Автоматические космические аппараты - страница 24

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.

Ведь с целью создания искусственного спутника, обращающегося вокруг Марса по круговой орбите, необходимо уменьшить скорость КА, превышающую вторую космическую скорость для этой планеты до первой космической. А при создании спутника, обращающегося по эллиптической орбите, скорость КА должна быть промежуточной между первой и второй космическими скоростями для Марса. И чем больше скорость приближается ко второй космической, тем более вытянутым будет эллипс и тем выше апогей орбиты спутника.

Для осуществления посадки КА на планету, обладающую атмосферой, задача будет аналогична предыдущей.