Автоматические космические аппараты - Евгений Попов

Межпланетные станции, отправляющиеся в длительное путешествие для изучения далеких планет, могуг стартовать только в определенные периоды времени. Это вызвано тем, что все планеты (в том числе и Земля) вращаются вокруг Солнца с разными периодами обращения и на разных расстояниях от центрального светила. Сближение планет (так называемые противостояния) происходит в разное время: например, противостояние Земли и Венеры происходит в среднем каждые 584 сут, (1 год и 7 мес.), а противостояние Земли и Марса — 780,4 сут (2 года и 2 мес.).

Наш естественный спутник, Луна, обращается вокруг Земли с периодом 27 сут, а период смены ее фаз или синодический период, составляет 29,5 сут. Практически Луна находится почти всегда на одинаковом расстоянии от Земли — 384 тыс. км. (Луна движется по эллипсу с апогеем 407 тыс. км и перигеем 366 тыс. км.) Принципиально запуск ракеты для достижения Луны возможен в любые сутки, т. е. при любом положении Луны на орбите вокруг Земли. Однако расчеты показывают, что энергетически выгоднее проводить запуск с земной поверхности в определенные астрономические сроки.

Известно, что плоскость орбиты Луны наклонена к плоскости земного экватора. Поэтому при ее движении по орбите все время меняется склонение Луны, т. е. угол, составленный направлением от центра Земли к Луне с плоскостью земного экватора. В связи с этим с территории Советского Союза энергетически выгодно осуществлять запуски тогда, когда Луна находится вблизи точки своей орбиты с минимальным склонением. В этом случае на участке разгона ракета будет двитаться с наименьшим углом к земной поверхности и потери скорости вследствие притяжения Земли будут минимальными (а это обеспечит посылку на Луну максимального груза).

Необходимо также учитывать и условия работы системы ориентации. Для проведения коррекции траектории полета система ориентации в качестве опорных светил использует Солнце и Землю, а при торможении — и Луну. Для нормальной работы системы эти светила должны быть относительно станции разнесены в стороны: приближение Луны или Земли к линии визирования на Солнце увеличивает риск выхода из строя земных или лунных оптических датчиков вследствие засветки их Солнцем.

Для обеспечения наиболее благоприятных условий освещенности и наилучшего теплового режима КА, посадка, как правило, планируется в районе утреннего терминатора. Это задает определенное положение Луны на орбите в момент сближения со станцией, а следовательно, и дату подлета к Луне и дату запуска КА. Поскольку необходимое относительное расположение Земли, Луны и Солнца повторяется с периодичностью в один синодический, месяц, то с той же периодичностью повторяются даты старта.

Во время полета к Луне автоматического КА приходится решать ряд сложных задач. Так, например, после старта КА «Луна-9» и после определения ее истинной траектории был проведен сеанс коррекции траектории полета, чтобы скорректированная траектория стала проходить через расчетную точку прилунения. За 2 ч до подлета система ориентации КА с помощью оптических средств развернула станцию по направлению лунной вертикали, при этом тормозной двигатель повернулся соплом в сторону Луны. Затем система управления КА с помощью гироскопического устройства сохраняла это положение до момента включения тормозной двигательной установки.

Когда до лунной поверхности осталось 75 км, по команде от автономного высотомера включилась двигательная установка КА и от него отделились два отсека с аппаратурой, ставшие уже ненужными. В этих отсеках находилась аппаратура системы ориентации и часть системы управления, выполняющая функции ориентации и управления полетом при коррекции и подготовки включения двигательной установкой. Сброс лишнего груза позволил с меньшим запасом топлива совершить мягкую посадку.

