Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
Необходимо, как мы увидим в следующем параграфе, чтобы траектория возвращения полого входила в атмосферу Земли. Уточнить вход можно путем коррекции, причем сделать это нужно как можно раньше, пока геоцентрическая скорость невелика (при выходе из сферы действия Луны она близка к 1 км/с) и легко исправить ее направление.
Пусть старт с Луны дается в тот момент, когда Луна находится в точке JI0 (рис. 99, а). Ввиду отсутствия у Луны атмосферы разгон может совершаться полого (как показано на рис. 99, а), что уменьшит гравитационные потерн, но может совершаться и вертикально, что упрощает управление стартом. Селеноцентрическая гиперболическая траектория в сфере действия Луны показана на рис. 99, б. (В случае вертикального старта это была бы проходящая через центр Луны прямая, параллельная асимптоте гиперболы.) Космический аппарат выходит в точке К к границе сферы действия Луны со скоростью vBbIX в тот момент, когда Луна находится в точке JI1. Fro геоцентрическая траектория JI0K внутри сферы действия показана на рис. 99, а. На рис. 99, в мы видим построение треугольника скоростей для нахождения вектора геоцентрической скорости выхода Увых по селеноцентри- § 1. ТРАЕКТОРИИ ВОЗВРАЩЕНИЯ
257
ческой ВЫХОДНОЙ скорости г/вых И ПО скорости Луны Vj7x в точке JI1.
Рассмотрение рис. 99 позволяет сделать следующие выводы:
1) Гораздо легче вернуться,гна Землю по прямым геоцентрическим траекториям, чем по обратным (огибающим Землю в направлении, противоположном движению Луны и направлению ее вращения). Последние потребовали бы большей селе- s---
ноцентрической скорости вы- jr)J ^
хода с/вых для получения той же по величине геоцентрической скорости Vbux (но направленной в сторону «обратного огибания» Земли).
2) При возвращении с Луны на Землю невозможен выход из сферы действия Луны в сторону движения Луны, т. е. фронтальная часть сферы действия является запретной для выхода после взлета (сравните с обратной закономерностью для полетов к Луне, указанной в § 1 гл. 9). Вертикальный старт возможен только в тыльной (восточной) части экваториальной зоны Луны (примерно район восточной части Моря Изобилия и материка восточнее его).
При скорости отлета с Луны порядка 2,5 км/с космический корабль направится к Земле по полуэллиптической траектории и после 5 сут полета войдет в земную атмосферу со скоростью, равной скорости отлета с Земли на Луну по аналогичной траектории, т. е. около 11 км/с.
При скорости отлета с Луны, равной 2,56 км/с, корабль выйдет к границе сферы действия Луны со скоростью 1 км/с. Если направить при этом корабль таким образом, чтобы его селеноцентрическая скорость на границе сферы действия была противоположна скорости Луны, то, очевидно, геоцентрическая скорость корабля будет равна нулю. Тогда корабль начнет падать на Землю по вертикальной траектории и через 5 сут войдет в атмосферу также со скоростью, примерно равной 11 км/с [3.22].
Такого же порядка, т. е. порядка второй космической скорости, будут и скорости входа в земную атмосферу космических аппаратов, облетевших Луну или стартующих с орбиты спутника Луны, так как во всех случаях геоцентрическая скорость выхода должна иметь величину от 0 до 1 км/с.
Рис. 99. Динамика возвращения с Луны на Землю. Масштабы расстояний и скоростей не соблюдены. 258
ГЛ. 11. ВОЗВРАЩЕНИЕ НА ЗЕМЛЮ
Как и ири старте с Земли, отлет с Луны может сопровождаться предварительным выходом на окололунную промежуточную орбиту. Это позволяет преодолеть неудобства селенографического положения точки старта.
§ 2. Вход в земную атмосферу и спуск
Вход в атмосферу не может происходить чересчур круто, так как при этом участок торможения будет мал, время торможения коротко, нарастание плотности атмосферы происходит слишком стремительно. В результате космический аппарат или корабль с людьми на борту испытает слишком большие перегрузки, что может вызвать разрушение аппаратуры или — и это главное — гибель космонавтов. По существу, «крутыми» приходится считать почти все траектории возврата с Луны, перигеи которых лежат под поверхностью Земли. Самой «крутой» является, естественно, прямолинейная (вертикальная) траектория.
Войдя в атмосферу, космический корабль под действием ее сопротивления сходит с кеплеровой траектории и опускается ниже. Поэтому перигеи, о которых говорилось, фактически не достигаются даже в том случае, когда они лежат над земной поверхностью. Их называют условными.
Если условный перигей расположен слишком высоко над поверхностью Земли, то космический корабль встретит лишь слабое сопротивление разреженных слоев атмосферы, которое окажется недостаточным для того, чтобы заставить его опуститься на Землю. В результате он, потеряв небольшую часть скорости, вырвется в заатмосферное пространство и превратится в спутник Земли с большой эллиптической орбитой. Завершив один оборот, он снова войдет в атмосферу и, потеряв еще часть скорости, снова выйдет на эллиптическую орбиту, уже меньшего размера и несколько иначе расположенную. Апогей приблизится к Земле, перигей тоже приблизится, но очень слабо, а большая ось орбиты повернется на некоторый угол (на рис. 100 этот поворот преувеличен) из-за того, что направление выхода из атмосферы несколько отклонено от направления входа. Большое количество таких «тормозных эллипсов» позволяет в принципе постепенно погасить всю огромную скорость первоначального входа в атмосферу [3.23].
