Специальные орбиты полета к Луне

В зависимости от поставленных целей полета к Луне все орбиты можно условно разделить на следующие основные классы:

- попадание в Луну;

- облет Луны;

- выход на орбиту спутника Луны;

- возвращение с Луны на Землю.

Такое разделение произведено совсем не случайно. Каждому из названных классов орбит присущи "персональные" особенности и характеристики. Например, по скоростям отлета с Земли, по необходимой точности выведения на орбиту и др. Там, где не будет специально оговорено, будем предполагать, что старт космического аппарата к Луне производится с орбиты спутника Земли высотой 200 км, причем плоскость ее совпадает с плоскостью орбиты Луны.

Попадание в Луну. Задача попадания в Луну является наиболее простой из всех задач, связанных с полетами к Луне. Достаточно упомянуть хотя бы то обстоятельство, что для приближенного расчета орбиты полета к Луне можно пренебречь влиянием притяжения ее.

Результаты расчетов показывают, что при старте с минимальной начальной скоростью за счет пренебрежения притяжением Луны получается промах в несколько десятков километров относительно центра Луны. По мере увеличения начальной скорости величина промаха уменьшается и с приближением скорости отлета к параболической становится менее одного километра.

При эллиптических начальных скоростях сближение космического аппарата с Луной возможно по двум типам траекторий - на восходящей ветви и на нисходящей ветви (рис. 82). При гиперболических начальных скоростях, очевидно, достижение Луны возможно только на восходящей ветви.

Рис. 82. Два типа траекторий попадания в Луну: 1 - Земля; 2 - Луна

Естественно, что с увеличением: начальной скорости отлета от Земли время полета к Луне сокращается. Это наглядно иллюстрируется графиком, данным на рис. 83. На нем по горизонтальной оси отложена величина ΔV, показывающая превышение скорости отлета над парабрлической (напомним, что параболическая скорость отлета равна 10,99967 км/сек, минимальная скорость - 10,90525 км/сек). Когда ΔV имеет положительный знак, то фактическая скорость отлета равна параболической плюс ΔV. Наоборот, если ΔV отрицательна, то скорость отлета равна параболической минус ΔV В практически осуществимых полетах время полета может изменяться в пределах от 4,5 до 1,5 суток.

Рис. 83. Время полета до орбиты Луны

Но стартуя с Земли со скоростью, близкой ко второй космической, мы еще не гарантированы, что можно уверенно достичь Луны. В нее надо попасть, а для этого необходимо очень точно прицелиться. Вот несколько цифр, которые наглядно характеризуют необходимую точность попадания в Луну. При скоростях старта с орбиты спутника Земли, меньших чем параболические на 50 - 60 м/сек, т. е. при полете по эллиптическим орбитам, предельные ошибки по скорости составляют 10 м/сек, а по углу наклона ее - 0,4°.

И это при скорости отлета ракеты около 11 км/сек! При превышении ошибок выведения по сравнению с указанными ракета не попадет в Луну. А ведь нужно попасть не просто в Луну, а в некоторую ограниченную, видимую с Земли область, т. е. стартовать необходимо еще с большей точностью! При скоростях отлета, превышающих параболические, т. е. при полете к Луне по гиперболическим орбитам, требования к точности выведения несколько ослабляются и предельные ошибки по скорости возрастают до 20 - 40 м/сек, а по углу, наоборот, уменьшаются до 0,3°.

Однако отклонения орбиты определяются совместным влиянием погрешностей по скорости и углу. Учитывая также влияние других погрешностей, например, неточное значение массы Земли, приводящих к отклонению орбиты, можно считать, что для полетов по попадающим траекториям к Луне с начальными гиперболическими скоростями погрешности выведения не должны превышать по скорости 10 - 20 м/сек, по углу 0,15 - 0,20°.

В случае старта со средних широт, т. е. с территории Советского Союза, когда плоскость орбиты полета не совпадает с плоскостью орбиты Луны, требования к попадающим орбитам становятся еще более жесткими. Например, для второй советской космической ракеты ("Луна-2"), которая совершала полет к Луне по гиперболической орбите, погрешность в скорости выведения, равная 1 м/сек, приводит к отклонению точки встречи с Луной на 250 км.

Всех читателей сайта очень прошу делиться статьями сайта в соц.сетях. Заранее благодарю. Admin.

Эта запись опубликована в рубрике Освоение Луны с метками .

Добавить комментарий

Ваш e-mail не будет опубликован. Обязательные поля помечены *