Работа двигателя регулировалась с учетом показаний высотомера КА. Скорость, близкая к нулевой относительно Луны, достигалась в нескольких метрах от поверхности. Двигатель выключался, и начиналось свободное падение КА на Луну. Перед моментом прилунения с целью сохранения станции ее надо было отделить от двигательной установки. Для этого на КА имелась намотанная на катушку пружинная стальная лента. В момент выключения двигателя лента освобождалась: вращаясь, катушка почти мгновенно слетала с ленты, которая по мере схода с катушки сворачивалась в длинную трубку. В результате образовывался жесткий щуп длиной 4 м, направленный в сторону Луны. В момент его касания лунной поверхности замыкался контакт, и станция освобождалась от связи с двигательной установкой за счет сжатого газа, сбрасывающего станцию. Энергия удара станции о поверхность гасилась двумя амортизационными баллонами, которые были надуты перед посадкой. Несколько прыжков КА по поверхности, и после успокоения по команде от программно-временного устройства баллоны тоже сбрасывались — станция опускалась на поверхность. Яйцевидная форма станции, севшей на Луну, рациональна: ее верхняя яйцевидная часть была пустотелая и образовывалась четырьмя лепестками, при раскрытии которых они превращались в антенны для передачи информации на Землю. Собственно станция по форме близка к шару, но ее центр тяжести располагался в нижней части, что обеспечивало правильное положение на грунте (практически при любых условиях посадки).

Если полет к Луне может быть совершен не в любой день, то тем более и полеты к планетам Солнечной системы могут совершаться лишь в определенные периоды времени. Во-первых, прежде чем осуществить запуск межпланетной станции к другой планете, надо выбрать траекторию полета. Полет к другим планетам по прямолинейным траекториям экономически не выгоден. Хотя у этих траекторий и есть одно преимущество: сроки перелета по ним самые короткие. Так, до Венеры можно было бы добраться всего за 25 сут. Но пока это недостижимо, и приходится обращаться за помощью к гравитационному полю Солнца (правда, при этом продолжительность полета значительно возрастает). Такие наиболее выгодные в энергетическом отношении траектории полета предложил немецкий теоретик звездоплавания В. Гоман.

Гомановская траектория — это полет по полуэллипсу, касающемуся одновременно орбиты Земли и орбиты планеты назначения. По такой траектории полет до Венеры занимает 147 сут, а до Марса — 237 сут. И естественно, этот полет можно совершать не всегда: момент старта выбирается так, чтобы ко времени достижения КА орбиты планеты назначения последняя оказалась в той же точке, что и межпланетная станция. А при постановке более сложной задачи — когда надо вернуть назад КА — необходимо у планеты выждать, когда наступит благоприятное для старта взаимное положенне планеты и Земли.

Для Венеры такой период ожидания составляет 470 сут, для Марса — 450 сут. Поэтому перелет по гомановским траекториям требует минимального времени путешествия на Марс и обратно 968 сут, а на Венеру — 762 сут. Однако на практике все не так просто. Ведь наши рассуждения исходили из того, что орбиты планет круговые и лежат в одной плоскости. В действительности же орбиты планет являются эллиптическими, а плоскости планетных орбит наклонены к плоскости земной орбиты. Кроме того, на полет межпланетной станции влияет не только гравитационное поле Солнца, но и других планет, которые несколько искажают траекторию полета.

На выбор траектории влияет и ряд других факторов. Так, для выведения большей массы надо иметь минимальную скорость отлета с Земли. Кроме того, время полета желательно сократить до разумного минимума, и конечная скорость у планеты назначения должна быть минимальной для совершения посадки или создания спутника с наименьшими энергетическими затратами.

Для вывода КА на орбиту спутника планеты надо доставить его в заданную точку относительно планеты и затормозить до первой космической скорости для данного небесного тела. Эта доставка в заданную точку сопряжена с определенными трудностями. Так, расстояние до Солнца и планет определено не абсолютно точно, а с некоторой ошибкой (даже радиус земной орбиты вычислен с ошибкой в 250 км). Поэтому уже расчетная траектория содержит в себе ошибки. А для создания искусственного спутника планеты надо знать и точное расстояние до нее.

Все это может осуществить система космической астроориентацин и навигации. Такая система применялась на межпланетных станциях типа «Марс». С помощью оптического датчика в течение длительного времени определялось направление на центр планеты при подлете к Марсу. Другой же датчик определял расстояние до планеты по угловому размеру ее диска. Данные измерений поступали в бортовую ЭВМ, которая и рассчитывала время пролета через перицентр (т. е. момент включения двигательной установки) и расстояние до планеты. Эти же данные учитывались и при определении величины тормозного импульса.