты почти одинаковы, однако по существующим оценкам начальный весКА на промежуточной околоземной орбите при полете по первой схеме оказываетсяв 1.3 ÷ 1.7 раза меньше, чем при полете по второй схеме [5.9]. Дело в том, что вовремя посадки десантного аппарата основной тяжелый аппарат для возвращения наЗемлю остается на селеноцентрической орбите, тогда как в случае прямой посадкиприлуняется, а затем взлетает весь аппарат. При этом конструкция и топливо,необходимые для возвращения к Земле, совершают как бы лишнее, вынужденноедвижение.
В итоге возрастает начальная масса КА.Несмотря на некоторый проигрыш в начальной массе, схема прямой посадкиможет иметь определенные преимущества с точки зрения надежности проведенияоперации в целом, поскольку исключается этап стыковки на селеноцентрическойорбите.Следует отметить, что выбор той или иной схемы обычно определяетсяконкретными условиями поставленной задачи. Поэтому в зависимости от выдвигаемых требований предпочтение отдается более подходящей схеме. Возможныпромежуточные варианты. Например, посадка на Луну всего КА осуществляетсяс селеноцентрической орбиты, а разгон на траекторию возвращения к Землепроизводится без предварительного выхода на селеноцентрическую орбиту.Для иллюстрации схемы экспедиции на Луну с посадкой десантного аппаратаобсудим кратко баллистические аспекты программы «Аполлон» [5.6, 5.8—5.11].Таблица 5.1Примерные затраты характеристической скорости (м/с )при различных схемах полета на ЛунуСхема полетаМаневрРазгон с орбиты на траекториюперелета Земля–ЛунаСуммарная коррекциятраектории полетаПереход на селеноцентрическуюорбитуПосадка на ЛунуВыведение на селеноцентрическуюорбитуРазгон на траекториювозвращения к ЗемлеСуммарные затратыхарактеристической скоростиСхема «Аполлон»Прямая посадка3200320010016010000210012000330002010002900940092601 В том числе 200 м/с для перехода на посадочную траекторию с периселением15 км и горизонтальных перемещений при выборе места посадки.2 В том числе 150 м/с для горизонтальных перемещений при выборе места посадки.3 В том числе 100 м/с для сближения и стыковки на селеноцентрической орбите..Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»214Глава 5.
Полет к Луне и планетамКосмический корабль (КК) «Аполлон» состоит из двух главных частей: основного блока и лунного экспедиционного отсека (ЛЭО). В свою очередь, основнойблок делится на командный отсек (или отсек экипажа) и двигательный отсек, а ЛЭОимеет посадочную и взлетную ступени. Основные характеристики КК «Аполлон»приведены в табл. 5.2.Таблица 5.2Основные характеристики космического корабля «Аполлон»ХарактеристикиНачальная масса, тМасса топлива, тТяга двигателя, тсУдельная тяга, сХарактеристическаяскорость, м/сСтупениКорабльв целомОсновнойблокПосадочнаяступень ЛЭОВзлетнаяступень ЛЭО43.8630.07——7200128.8019.229.30314.3260010.248.210.48 ÷ 4.4731323004.822.641.5931023001 Разгон на траекторию перелета Земля — Луна (ΔV ≈ 3 050 м/с) производитсяс помощью третьей ступени ракеты-носителя «Сатурн-5».«Окно» запуска по программе «Аполлон» определялось из условия обеспеченияугла 5◦ ÷ 10◦ возвышения Солнца над лунным горизонтом в момент посадки.При таком угле освещенности поверхности хорошо различимы детали рельефа.С учетом указанного требования и располагаемой энергетики основного блока«окно» длительностью 4.5 ч для посадки в одном районе Луны существовало бытолько один раз в месяц, так как через каждые сутки угол возвышения Солнцаувеличивается на 13◦ .
