Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
Такова принципиальная концепция проблемы полета человека на Луну, как она трактовалась в американской научно-технической литературе в начале 60-х годов [3.33]. Возможны, однако, различные варианты ее решения. В настоящей главе мы рассмотрим сравнительные достоинства и недостатки тех из них, которые не предусматривают спасения и вторичного использования отработавших ступеней ракет-носителей.
Заметим, что помимо экспедиции на поверхность Луны могут совершаться также беспосадочные полеты людей, сопровождающиеся превращением космического корабля в искусственный спутник Луны или простым облетом Луны.
Первая, более сложная, операция требует суммарной характеристической скорости, равной примерно 14,5 км/с. Она складывается из второй космической скорости выхода на траекторию полета к Луне (11 км/с), аэродинамических и гравитационных потерь при запуске (оцениваемых, по разным источникам, в 1,2-і-1,6 км/с), импульсов выхода на орбиту спутника Луны и схода с нее (каждый не менее 0,8 км/с в случае низкой круговой орбиты) и резерва скорости на коррекции. Разница по сравнению с запуском автоматического спутника Луны заключается в затратах на возвращение на Землю.
Характеристическая скорость простого облета Луны не отличается от таковой для непилотируемого облета и несколько превышает 12 км/с. Экспедиция с временным выходом на орбиту искусственного спутника Луны требует больших энергетических затрат, 270
ГЛ. 12. ЭКСПЕДИЦИЯ НА ЛУНУ
чем простой «безостановочный» пилотируемый облет Луны, однако она более проста с точки зрения управления. Безостановочный облет, подобный полетам аппаратов «Зонд-5—8», происходившим в 1968—1970 гг., требует высокой оперативности управления и большой точности выведения на траекторию полета. Невозможно изменить существенно план уже начавшейся операции, например задержать возвращение на Землю.
Летно-конструкторская отработка космического аппарата для полетов к Луне проводилась в автоматическом варианте при экспериментах с советскими станциями «Зонд-4—8». При этом станции «Зонд-5—8» совершили облет Луны со спуском в земной атмосфере (см. § 3 гл. 11).
В коние декабря 1968 г. ті во второй половине мая 1969 г. в США были, в порядке подготовки высадки на Луне, осуществлены запуски на окололунные орбиты кораблей «Аполлон-8» и «Аполлон-10» с экипажами по три человека. Корабли совершали переход с первоначальной эллиптической орбиты высотой примерно 112-І-312 км на круговую орбиту высотой 112 км. От корабля «Аполлон-10» отделялся, кроме того, лунный отсек («Аполлон-8» его не содержал), также совершавший маневры (переход на эллиптическую орбиту с периселением на высоте 15,2 км, разделение ступеней отсека, стыковка с основным блоком).
Интересно отметить некоторые особенности, присущие операции запуска пилотируемого спутника Луны, а следовательно, и экспедиции на лунную поверхность.
Если траектория полета к Луне является облетной, то ближайшая к Луне ее точка располагается над обратной стороной Луны. Но именно в этой точке выгоднее всего сообщить тормозной импульс (см. § 2 гл. 10). Значит, маневр перехода на окололунную орбиту должен совершаться в условиях отсутствия радиосвязи с Землей.
В случае, если облет Луйы близок к плоскому, движение по окололунной орбите должно быть обратным по отношению к обращению Луны вокруг Земли, так как сам облет совершается в обратном направлении (см., например, траектории во вращающейся системе отсчета на рис. 84).
Если первоначальная окололунная орбита была эллиптической с периселением над обратной стороной (в точке торможения), то переход на круговую или эллиптическую орбиту выгоднее всего совершать в этой же точке, т. е. опять-таки в условиях отсутствия радиосвязи с Землей.
Наконец, сход с окололунной орбиты для возвращения на Землю также должен совершаться над обратной стороной Луны (см., например, рис. 99, б), если движение вокруг Луны — обратное.
Перечисленные особенности были присущи окололунным орбитам всех кораблей серии «Аполлон». $ Г. ПРЯМОЙ ПОЛЕТ ЗЕМЛЯ - ЛУНА - ЗЕМЛЯ
271
§ 2. Прямой полет Земля — Луна — Земля (первый вариант лунной экспедиции)
Нам известны основные скоростные характеристики каждого этапа полета на Луну и обратно. Опираясь на них, мы можем рассчитать примерную стартовую массу ракеты-носителя при некоторых допущениях в отношении конструкции ракеты и используемого в ней топлива. Это позволяет оценить возможности постройки соответствующего носителя.
Так как мы не собираемся составлять подлинный проект экспедиции на Луну, то будем пользоваться лишь теми формулами, которые были выведены в главе 1, и исходить из тех упрощающих предположений, которые там делались.
Наши вычисления будут основываться на формуле (8) § 3 гл. 1:
Здесь M0— начальная масса (перед стартом) всей ракетной системы вместе с космическим кораблем; тп — масса полезной нагрузки, т. е. кабины с космонавтами, которая должна спуститься на Луну и затем вернуться на Землю; V — суммарная характеристическая скорость; W — эффективная скорость истечения выхлопных газов; S — структурный коэффициент (показатель совершенства конструкции) ступени; п — число ступеней, е=2,71828. Напомним, что эта формула выводилась в предположении, что скорость истечения w для всех ступеней одинакова (топливо одинаково для всех ступеней), конструктивные характеристики всех ступеней также одинаковы и потому одинаковы идеальные скорости всех ступеней.
