Механика космического полета в элементарном изложении - Левантовский В.И.
Скачать (прямая ссылка):
355
должна подвергаться заметному возмущающему влиянию нашей планеты.
Запуск с начальной скоростью, равной третьей космической (16,65 км/с), позволяет вывести космический аппарат на круговую орбиту радиуса 1 а. е., наклоненную к плоскости эклиптики на угол 24°. Максимальное расстояние аппарата от Земли (через 3 месяца) составит 60 млн. км.
С точки зрения исследования Солнца представляет интерес достижение высоких гелиографических широт, т. е. возможно большее отклонение от плоскости солнечного экватора, а не от эклиптики. Но эклиптика уже наклонена к солнечному экватору на угол 7,2°. Поэтому выход из плоскости эклиптики желательно совершить в узле эклиптики — точке пересечения орбиты Земли с плоскостью солнечного экватора, чтобы отклонение орбиты зонда от плоскости эклиптики прибавилось к уже имеющемуся естественному наклону самой эклиптики. Поскольку ось Солнца наклонена в сторону точки осеннего равноденствия, старт должен осуществляться в середине лета или в середине зимы, когда ось Солнца видна «сбоку».
§ 3. Поворот плоскости орбиты с помощью
солнечной ЭРДУ
Если космический аппарат уже покинул сферу действия Земли, то поворот плоскости его орбиты может быть успешно осуществлен с помощью малой тяги. Сам выход к границе сферы действия Земли может быть также произведен посредством малой тяги при старте с околоземной орбиты, но может быть для этого использована и химическая ракета. В последнем случае при геоцентрической скорости выхода, равной нулю (Vbux=V00=0), малая тяга начнет воздействовать на орбиту, совпадающую с эклиптикой, т. е. уже наклоненную к солнечному экватору на 7,2°. Если ракета-носитель способна обеспечить некоторое значение ^>0, то всегда можно так подобрать направление выхода из сферы действия Земли, чтобы орбита искусственной планеты была круговой радиуса 1 а. е. с некоторым наклоном і к эклиптике, и так подобрать момент старта, чтобы начальный наклон к плоскости солнечного экватора равнялся /0=/+7,2°.
На рис. 135 [4.36] точка А соответствует точке старта, и она же является узлом и орбиты Земли и орбиты искусственной планеты. Чтобы увеличить наклон орбиты, малая тяга должна прикладываться перпендикулярно к ее плоскости сразу же после выхода из сферы действия Земли, но сниматься задолго до прихода (через 3 месяца после старта) в точку В наибольшего отклонения от плоскости солнечного экватора. На следующем активном участке, простирающемся по обе стороны узла С (он достигается через 6 месяцев после старта), малая тяга прикладывается также перпендикулярно к пло- 356 ГЛ. 15. зондирование межпланетного пространства
скости орбиты,^ho в направлении, противоположном первому участку (аппарат поворачивается на 180°). Малая тяга не только изменяет наклон орбиты, но и несколько продвигает вперед ее узлы, так что еще через 6 месяцев космический аппарат, пройдя максимальное
тора Солнца. Управление тягой ЭРДУ упрощено тем, что^ расстояние от Солнца неизменно. Наиболее интересные наблюдения — в точках максимального удаления — производятся при неработающей ЭРДУ, что также удобно.
Согласно опубликованным расчетам [4.361, при чистой массе зонда (без ЭРДУ) 200 кг и использовании ракеты-носителя «Ти-тан-ЗС» может быть достигнут наклон к плоскости солнечного экватора, равный 41°. Тот же космический аппарат может быть выведен на орбиту искусственной планеты с наклоном к плоскости экватора только 27°, если вместо того, чтобы снабдить аппарат солнечной ЭРДУ, ракета-носитель будет дополнена ступенью «Бернер-2». Аналогично для ракеты-носителя «Титан-30 — Центавр» и аппарата с ЭРДУ — 51°, а для ракеты «Титан-30 — Центавр — Бернер-2» и аппарата без ЭРДУ — 34°. Во всех случаях предполагаются три активных участка (общей продолжительностью примерно 360 сут), мощность ЭРДУ 10 кВт и удельный импульс ЭРДУ 2600 с.
§ 4. Двухимпульсные орбиты искусственных планет
До сих пор мы имели дело с искусственными планетами, выводимыми на орбиты с помощью одного импульса скорости. Только с помощью второго импульса, сообщаемого вне сферы действия Земли, можно вывести космический аппарат на орбиту искусственной планеты, не имеющую общих точек с орбитой Земли.
Таким путем, например, искусственная планета может быть выведена на круговую орбиту. Для этого она первоначально выводится на внутреннюю или внешнюю переходную орбиту, и затем ей сообщается второй импульс соответственно в перигелии (тормозной) или в афелии (разгонный), доводящий ее скорость до местной круговой.
отклонение в точке D1 пересечет плоскость солнечного экватора в точке Е, по обе стороны которой расположится новоїй активный участок, и т. д.
4 *«
Рис 135. Поворот плоскости орбиты с помощью малой тяги [4 36]
Таким путем, пока не будет израсходован запас рабочего тела, космический аппарат, оснащенный солнечной ЭРДУ, за несколько витков (т. е. несколько лет!) удалится довольно далеко от плоскости эква- § 4. ДВУХИМПУЛЬСНЫЕ ОРБИТЫ ИСКУССТВЕННЫХ ПЛАНЕТ 357
Внутренние круговые орбиты искусственных планет с малыми радиусами особенно интересны для исследования Солнца. Крайним случаем является искусственная планета, движущаяся непосредственно вблизи поверхности Солнца и представляющая, разумеется, лишь теоретический интерес^из-за колоссальной температуры солнечной атмосферы. Тормозной импульс должен равняться 178 км/с (разница между скоростью 615 км/с подлета к краю Солнца и местной круговой скоростью 437 км/с). Таким образом, запуск низкого спутника Солнца является заведомо технически нереальной задачей.
