Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
Рис. 112. Траектория выведения либрационного спутника Lt. Окололунный участок показан в увеличенном масштабе (Av — тормозной импульс) [3 44J.
а именно станции, расположенные в коллинеарных точках либрации L1 и L2 (рис. 31 в § 6 гл. 4) [3.41, 3.44, 3.45], неподвижных относительно линии Земля — Луна. Космопорты могут удерживаться в окрестностях точек либрации (являющихся, как говорилось в § 6 гл. 4, неустойчивыми) с помощью электроракетных двигателей или даже солнечного паруса, создающих тягу для компенсации слабых возмущений [3.41]. (Заметим, что и низкая полярная орбита требует постоянных забот о компенсации возмущений, см. §3гл. 10.)
В § 3 гл. 10 мы, предполагая геоцентрическую орбиту подлета к точке L1 полуэллиптической, получили для импульса перехода на либрационную орбиту в точке L1 значение 0,65 км/с. Такой же импульс, сообщенный в противоположном направлении (тормозной с геоцентрической точки зрения и разгонный с селеноцентрической), переведет корабль, находящийся на рейде в космопорте L1, на полуэллиптическую траекторию возвращения к Земле, симметричную траектории прибытия.
Выведение в точку La по полуэллиптической орбите невозможно, так как сфера действия Луны нагонит корабль значительно раньше подхода к точке L2. На рис. 112 [3.44] показана траектория перелета к либрационной точке L2 (в системе координат, вращающейся § 8. ОКОЛОЛУННАЯ ОРБИТАЛЬНАЯ СТАНЦИЯ
295
вместе с линией^ Земля — Луна) х). Окрестность Луны достигается через 140 ч после старта с околоземной орбиты высотой 185 км (импульс схода равен 3,14 км/с). В ближайшей к Луне точке (высота 110 км) сообщается тормозной импульс 0,18 км/с, предупреждающий разгон корабля Луной, и в точке L2 — импульс 0,15 км/с. Суммарная характеристическая скорость оказывается меньше, чем при двухимпульсном запуске спутника Луны на оптимальную орбиту. Возвращение на околоземную орбиту из точки L2 должно осуществляться по траектории, симметричной показанной на рис. 112 относительно линии Луна — Земля.
Лунные транспортные корабли, достигающие точек либрации (как, впрочем, и выходящие на низкую орбиту) будут, вероятно, двухступенчатыми (если не будут ядерными), причем первая ступень, снизившись по эллиптической орбите, возвратится с помощью тормозного импульса на орбиту околоземного космопорта. Двухступенчатыми будут и лунные буксиры, улетающие на Луну из точек либрации: их первые ступени будут выходить на промежуточную низкую окололунную орбиту и возвращаться затем с нее в космопорт [3.44].
Лунные буксиры, базирующиеся на точки либрации, нуждаются в большем количестве топлива, чем буксиры, обслуживающие космопорт на низкой орбите, так как первые должны при посадке на Луну тормозить околопараболическую скорость, а для вторых сумма затрат для схода с орбиты и торможения при посадке лишь незначительно будет превышать круговую. Но зато из либрацион-ного космопорта практически доступны все точки лунной поверхности (включая невидимую из космопорта сторону Луны), так как для поворота плоскости селеноцентрической орбиты на любой угол требуются очень небольшие затраты скорости из-за малости селеноцентрических скоростей либрационных станций (0,15 км/с в точке L1 и 0,17 км/с в точке L2)- Заметим, что траектория лунного буксира, спускающегося из точки либрации, не может рассматриваться как кеплерова (движение и самого космопорта не является кеплеровым). Спуск будет продолжаться несколько суток.
Однако главное преимущество либрационных космопортов заключается в выполнении ими роли центров связи и управления всеми операциями вблизи Луны и на ней. Правда, залунный космопорт гораздо выгоднее при этом вывести не в точку L2, а в ее окрестность, чтобы он в соответствии с одним из решений задачи трех тел совершал движение по замкнутой орбите вокруг точки L2 («гало-орбита», рис. 113, а). Имеется в виду, конечно, движение в трехмерной системе координат, связанной с линией Земля — Луна (см. § 6
Сравнение с рис. 91, а (§4 гл. 9) показывает, что здесь му имеем дело Q прерванной разгонной траекторией. 296
ГЛ. 12. ЭКСПЕДИЦИЯ НА ЛУНУ
гл. 4). При радиусе гало-орбиты 3500 км станция будет совершать оборот за 2 недели. В отличие от спутника в точке L2, спутник на гало-орбите всегда будет виден с Земли (рис. 113,6). Он обеспечивает связь Земли с любой точкой невидимого лунного полушария, а Земля обеспечивает связь космопорта на гало-орбите с любой точкой видимого полушария. Если Землю заменить в этой схеме релейным
Релейный спутник \ І Z ^Jit/на
У v „Гала-орбита
б)
Рис. 113. Станция иа гало орбите вокруг точки L1: а) связь Земли с обратной стороной Луны» б) вид на гало-орбиту с Земли
спутником в точке L1 (откуда гало-орбита также видна), то мы получим глобальную систему связи для Луны, автономную от Земли. Это уменьшит время прохождения радиосигналов, что может иметь значение, например, для управления манипуляторами и луноходами, невидимыми из космопорта на гало-орбите. Борьба с возмущениями гало-орбиты потребует затраты характеристической скорости порядка 150 м/с в год. Если же разрешить станции изредка заходить за Луну, то достаточно будет и 30 м/с в год [3 44, 3.46].