Поэтому были выбраны всего три места посадки, отстоящиепо долготе на 26◦ и 39◦ , что позволяло проводить запуск через двое и трое сутокот первоначально намеченной даты. (Двое суток составляют минимальный необходимый период для подготовки повторной попытки запуска). Запуск проводилсяс космодрома центра им. Кеннеди, причем азимут прицеливания варьировался от72◦ до 106◦ в зависимости от времени старта. Меньший угол соответствовал началу«окна».Ниже описана типичная последовательность маневров при полете КК «Аполлон» [5.8, 5.10–5.12].В результате работы первой, второй и частично третьей ступеней корабльвместе с третьей ступенью выводится на промежуточную околокруговую орбитувысотой ∼ 190 км и наклонением ∼ 32.6◦ в начальный момент T отсчета времени.После проверки всех систем и уточнения параметров орбиты повторно включаетсядвигательная установка третьей ступени в T + 2 ч для приращения скорости на∼ 3 050 м/с и перехода на траекторию перелета к Луне.На траектории Земля — Луна предусмотрена возможность проведения четырехкоррекций: в T + 9, 24, 54 и 71 ч.
При двух первых коррекциях регулируетсяскорость, а с помощью третьей — плоскость движения для обеспечения требуемого.Copyright ОАО «ЦКБ «БИБКОМ» & ООО «Aгентство Kнига-Cервис»5.2. Полет к Луне215наклонения к плоскости лунной орбиты. Наибольшее приращение скорости припервой коррекции составляет 17 м/с. В T + 76 ч с помощью маршевого двигателяосновного блока производится торможение скорости на ∼ 890 м/с для переводакорабля на селеноцентрическую орбиту 111 км × 315 км с наклонением ∼ 1.2◦к плоскости лунного экватора. Вторично двигатель включается в T + 80 ч, отрабатывая торможение еще на 50 м/с для уменьшения апоселения с 315 км до 120 км.Получаемая орбита 111 км × 120 км под действием гравитационного поля Лунытрансформируется в круговую орбиту высотой ∼ 110 км к моменту стыковки передвозвращением к Земле.Расстыковка ЛЭО и основного блока происходит в T + 100.1 ч, а в T + 101.6 чвключается двигатель посадочной ступени ЛЭО для уменьшения ее скорости на23 м/с и перевода на траекторию посадки с высотой периселения около 15 км.В периселении (T = T + 102.6 ч — новое начало отсчета времени) производитсяосновное торможение скорости ЛЭО.
При торможении тяга двигателя регулируетсяв широком диапазоне и изменяется угол тангажа. Расчетное время прилуненияT + 11 мин 54 с.Типовая программа предусматривает пребывание на Луне в течение ∼ 22 ч,т. е. старт происходит в T + 124.5 ч. Взлетная ступень ЛЭО получает приращениескорости около 1 850 м/с, причем отработка программы тангажа начинается ужена высоте 75 м.
Сначала взлетная ступень выводится на орбиту 17 км × 83 км,в апоселении которой с помощью небольшого импульса скорости (∼ 15 м/с) ступень переводится на соосную («ко-эллиптическую») орбиту с орбитой основногоблока. Стыковка совершается в T +128 ч при затратах характеристической скоростиоколо 20 м/с. Космонавты переходят в основной блок, который отделяется отвзлетной ступени ЛЭО и на 31-м витке по селеноцентрической орбите разгоняетсяна траекторию возвращения к Земле (приращение скорости ∼ 1 000 м/с).На траектории перелета Луна — Земля предусмотрена возможность проведениятрех коррекций: в T+148.5, 172 и 192 ч.
Разделение отсека экипажа и двигательногоотсека происходит в T + 194.8 ч. Отсек экипажа входит в атмосферу Землив T + 195.1 ч со скоростью 11 030 м/с под углом −6.5◦ ± 0.7◦ . Коридор входапо высоте условного перигея (см. п. 6.3) достигает 42 км, дальность полета отточки входа до места приводнения ∼ 2 400 км (допустимый диапазон дальностей2 200 ÷ 4 600 км).
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
